固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)與試驗(yàn)研究

劉 遠(yuǎn)程養(yǎng)民李曉暉閆寶任

(西安航天動(dòng)力技術(shù)研究所,陜西西安 710025)

固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)與試驗(yàn)研究

劉 遠(yuǎn)*,程養(yǎng)民,李曉暉,閆寶任

(西安航天動(dòng)力技術(shù)研究所,陜西西安 710025)

某固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈存在著航程阻力大、靜穩(wěn)定性差、平衡攻角偏大、舵效偏高等一系列問題。根據(jù)導(dǎo)彈的基準(zhǔn)外形,結(jié)合相關(guān)理論,對(duì)影響導(dǎo)彈氣動(dòng)性能的關(guān)鍵部件進(jìn)行了分析與比較研究,并對(duì)外形進(jìn)行改進(jìn),建立了一系列差異化幾何模型。用FLUENT軟件,對(duì)導(dǎo)彈在不同攻角條件下外流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值計(jì)算,得出了各模型的軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化規(guī)律以及表面的壓力分布情況。計(jì)算結(jié)果表明,就設(shè)計(jì)目標(biāo)考慮,采用改進(jìn)后的大進(jìn)氣道、小彈翼、舵面邊條、后掠舵面和水平尾翼布局的模型性能最優(yōu)。為進(jìn)一步研究該最優(yōu)布局下各關(guān)鍵部件對(duì)導(dǎo)彈氣動(dòng)性能產(chǎn)生的影響,進(jìn)行了組拆選型風(fēng)洞試驗(yàn)。試驗(yàn)中將這些關(guān)鍵部件逐步組裝到光彈體上,前后共測(cè)試了16種模型狀態(tài),經(jīng)對(duì)比分析,確定了氣動(dòng)性能最優(yōu)的外形,且該最優(yōu)外形與數(shù)值計(jì)算所確定的最優(yōu)模型一致。隨后對(duì)該最優(yōu)氣動(dòng)外形的導(dǎo)彈進(jìn)行全彈風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)。試驗(yàn)表明,相較于基準(zhǔn)彈,優(yōu)化后的導(dǎo)彈模型各項(xiàng)氣動(dòng)性能均有所提高,其中,軸向力系數(shù)數(shù)值減小了3%～4%,縱向焦點(diǎn)位置平均后移3%左右,平衡攻角較基準(zhǔn)彈減小1.5°(60%)左右,對(duì)質(zhì)心的俯仰舵效減小了40%左右,滾轉(zhuǎn)舵效減小了35%左右。試驗(yàn)結(jié)果與同條件下的數(shù)值計(jì)算結(jié)果吻合較好,同時(shí)這也驗(yàn)證了導(dǎo)彈氣動(dòng)優(yōu)化過程中CFD數(shù)值計(jì)算方法的合理性。

固體沖壓;雙下側(cè)布局;二元進(jìn)氣道;氣動(dòng)外形設(shè)計(jì);數(shù)值模擬;組拆選型試驗(yàn);風(fēng)洞試驗(yàn)

0 引 言

現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)對(duì)飛行器戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)要求不斷提高,固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī),以其獨(dú)特的性能品質(zhì)成為高速戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈推進(jìn)系統(tǒng)的理想入選者。目前常用的進(jìn)氣道布局有中心進(jìn)氣和旁側(cè)進(jìn)氣兩種方式。由于二元進(jìn)氣道雙下側(cè)布局方式具有升阻比大、迎角性能好、橫向空間占有小和便于機(jī)載等特點(diǎn),在目前最先進(jìn)的中程空空導(dǎo)彈研制(如歐洲的“流星”、美國的FMRAAM等)中被采用[1-2]。

導(dǎo)彈氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)是導(dǎo)彈氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)中的重要環(huán)節(jié),直接影響飛行器的氣動(dòng)性能和飛行品質(zhì)。氣動(dòng)外形優(yōu)化方法很多,從本質(zhì)上講,把對(duì)設(shè)計(jì)對(duì)象的氣動(dòng)分析與優(yōu)化設(shè)計(jì)方法相結(jié)合,通過對(duì)優(yōu)化目標(biāo)外形的不斷調(diào)整,使優(yōu)化對(duì)象的氣動(dòng)性能逐漸提高,直到滿足給定的優(yōu)化準(zhǔn)則后,優(yōu)化過程結(jié)束。此時(shí)的氣動(dòng)外形及氣動(dòng)性能便是在給定的約束條件下,采用該優(yōu)化方法進(jìn)行氣動(dòng)優(yōu)化所能得到的最優(yōu)解[3]。

