關(guān)于導(dǎo)彈的數(shù)值模擬

戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈主要是指地對地、空對地反坦克彈以及打擊空中目標(biāo)的地對空、空對空小型導(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)計師往往會根據(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，對其空氣動力學(xué)性能的研究不如中、遠(yuǎn)程導(dǎo)彈那么樣深入。傳統(tǒng)的工程計算方法仍是這類導(dǎo)彈氣動設(shè)計的主要手段。從現(xiàn)代設(shè)計的要求看來，基于小擾動線化理論與經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)的傳統(tǒng)計算方法的預(yù)測精度顯然偏低，提供的氣動信息也不夠充分。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)計常用的參考數(shù)據(jù)、圖表與經(jīng)驗(yàn)公式往往對它并不適合，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，計算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics，簡稱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)鈩涌偣ぷ髁康?0%，根據(jù)波音公司預(yù)測，在未來的氣動設(shè)計中，從最佳費(fèi)效比出發(fā)，CFD約占?xì)鈩釉O(shè)計總工作量的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)計水平，迫切需要開發(fā)針對這類導(dǎo)彈的數(shù)值模擬技術(shù)。 

自二十世紀(jì)六十年代以來，人們對于細(xì)長旋成體在大攻角繞流狀態(tài)下背渦的形成機(jī)理、流場結(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，取得了很多極有價值的結(jié)果，對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)長旋成體雖然幾何形狀簡單，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和在旋成體背風(fēng)面形成的集中漩渦流動，而且影響流場流動的參數(shù)眾多，目前已經(jīng)發(fā)現(xiàn)影響旋成體背渦流場流動的因素主要有：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，使得人們對于其背渦的形成機(jī)理、流場結(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。目前主要流行兩種觀點(diǎn)：一種觀點(diǎn)認(rèn)為模型的不對稱和雷諾數(shù)影響造成的不對稱是形成旋成體非對稱背渦流動的原因。另一種觀點(diǎn)認(rèn)為非對稱流動起源于旋成體背渦流場的動力不穩(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隨攻角的變化，其流動結(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，流動是定常的、對稱的附著流。 

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

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

度將逐漸衰減，最后將恢復(fù)到原來的對稱狀態(tài)。要維持一個永久的非對稱流場，必須在計算中添加一個時間持續(xù)且位置固定的擾動。基于此計算結(jié)果，他們[6-8]認(rèn)為在該攻角范圍內(nèi)，造成旋成體非對稱背渦流動的原因是流場處于對流不穩(wěn)定的結(jié)果。 

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

導(dǎo)彈的頭部形狀和馬赫數(shù)對導(dǎo)彈背部流場的影響甚大，至今所發(fā)表的有關(guān)導(dǎo)彈大攻角流動的文獻(xiàn)資料，幾乎都是錐形頭部的彈形，可見針對鈍頭導(dǎo)彈的試驗(yàn)和數(shù)值研究還很缺乏。本文首先對一實(shí)際的鈍頭導(dǎo)彈的在進(jìn)行亞、跨、超音速氣動特性進(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)值計算精度；同時，還對其壓力、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，我們對該導(dǎo)彈外形做了適當(dāng)簡化，在進(jìn)行大攻角亞、超音速繞流計算后，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)計提供重要依據(jù)，有助于提高導(dǎo)彈的設(shè)計水平。