非对称变弹翼高速导弹气动特性计算与分析

李 通，闫 鹏，蒋瑞民，周 军

(1.西北工业大学 精确制导与控制研究所， 西安 710072；2.中国航天科技集团公司， 北京 100048)



【装备理论与装备技术】

非对称变弹翼高速导弹气动特性计算与分析

李 通1，闫 鹏2，蒋瑞民1，周 军1

(1.西北工业大学 精确制导与控制研究所， 西安 710072；2.中国航天科技集团公司， 北京 100048)

通过不对称旋转左右弹翼的后掠角实现弹翼的不对称变化，利用飞行器快速计算软件Missile Datcom计算不同条件下导弹的气动参数。基于气动数据分析了后掠角非对称变化对升力、阻力、俯仰力矩及滚转力矩等气动特性的影响。通过分析可知，弹翼的不对称变形可显著的改变滚转力矩系数，将不对称变形的弹翼作为辅助控制机构，控制导弹的滚转运动，提高滚转运动的准确性和快速性。

非对称变弹翼；Missile Datcom；气动特性；滚转运动

导弹在不同飞行阶段，对气动特性的要求不同：中制导阶段，为实现对目标的快速跟踪，要求降低气动阻力提高飞行速度；末制导阶段，为获得较大的机动过载，要求增加升力提高可用过载[1]。因此，人们提出利用变弹翼的方式提高导弹的气动效率。通过改变弹翼的后掠角，展长及弦长等实现导弹气动特性的改变，适应巡航、俯冲等不同的任务需求。Werter N等对变形翼的气动弹性进行了分析[2]；Shi R等设计了可变翼飞行器的变化策略[3]；陆宇平、何真等研究了变体飞行器的控制系统[4]。

非对称变弹翼导弹的概念是在变弹翼导弹基础上提出的，通过不同的左右弹翼变形速率和变形程度产生不同后掠角和外露面积等参数，改变导弹的气动效率。受传统设计理念和技术约束，非对称变弹翼导弹目前仍处于尚不成熟的理论阶段。美国国家宇航局(NASA)在“21世纪航空发展展望”中期望在2030年左右实现变形飞行器结构(MAS)项目，从而实现像鸟类一样飞行[5-7]；我国各大高校和科研单位也在非对称变弹翼技术上积极探索，取得了一些成果。如童磊、吴森堂、郭建国、杨贯通等对非对称变后掠翼飞行器的建模、动态特性及控制系统进行了研究[8-11]。

在导弹总体设计中，气动特性分析是其他环节设计的“先行官”，要快速展开其他环节的研究，就必须准确迅速地完成气动计算，获得导弹的气动特性[12-14]。非对称变弹翼导弹不再符合固定质心假设和单刚体假设，导弹质心在二维的横向对称平面内发生变化，同时气动外形的改变也使导弹的流场复杂化。因此，对非对称变弹翼导弹进行气动特性分析能够定量了解非对称变弹翼导弹的气动特性，为进一步研究提供数据支持。

本文以“战斧”导弹为参考设计导弹[15]，通过不同程度改变左右弹翼后掠角实现弹翼的非对称变形，利用飞行器气动计算软件Missile Datcom[16-17]对非对称变弹翼导弹的阻力系数，升力系数，侧向力系数，俯仰力矩系数，偏航力矩系数以及滚转力矩系数进行快速计算，对导弹进行气动特性分析。通过分析可知，弹翼后掠角的非对称变化对导弹的各气动系数均产生影响，其中，滚转力矩系数的变化尤为显著，可将不对称变弹翼技术用于导弹的滚转控制，实现滚转通道控制的准确性和快速性。

1 计算分析方法

气动特性分析的方法大致有三种，即工程计算、数值分析和风洞试验。风洞试验虽然能较为准确的模拟导弹和气流相互作用实际情况，但周期长、成本高。因此，在研制初始和中期主要以工程计算和数值分析为主，而借助数值分析软件进行计算，求解精度相对较高。本文采用数值分析法，借助Missile DATCOM工程计算软件对非对称变弹翼导弹气动特性进行计算分析。

Missile DATCOM软件主要用于导弹气动数据计算，精度与CFD相比误差在10%以内，满足工程估算要求，而且避免了冗长的计算周期和复杂建模过程，对于初步的验证分析及设计具有重大意义[18-19]。本文研究的非对称变弹翼导弹仍处于探索阶段，重点在于从数据上分析非对称变弹翼对导弹气动特性的影响，因此Missile DATCOM软件的应用是很好的选择。