國內(nèi)外對(duì)于固體沖壓導(dǎo)彈氣動(dòng)外形優(yōu)化研究很多,但研究重點(diǎn)主要在高超聲速飛行器、固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)自身以及發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道性能的研究上。其中,文獻(xiàn)[4-5]分別通過數(shù)值仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)計(jì)并驗(yàn)證了結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、流量系數(shù)大、總壓損失較小、壓縮率高、性能穩(wěn)定的典型二元雙氣道方案。文獻(xiàn)[6-10]應(yīng)用多目標(biāo)遺傳算法對(duì)高超聲速導(dǎo)彈以及超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行一體化設(shè)計(jì),更加系統(tǒng)而有效地獲取了良好的幾何和氣動(dòng)性能。遺傳算法因?yàn)樵诶碚撋暇哂腥肿顑?yōu)解、不需要計(jì)算靈活度、對(duì)設(shè)計(jì)空間無特殊要求等優(yōu)點(diǎn)而被廣泛采用在氣動(dòng)外形優(yōu)化過程中。然而,由于算法全局最優(yōu)解的收斂性很難滿足,使其面臨著嚴(yán)重的計(jì)算效率問題[11-12]。近年來,基于遺傳算法的改進(jìn)型方法很多。其中,Lee J等人提出了并行遺傳算法的思想[13],Eric Besnard等人提出了遺傳算法與模擬退火算法相結(jié)合的思想[14]。文獻(xiàn)[15]針對(duì)氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)中多設(shè)計(jì)點(diǎn)、多目標(biāo)、多工程約束等特點(diǎn)提出了多設(shè)計(jì)快速優(yōu)化的設(shè)計(jì)方法,通過簡(jiǎn)化優(yōu)化設(shè)計(jì)模型,減少調(diào)用求解器的次數(shù),提高優(yōu)化效率。文獻(xiàn)[16-17]提出了將遺傳算法和局部搜索性能良好的優(yōu)化算法相結(jié)合的辦法。文獻(xiàn)[18]解決了優(yōu)化過程中的無顯式約束問題,提出了收斂性更加高效的全模式遺傳算法。

但是經(jīng)過分析發(fā)現(xiàn),文獻(xiàn)中已開展的研究工作對(duì)于導(dǎo)彈定型設(shè)計(jì)階段并不適用,并且優(yōu)化效率不高。著眼于貼近工程實(shí)踐,以某固沖導(dǎo)彈風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑榛鶞?zhǔn),著重對(duì)頭罩、進(jìn)氣道、上下舵罩、舵面、彈翼等部件外形進(jìn)行改進(jìn),建立了多個(gè)差異化模型,并采用CFD方法對(duì)各模型進(jìn)行流場(chǎng)數(shù)值模擬,分析對(duì)比選型中各模型氣動(dòng)力結(jié)果,確定了優(yōu)化后的最終外形。隨后,對(duì)最終選型進(jìn)行組拆選型試驗(yàn)、堵錐模型測(cè)力試驗(yàn),將試驗(yàn)結(jié)果與相同狀態(tài)下數(shù)值計(jì)算結(jié)果進(jìn)行比較,為該固體沖壓導(dǎo)彈進(jìn)一步設(shè)計(jì)提供參考。

1 幾何模型

原導(dǎo)彈彈頭形狀為哈克型,進(jìn)氣道位于彈體雙下側(cè)與水平線成45°夾角位置。圖1給出了優(yōu)化選型的基準(zhǔn)外形(基準(zhǔn)彈的風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?。

圖1 基準(zhǔn)外形Fig.1 Basic shape

在標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下,馬赫數(shù)2.5、高度10km狀態(tài),一系列的風(fēng)洞試驗(yàn)表明,基準(zhǔn)外形的縱向靜穩(wěn)定性、0°攻角對(duì)稱性、航程阻力和舵面舵效等性能均有待提高。針對(duì)這些問題,在全新進(jìn)氣道尺寸和質(zhì)心要求的前提下,著重對(duì)基準(zhǔn)彈頭罩、進(jìn)氣道、彈翼、舵面、上下舵罩等部件參數(shù)進(jìn)行修正,建立了以下4種選型模型。

