战术导弹非对称涡控制技术研究*

董国国，王学占，王立强

(中国空空导弹研究院，河南洛阳 471009)

0 引言

面向未来作战环境的新型战术导弹将面临小型化、高机动、高敏捷、隐身、多用途等性能挑战，单纯利用气动控制面产生控制过载和飞行姿态的方式已不足以满足未来导弹性能的要求，通过涡的利用和控制技术来提升导弹气动性能的主动流动控制技术越来越得到人们的重视。鸭翼、边条翼、增升装置等传统的涡控制技术已在飞机、导弹设计领域成功应用，适时、动态的新型主动涡控制技术将是未来的发展方向。可进行“开－关控制”的微型扰流装置对提升战术导弹的作战性能是极为有利的。

使用微型扰流装置来提高流场控制效率的研究起源于20世纪。近些年来，微型扰流装置应用已经在风洞中进行了大量的试验[1－2]。Patel等人[1]在亚音速条件下通过影响非对称涡的形成和分离，成功的稳定了大攻角飞行的正切卵形头部的类炮弹体。Garon等人[2]利用自由飞风洞试验设施，在马赫数为0.8～2.3的一系列流场中，进行了微机电系统(MEMS)控制的导弹表面突起物对整个流场影响的研究。然而，这些研究主要集中于大攻角范围[3－6]。

文中则主要关注从小攻角到中等攻角这个范围内的流动控制，通过微型扰流块的工作来扰动来流并产生不对称涡来产生额外的控制气动力增益，设计了简化的战术导弹模型和微型扰流块，通过数值模拟验证了微型扰流块改变导弹飞行姿态，提高导弹侧向机动性能的能力。

1 模型设计

导弹模型弹径为D，头部为圆锥形，头部长3D，全长13D;扰流块为立方体，高 H=0.033D，宽 w=0.089D，厚 t=0.026D，轴向位置为距离头部尖点0.844D处。图1给出了导弹和扰流块组合关系图。

图1 导弹和扰流块组合关系图

2 数值模拟方法

2.1 控制方程

控制方程为一般曲线坐标系下的雷诺平均N-S方程，方程形式为:

具体求解采用有限体积方法。其中，湍流模型采用k-ωSST模型，空间离散采用Roe格式，求解采用LUSGS隐式离散，时间推进采用多重网格加速收敛技术。

图2 扰流块附近网格细节图

2.2 计算网格

采用结构网格，物面网格加密处理，网格第一层高度为 0.01mm，网格单元总数限制在200万左右。估算19°攻角时考虑扰流块拓扑的无扰流块导弹流场计算误差约为2%，为法向力系数的1.2%。扰流块附近的网格细节见图2。

2.3 流场求解

采用风洞坐标系描述，坐标原点为导弹头锥理论顶点，X轴沿弹轴指向前，Y轴在垂直平面内垂直X轴指向上，Z轴垂直OXY构成右手坐标系。来流状态为Ma=1.5，P=26000Pa，T=206K，Re/L=15.2E+06，计算攻角为 0°、5°、10°、15°、17°、19°、20°和 22°。参考长度取 D=0.2m，参考面积取0.0314m2。

3 计算结果

3.1 扰流块对导弹流场的影响

图3给出导弹有和无扰流块的流场涡结构对比，计算攻角为19°，扰流块周向角为 －45°，沿弹身轴向几个截面距头部理论顶点的距离分别为0.3m、0.5m、0.85m、1.35m、1.85m及2.35m。由图3(a)看出，导弹物面的粘性阻滞及逆压梯度共同作用导致物面边界层分离，原保持于物面附近的有涡层迅速离开物面进入主流场，边界层在距头部0.3m以前已经发生分离，最终在背风侧产生一对明显的分离涡，这对主分离涡沿流向移动时不断吸收从弹体卷起的涡片，涡核距弹身的距离、涡强逐渐变大，在最后两个截面已有二次涡出现，但左右分离涡始终对称。由图3(b)看出，扰流块的存在对导弹左侧的涡系起到了增强和放大作用，左侧的集中涡明显大于右侧，整个流场的涡系出现了明显的不对称，弹身左侧分离涡较右侧更快发展以及脱离弹体面，分离线更为靠下(俯视)，右侧涡系受到左侧涡系的吸附及诱导，涡核较无扰流块时更靠近中心对称面，最终越过了对称面。

