有關(guān)于導(dǎo)彈的數(shù)值模擬

戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈主要是指地對(duì)地、空對(duì)地反坦克彈以及打擊空中目標(biāo)的地對(duì)空、空對(duì)空小型導(dǎo)彈，它們是現(xiàn)代武器系統(tǒng)中非常重要的組成部分。與中、大型導(dǎo)彈相比，戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的外型有自己鮮明的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)師往往會(huì)根據(jù)發(fā)射裝置和系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的要求采用一些特殊外形，如超小徑展比、超小展弦比翼、圓弧翼、鈍圓頭等。由于跟蹤目標(biāo)的需要，戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈也經(jīng)常會(huì)在大攻角狀態(tài)下飛行。戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈種類多，外形復(fù)雜，對(duì)其空氣動(dòng)力學(xué)性能的研究不如中、遠(yuǎn)程導(dǎo)彈那么樣深入。傳統(tǒng)的工程計(jì)算方法仍是這類導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)的主要手段。從現(xiàn)代設(shè)計(jì)的要求看來，基于小擾動(dòng)線化理論與經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)的傳統(tǒng)計(jì)算方法的預(yù)測(cè)精度顯然偏低，提供的氣動(dòng)信息也不夠充分。更為不利的是，由于戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈某些外形特點(diǎn)，導(dǎo)彈設(shè)計(jì)常用的參考數(shù)據(jù)、圖表與經(jīng)驗(yàn)公式往往對(duì)它并不適合，但在別無依據(jù)的情況下又不得不用，從而包含了較大誤差。 

當(dāng)前，計(jì)算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics，簡(jiǎn)稱CFD)、風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)已成為飛行器研制中三個(gè)相輔相承的主要手段。在美國的航空航天領(lǐng)域，目前CFD約占?xì)鈩?dòng)總工作量的50%，根據(jù)波音公司預(yù)測(cè)，在未來的氣動(dòng)設(shè)計(jì)中，從最佳費(fèi)效比出發(fā)，CFD約占?xì)鈩?dòng)設(shè)計(jì)總工作量的70%[1]。CFD技術(shù)在國內(nèi)航空航天部門的導(dǎo)彈設(shè)計(jì)中也已經(jīng)廣泛應(yīng)用，然而，由于受各種條件限制，在常規(guī)戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈設(shè)計(jì)中實(shí)際應(yīng)用還比較少。為了迅速提高常規(guī)導(dǎo)彈的設(shè)計(jì)水平，迫切需要開發(fā)針對(duì)這類導(dǎo)彈的數(shù)值模擬技術(shù)。 

自二十世紀(jì)六十年代以來，人們對(duì)于細(xì)長(zhǎng)旋成體在大攻角繞流狀態(tài)下背渦的形成機(jī)理、流場(chǎng)結(jié)構(gòu)、如何延緩或控制背渦的出現(xiàn)等進(jìn)行了大量的試驗(yàn)、數(shù)值模擬、理論分析等研究，取得了很多極有價(jià)值的結(jié)果，對(duì)于如何延緩或抑制背渦的出現(xiàn)以及有效控制、利用背渦非對(duì)稱性所產(chǎn)生的側(cè)向力等方面起到了極其重要的作用。 

細(xì)長(zhǎng)旋成體雖然幾何形狀簡(jiǎn)單，但其在大攻角下的繞流問題卻非常復(fù)雜，包括由物面卷起的三維邊界層分離流動(dòng)和在旋成體背風(fēng)面形成的集中漩渦流動(dòng)，而且影響流場(chǎng)流動(dòng)的參數(shù)眾多，目前已經(jīng)發(fā)現(xiàn)影響旋成體背渦流場(chǎng)流動(dòng)的因素主要有：頭部形狀、攻角、來流馬赫數(shù)、湍流度等，這些因素彼此之間相互誘導(dǎo)、作用形態(tài)非常復(fù)雜，使得人們對(duì)于其背渦的形成機(jī)理、流場(chǎng)結(jié)構(gòu)、發(fā)展及演變特性等的研究變的更加困難。特別是極大攻角下不對(duì)稱背渦的形成機(jī)理，到目前仍沒有得到很好的理解和統(tǒng)一的認(rèn)識(shí)。目前主要流行兩種觀點(diǎn)：一種觀點(diǎn)認(rèn)為模型的不對(duì)稱和雷諾數(shù)影響造成的不對(duì)稱是形成旋成體非對(duì)稱背渦流動(dòng)的原因。另一種觀點(diǎn)認(rèn)為非對(duì)稱流動(dòng)起源于旋成體背渦流場(chǎng)的動(dòng)力不穩(wěn)定性。它直接與物體橫截面背風(fēng)側(cè)頂點(diǎn)（鞍點(diǎn)）處的速度剖面的不穩(wěn)定相關(guān)聯(lián)。 