相較于基準(zhǔn)外形,模型A相應(yīng)地增大了進(jìn)氣道的橫截面積,減小了彈翼根梢弦尺寸,增大了上舵罩長(zhǎng)度和寬度,以及下舵罩寬度和下舵罩收縮角,采用了內(nèi)切角15°的大堵錐結(jié)構(gòu)。圖2給出了該模型的幾何外形。

圖2 模型AFig.2 Model A

相較于模型A,模型B相應(yīng)地增大了頭錐長(zhǎng)度,減小了舵面根弦和半展長(zhǎng)尺寸,進(jìn)一步減小了彈翼根梢弦尺寸,顯著增大了上舵罩長(zhǎng)度,將彈翼位置后移至上舵罩上,增大了下舵罩收縮角,并增加了舵面邊條,采用了內(nèi)切角5°、外切角3°的堵錐結(jié)構(gòu)。圖3給出了該模型的幾何外形。

圖3 模型BFig.3 Model B

相較于模型B,模型C去掉了舵面邊條,去除了彈翼,減小了上舵罩長(zhǎng)度,在上下舵罩之間增加了一對(duì)水平尾翼,采用了雙后掠角舵面。圖4給出了該模型的幾何外形。

圖4 模型CFig.4 Model C

相較于模型C,模型D恢復(fù)了舵面邊條、彈翼,并將彈翼置于上舵罩之上,保留了水平尾翼和雙后掠角舵面,進(jìn)一步縮小了舵面尺寸。圖5給出了該模型的幾何外形。

圖5 模型DFig.5 Model D

2 CFD數(shù)值模擬

2.1 控制方程

采用FLUENT 6.3對(duì)導(dǎo)彈模型進(jìn)行數(shù)值計(jì)算。就導(dǎo)彈的外流場(chǎng)而言,忽略空氣重力,沒有加質(zhì)和能量源項(xiàng),因此有強(qiáng)守恒型N-S方程[19]。

連續(xù)方程:

動(dòng)量方程:

能量方程:

式中,ρ為密度,p為靜壓,T是靜溫,kλ為導(dǎo)熱系數(shù), ui為速度矢量的分量,τij是粘性應(yīng)力張量。

數(shù)值計(jì)算中,采用有限體積法對(duì)控制方程進(jìn)行離散。選用耦合隱式求解器,理想氣體模型。空間離散格式為二階迎風(fēng)格式,近壁區(qū)采用壁面函數(shù)法求解,湍流模型取可實(shí)現(xiàn)的k-ε模型。

2.2 計(jì)算域構(gòu)造及網(wǎng)格劃分

采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格離散彈體表面及計(jì)算域。由于所涉及的計(jì)算狀態(tài)不考慮彈體側(cè)滑的影響,為了減少計(jì)算時(shí)間、提高計(jì)算效率,在縱向?qū)ΨQ面處應(yīng)用了對(duì)稱邊界條件,僅取其半模進(jìn)行流場(chǎng)計(jì)算[20]。計(jì)算域的建立采用以彈體軸線為中心線的半圓柱形區(qū)域,其直徑為彈體直徑的10倍,長(zhǎng)度為彈長(zhǎng)的3倍。圖6給出了流場(chǎng)計(jì)算域構(gòu)造。

圖6 計(jì)算域構(gòu)造Fig.6 Computed field

在構(gòu)造的流場(chǎng)域進(jìn)行網(wǎng)格劃分,導(dǎo)彈外流場(chǎng)劃分為六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格?？紤]激波對(duì)氣流的作用,在彈頭、彈翼、舵面、舵罩等區(qū)域?qū)W(wǎng)格進(jìn)行加密。半模模型網(wǎng)格總數(shù)約為6×105左右。圖7給出了壁面和外流場(chǎng)網(wǎng)格劃分。