图3 流场涡结构对比图

图4 给出扰流块压力分布及导弹周围流线。扰流块高压区出现在迎风面一角，是由弹身遮挡及附面层影响造成的。由于扰流块迎风面积及浸润面积较小，其占全弹阻力的比例很小;导弹头部区左侧流线因扰流块的增强和放大作用而呈现明显的螺旋状，右侧则在过头部后才出现螺旋状。

图4 扰流块压力分布及导弹周围流线

图5 水平对称面内Cp对比

图5 和图6给出有与无扰流块弹体水平对称面轴向压力系数对比和周向压力系数对比。可以看出:扰流块对导弹物面压力分布有较大影响，两侧压力明显不对称，无扰流块一侧物面压力小于有扰流块一侧，弹身左侧在安装扰流块后压力变大，右侧则相反，图5中弹体尾部规律与此相反，初步考虑是由左侧卷起的二次分离涡造成的。

图6 弹体周向Cp对比

3.2 扰流块对气动特性的影响

图7 Cz随攻角变化曲线

图8 Cz/Cn随攻角变化曲线

图9 My随攻角变化曲线

图7 和图8分别给出了导弹和扰流块组合的侧向力系数、侧向力系数与法向力系数比值随攻角变化情况。结果表明:体积微小的扰流块能产生非常可观的侧向力，对导弹侧向控制非常有利，最大侧向力出现在攻角19°左右。

图9给出组合的偏航力矩系数随攻角变化情况，大致规律同侧向力系数。

图10给出组合的滚转力矩系数随攻角变化情况，由于扰流块本身产生的 mx很小，弹身上虽然左右压力分布不同，但是力臂很小，其值亦较小。

图11～图14给出组合的法向力系数、纵向压心、前体阻力系数随攻角变化情况。扰流块对其它气动特性影响较小，加装扰流块后法向力和阻力略有增加，压心略有后移。

图10 Mx随攻角变化曲线

图11 Cn随攻角变化曲线

图12 Xcp随攻角变化曲线

图13 Caf随攻角变化曲线

4 结论

通过数值求解N-S方程，研究了微型扰流装置在“开启”状态下战术导弹超音速流场的流动特性，得到如下结论:

1)对于战术导弹类细长体导弹外形，通过微型扰流装置能控制流场涡系。扰流块对流场涡系起到增强和放大作用，有扰流块一侧的分离涡更快地发展以及脱离弹体面，同时对另一侧的涡系产生吸附及诱导作用，使整个流场的涡系严重不对称。

2)微型扰流装置工作的有效攻角范围大，能显著提高战术导弹姿态控制、侧向机动能力。最大侧向力出现在攻角19°左右，对导弹其他气动特性的影响较小。

[1]Patel M P，Prince T S，Carver R，et al.Deployable flow effectors for phantom yaw control of missiles at high alpha，AIAA 2002 －2827[R].2002.

[2]Garon K D，Abate G L，Hathaway W.Free-flight testing of generic missile with MEMS protuberances，AIAA 2003－1242[R].2003.

[3]Bernhardt J E，Williams D R.Close-loop control of forebody flow asymmetry [J].Journal of Aircraft，2000，37(3):491－498.

[4]ROOS F W.Microblowing for high-angle-of-attack vortex flow control on a fighter aircraft[J].Journal of Aircraft，2001，38(3):454－457.

[5]Malcolm G N.Forebody vortex control－A progress review，AIAA 93 －3540[R].1993.

[6]Williams D.A review of forbody vortex control scenarios，AIAA 97 －1967[R].1997.

[7]吕国鑫，陈绍明.飞航导弹气动设计[M].北京:中国宇航出版社，2009.