2 气动计算与特性分析

2.1 导弹参数与变弹翼方式

本文以面对称的高速导弹为对象，参考 “战斧”巡航导弹，导弹的基本参数如图1所示。

图1 导弹基本参数

当左右弹翼绕转轴不对称旋转时，旋转速率和旋转程度不同，弹翼将产生不对称变化，同时，弹翼会有部分缩进弹体，使弹翼与弹体相交部分的面积和长度发生变化。导弹未变化时为面对称，只考虑右弹翼的后掠角变化，左弹翼后掠角保持不变。

变化过程如图2所示。

图2 变化弹翼方式

2.2 气动特性分析

导弹右弹翼后掠角变化范围[0°,45°]，步长取15°，攻角变化范围[-9°,9°]，步长取3°，马赫数变化范围为0.8到2，步长取0.2，飞行高度为1 000 m。将后掠角为0°时的数据作为参考，比较分析非对称变弹翼技术对导弹气动特性的影响。

通过计算，非对称变弹翼对侧向力系数和偏航力矩系数影响很小，数量级在10-3到10-4，因此本文不对侧向力和偏航力矩特性进行分析。

2.2.1 导弹升力特性分析

非对称变弹翼导弹的升力系数大小取决于马赫数Ma、攻角α、升降舵偏δz和后掠角变化量Δ。

Cy=f(Ma,α,δz, Δ)

(1)

在不同马赫数不同后掠角Δ条件下，升力系数随攻角的变化曲线如图3(a)～(d)所示。

图3 升力系数随攻角的变化曲线

从图3看出，后掠角增大，导弹的升力系数减小，其原因是后掠角增大，弹翼的外露面积，弹翼翼展长度均减小，导致导弹的升力面减小。随着马赫数的增大，不对称弹翼对导弹升力系数的影响越来越小；在图3(d)中，当Ma=2时，不同后掠角变形下的升力系数曲线几乎相同。导弹在跨声速阶段升力系数较大，超声速后升力系数逐渐减小。小角度的非对称变后掠翼对导弹的升力系数影响很小，后掠角15°与0°时的升力系数曲线基本一致。

2.2.2 导弹阻力特性分析

导弹阻力系数取决于马赫数Ma、雷诺数Re、攻角α和侧滑角β，及弹翼的后掠角。在不同马赫数不同后掠角Δ条件下，非对称变后掠翼导弹的阻力系数随攻角的变化规律如图4(a)～(d)所示。

从图4看出，后掠角增大，导弹的零升阻力系数和诱导阻力系数均减小，主要是因为后掠角增大导致弹翼翼展减小。在低马赫数下，非对称改变弹翼后掠角对导弹的零升阻力系数影响很小，对诱导阻力影响较大。在跨声速阶段由于激波产生的波阻影响，导弹的阻力系数明显增大。

2.2.3 俯仰力矩特性分析

在不同马赫数不同后掠角Δ条件下，俯仰力矩系数随攻角变化如图5(a)～(d)所示。

从图5看出，随着后掠角的增大，导弹的俯仰力矩系数先减小后增大。后掠角45°的俯仰力矩系数曲线与后掠角0°时大致相同。俯仰力矩系数在1马赫处会发生严重的非线性变化如图5(b)所示，主要原因是激波的产生使 0.8马赫到1马赫之间俯仰力矩系数的变化不规律，目前多采用概率分布处理。当速度大于1马赫之后，随着速度的增加，俯仰力矩系数减小。

2.2.4 滚转力矩特性分析

非对称变弹翼导弹的滚转力矩系数除了与导弹的形状尺寸、飞行速度和高度、攻角、侧滑角、舵面偏转角、角速度等因素有关外，还受到右弹翼后掠角的影响。不同马赫数不同后掠角Δ条件下，滚转力矩随攻角的变化如图6(a)～(d)所示。

从图6看出，后掠角的增大，滚转力矩系数明显增大。当右弹翼发生旋转时，右弹翼受到的升力减小，左弹翼受到的升力基本不变，左右弹翼上的升力差将产生滚转力矩。随着后掠角增大，左右弹翼上的升力差增大，滚转力矩增大。滚转力矩系数随马赫数的增大呈现出先增大后减小的趋势，在1马赫时不对称弹翼对滚转力矩的影响最为显著。