圖7 流場(chǎng)計(jì)算網(wǎng)格Fig.7 Computing grid of flow field

2.3 結(jié)果分析與對(duì)比

進(jìn)氣道工作馬赫數(shù)為2.0～3.5,根據(jù)需求,選取了設(shè)計(jì)點(diǎn)飛行馬赫數(shù)為2.5,攻角0°和4°進(jìn)行計(jì)算。

圖8給出了各模型的表面壓力云圖。表1列出了各模型0°和4°攻角條件下的軸向力系數(shù)CA、法向力系數(shù)CN、對(duì)彈體頂點(diǎn)的俯仰力矩系數(shù)Cm0和相對(duì)焦點(diǎn)位置的俯仰力矩系數(shù)CmF計(jì)算結(jié)果。

圖8 各模型的表面壓力云圖Fig.8 Surface pressure contour of each model

表1 各模型的計(jì)算結(jié)果對(duì)比Table 1 Calculation results of each model

由表1可知:

1)模型A的阻力系數(shù)大于基準(zhǔn)彈,這主要源于進(jìn)氣道尺寸的增加;零位不對(duì)稱性的增強(qiáng),主要源于進(jìn)氣道和下舵罩負(fù)法向力的增加;15°的堵錐內(nèi)切角使堵錐與彈體干擾增強(qiáng),并在彈體表面和進(jìn)氣道間形成了局部高壓區(qū)(圖8b)。

2)模型B的阻力系數(shù)顯著減小,這主要源于長(zhǎng)頭錐和堵錐內(nèi)切角的減小;5°的堵錐內(nèi)切角使堵錐和彈體間的干擾明顯減弱(見圖8c);下舵罩前部收縮角增加改善了零位不對(duì)稱性;舵面邊條、彈翼位置后移使得焦點(diǎn)位置后移,靜穩(wěn)定性有所增加。

3)模型C的阻力系數(shù)進(jìn)一步減小,這主要源于減小上舵罩長(zhǎng)度和去除舵面邊條;去除彈翼和舵面邊條使焦點(diǎn)位置大大前移,舵面法向力減小。

4)模型D的阻力系數(shù)小于基準(zhǔn)彈;舵面面積減小致使上下舵面舵效降低;水平尾翼彌補(bǔ)了舵面面積減小帶來的焦點(diǎn)前移。

綜上所述,模型A阻力系數(shù)大于基準(zhǔn)彈;模型C焦點(diǎn)前移,使其靜穩(wěn)定度降低;模型B相對(duì)于模型D的雙后掠角舵面而言,舵效偏高。出于減小阻力、增加靜穩(wěn)定性、降低舵面效率的考慮,確定模型D為最佳選型,進(jìn)行下一步風(fēng)洞試驗(yàn)。

3 風(fēng)洞試驗(yàn)

3.1 組拆選型試驗(yàn)

風(fēng)洞試驗(yàn)過程中將各部件逐步組裝到光彈體上,從而形成了16種不同的模型狀態(tài),并通過風(fēng)洞試驗(yàn)最終得到了各模型的氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)。圖9給出了組拆模型的外形及其部件名稱。

圖9 組拆部件模型Fig.9 Components combination and diversion of the model

各主要模型相對(duì)于模型D的試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比情況如下:

1)在不加堵錐的情況下,模型阻力將增加20% ～30%,平衡攻角將增加4°;

2)在沒有舵面邊條的情況下,模型的法向力系數(shù)將減小12%,縱向焦點(diǎn)位置將前移3.5%;

3)在沒有水平尾翼的條件下,模型的法向力系數(shù)將減小1.4%,縱向焦點(diǎn)位置將前移1%;

4)彈翼對(duì)模型法向力的貢獻(xiàn)為11%～14%,大小彈翼對(duì)應(yīng)的法向力差異為3%,對(duì)縱向焦點(diǎn)的貢獻(xiàn)差異為0.3%;

5)大小舵面對(duì)應(yīng)的法向力差異為2%,對(duì)縱向焦點(diǎn)的貢獻(xiàn)差異為0.3%。

經(jīng)過對(duì)比分析,最終選定了“光彈體+進(jìn)氣道+電纜罩+堵錐+上下舵罩+上下舵邊條+大彈翼+小舵面+水平尾翼”模型組合作為優(yōu)化后導(dǎo)彈的最終外形。圖10給出了試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮陲L(fēng)洞中的照片。