大量試驗(yàn)己經(jīng)證實(shí)，在一定的來流雷諾數(shù)和馬赫數(shù)條件下，尖錐旋成體的三維流動(dòng)隨攻角的變化，其流動(dòng)結(jié)構(gòu)是不同的。隨著攻角α由0o到90o的變化，旋成體繞流結(jié)構(gòu)將經(jīng)歷如下四種不同流態(tài)： 

當(dāng)0o≤α≤15o時(shí)，流動(dòng)是定常的、對(duì)稱的附著流。 

當(dāng)15o≤α≤30o時(shí)在旋成體背風(fēng)面看到一對(duì)平行于旋成體上表面的對(duì)稱渦，在頭部添加一非對(duì)稱幾何擾動(dòng)對(duì)于旋成體背渦流場(chǎng)幾乎沒有影響，流場(chǎng)流動(dòng)基本上仍是保持對(duì)稱的。 

 當(dāng)30o≤α≤65o時(shí)，如果對(duì)于旋成體不添加任何擾動(dòng)，流動(dòng)將保持定常的和對(duì)稱的，在旋成體頭部添加一非對(duì)稱的微小幾何擾動(dòng)立即造成計(jì)算結(jié)果的非對(duì)稱，非對(duì)稱的程度與擾動(dòng)位置距頭部頂尖處的距離及擾動(dòng)量的大小密切相關(guān)。距頭部頂尖處的距離越近，擾動(dòng)越大，則非對(duì)稱的程度越大。撤消擾動(dòng)后，非對(duì)稱的程

度將逐漸衰減，最后將恢復(fù)到原來的對(duì)稱狀態(tài)。要維持一個(gè)永久的非對(duì)稱流場(chǎng)，必須在計(jì)算中添加一個(gè)時(shí)間持續(xù)且位置固定的擾動(dòng)?；诖擞?jì)算結(jié)果，他們[6-8]認(rèn)為在該攻角范圍內(nèi)，造成旋成體非對(duì)稱背渦流動(dòng)的原因是流場(chǎng)處于對(duì)流不穩(wěn)定的結(jié)果。 

    當(dāng)65o≤α≤90o時(shí)，如果對(duì)于旋成體不添加任何擾動(dòng)，流動(dòng)仍將保持對(duì)稱，在旋成體頭部非對(duì)稱添加一瞬時(shí)的微小幾何擾動(dòng)將立即誘發(fā)起流場(chǎng)的非對(duì)稱。初始擾動(dòng)將按時(shí)間和空間傳播，由于非線性的影響，非對(duì)稱流動(dòng)將最終達(dá)到一種自維持狀態(tài)。擾動(dòng)撤消后，非對(duì)稱流動(dòng)仍將不斷維持下去，Degarli[11~12]等認(rèn)為此時(shí)流場(chǎng)流動(dòng)處于絕對(duì)不穩(wěn)定狀態(tài)。 

導(dǎo)彈的頭部形狀和馬赫數(shù)對(duì)導(dǎo)彈背部流場(chǎng)的影響甚大，至今所發(fā)表的有關(guān)導(dǎo)彈大攻角流動(dòng)的文獻(xiàn)資料，幾乎都是錐形頭部的彈形，可見針對(duì)鈍頭導(dǎo)彈的試驗(yàn)和數(shù)值研究還很缺乏。本文首先對(duì)一實(shí)際的鈍頭導(dǎo)彈的在進(jìn)行亞、跨、超音速氣動(dòng)特性進(jìn)行數(shù)值模擬，將其升、阻力特性與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較，以驗(yàn)證數(shù)值計(jì)算精度；同時(shí)，還對(duì)其壓力、速度分布進(jìn)行了分析。然后，為了研究戰(zhàn)術(shù)彈的大攻角特性，我們對(duì)該導(dǎo)彈外形做了適當(dāng)簡(jiǎn)化，在進(jìn)行大攻角亞、超音速繞流計(jì)算后，本文分析了沿導(dǎo)彈軸線一系列截面上的壓力與速度分布、空間流線圖譜、導(dǎo)彈物面剪切層分離情況，以及空間渦系的結(jié)構(gòu)形態(tài)、流型發(fā)展和演變。本文的研究能為戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的設(shè)計(jì)提供重要依據(jù)，有助于提高導(dǎo)彈的設(shè)計(jì)水平。

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