图4 阻力系数随攻角的变化曲线

图5 俯仰力矩系数随攻角的变化曲线

图6 滚转力矩系数随攻角的变化曲线

3 非对称弹翼滚转效率分析

面对称导弹绕弹体轴转动或保持倾斜稳定，主要是由一对副翼产生滚转操纵力矩实现的。对于普通导弹，滚转操纵力矩主要依靠滚转舵偏产生。然而，由以上气动特性分析可知，对于非对称变弹翼导弹而言，滚转力矩还可以通过弹翼变化产生。为了比较非对称弹翼的滚转控制效率，计算升降舵产生的滚转力矩系数，滚转力矩系数随舵偏的变化曲线如图7所示。

图7 滚转力矩系数随舵偏的变化曲线

从图7看出，随着马赫数的增加，导弹的滚转力矩系数先大后小，在1.2马赫数达到最大。正舵偏产生负的滚转力矩，随着舵偏角的增加滚转力矩系数近似线性减小，由图6与图7可以看出，与舵面偏转20°相比，右弹翼旋转45°(即后掠角为45°)可以产生更大的滚转力矩。因此为了实现快速滚转机动，可以利用非对称变弹翼技术配合舵偏一起控制导弹的滚转运动。弹翼旋转15°(即后掠角为15°)时，非对称变后掠翼至少可以产生相当于10°舵偏的控制力矩，而导弹的其他气动系数几乎不变。非对称弹翼可以在几乎不改变其他气动系数的条件下，明显提高滚转控制的快速性和准确性。

4 结论

将非对称旋转导弹弹翼改变后掠角作为变弹翼方式，通过Missile Datcom计算了不同后掠角下的气动系数，并对气动数据进行了分析，得到以下结论：

1) 右弹翼后掠角的增大，对侧向力和俯仰力矩系数影响小；

2) 阻力、升力和俯仰力矩系数随右弹翼后掠角的增大变化不明显；阻力、升力系数随后掠角增大而减小，俯仰力矩系数呈现非线性变化；

3) 右弹翼后掠角增大，滚转力矩系数显著增大；

4) 右弹翼后掠角为15°时，滚转力矩系数明显增大而其他气动系数几乎不变，可以提供相当于10°滚转舵偏的滚转控制力矩。

5) 在控制系统设计中，非对称变弹翼技术可以作为滚转通道的辅助控制机构，为滚转运动提供额外的控制力矩，提高滚转运动的准确性和快速性。

6) 针对滚转舵卡死失效等故障，可以利用非对称变形实现容错控制，提高飞行器的可靠性。

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(责任编辑 周江川)

Calculation and Analysis of High-speed Missile’s Aerodynamic Characteristic with Asymmetric Morphing Wings

LI Tong1, YAN Peng2, JIANG Rui-min1, ZHOU Jun1

(1.Institude of Precision Guidance and Control, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072,China; 2.China Aerospace Science and Technology Corporation, Beijing 100048, China)

This paper investigates rapid calculation and analysis of aerodynamic characteristics of high-speed missle that can morph wings asymmetrically. Asymmetrical variable sweep is realized by rotate wings and aerodynamic parameters under different flight conditions are computed using Missile Datcom. Based on results of calaulation,it is indispensable to analyze the effects of asymmetric variable sweep on aerodynamic characteristics,such as drag,lift,pitching moment,rolling moment and so on. According to analysis,the changes are particularly significant in rolling-moment coefficient due to asymmetrical deformation. Thus,auxiliary controller based on asymmetrical morphing wings is proposed to improve the veracity and rapidity of rolling motion.

asymmetrical morphing wings；Missile Datcom；aerodynamic characteristic；rolling motion

2017-02-27；

2017-03-29

航天支撑技术基金项目(2015-HT-XGD)

李通(1990—)，男，硕士研究生，主要从事导航制导与控制研究。

蒋瑞民(1986—)，男，博士，助理研究员，主要从事飞行器制导控制系统设计与分析研究。

10.11809/scbgxb2017.06.011

format:LI Tong, YAN Peng, JIANG Rui-min, et al.Calculation and Analysis of High-speed Missile’s Aerodynamic Characteristic with Asymmetric Morphing Wings[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(6):51-56.

TJ761.6

A

2096-2304(2017)06-0051-06

本文引用格式：李通，闫鹏，蒋瑞民，等.非对称变弹翼高速导弹气动特性计算与分析[J].兵器装备工程学报，2017(6):51-56.