圖10 試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮陲L(fēng)洞中的照片F(xiàn)ig.10 Model in wind tunnel

3.2 堵錐狀態(tài)測(cè)力試驗(yàn)

堵錐狀態(tài)測(cè)力試驗(yàn)共進(jìn)行了64個(gè)車次的風(fēng)洞試驗(yàn),試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍2.0～3.5,攻角范圍-5°～10°、側(cè)滑角-2°～2°。將優(yōu)化彈的各項(xiàng)性能與基準(zhǔn)彈的數(shù)據(jù)進(jìn)行了對(duì)比。

3.2.1 縱向靜穩(wěn)定性

圖11給出了Ma=2.5和Ma=3兩種條件下縱向焦點(diǎn)位置隨攻角變化曲線。如圖所示,兩種馬赫數(shù)條件下,優(yōu)化彈的縱向焦點(diǎn)位置平均后移3%左右?？紤]到質(zhì)心的差別(配重減輕15 kg,質(zhì)心后移3%)后,兩者堵錐狀態(tài)的靜穩(wěn)定度相當(dāng)。并且,計(jì)算得到的焦點(diǎn)位置與試驗(yàn)值吻合良好,二者最大誤差在1%左右。

圖11 縱向焦點(diǎn)位置隨攻角變化曲線Fig.11 Longitudinal focus position vs.attack angle

3.2.2 軸向力系數(shù)

圖12給出了Ma=2.5和Ma=3兩種條件下軸向力系數(shù)-攻角曲線。如圖所示,兩種馬赫數(shù)條件下,優(yōu)化彈的軸向力系數(shù)數(shù)值減小了3%～4%,達(dá)到了優(yōu)化減阻的設(shè)計(jì)目的。并且,計(jì)算得到的軸向力系數(shù)與試驗(yàn)值吻合良好,二者最大誤差在1.5%左右。

圖12 軸向力系數(shù)隨攻角變化曲線Fig.12 Axial force coefficient vs.attack angle

3.2.3 氣動(dòng)不對(duì)稱性

圖13給出了Ma=2.5、Ma=3.0兩種條件下相對(duì)質(zhì)心的俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線。如圖所示,優(yōu)化彈的平衡攻角較基準(zhǔn)彈減小1.5°(60%)左右。同時(shí)計(jì)算得到的俯仰力矩系數(shù)與試驗(yàn)得到數(shù)值吻合較好,二者最大誤差在20%左右。

表2給出了在Ma=2.5、Ma=3.0兩種條件下,試驗(yàn)得到的0°攻角對(duì)稱性數(shù)據(jù)。由表2可知,優(yōu)化彈的軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)均有所減小。

圖13 俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線Fig.13 Pitching moment coefficient vs.attack angle

表2 0°攻角對(duì)稱性數(shù)據(jù)Table 2 Normal force coefficient and pitching moment coefficient atα=0°

3.2.4 橫測(cè)穩(wěn)定性

圖14給出了優(yōu)化前后導(dǎo)彈的斜吹力矩系數(shù)-隨攻角變化曲線。由圖,小攻角范圍內(nèi),兩彈斜吹力矩系數(shù)斜率差別不大;大攻角情況下,Ma=2.5,優(yōu)化彈斜吹力矩系數(shù)斜率絕對(duì)值大于基準(zhǔn)彈,但其對(duì)攻角的偏導(dǎo)數(shù)仍為負(fù)值,具備橫側(cè)自穩(wěn)定性;Ma=3.0,兩種外形的斜吹力矩系數(shù)斜率相當(dāng),均具有橫側(cè)穩(wěn)定性。同時(shí)計(jì)算得到的斜吹力矩系數(shù)與試驗(yàn)得到吻合較好,二者最大誤差在25%左右。

圖14 斜吹力矩系數(shù)斜率隨攻角變化曲線Fig.14 Oblique moment coefficient vs.attack angle

3.2.5 舵面效率分析

圖15和圖16給出了Ma=2.5條件下得到的俯仰和滾轉(zhuǎn)舵效隨攻角變化曲線。由圖可見,優(yōu)化彈對(duì)質(zhì)心的俯仰舵效較基準(zhǔn)彈減小了40%左右,滾轉(zhuǎn)舵效減小了35%左右。并且,計(jì)算得到的俯仰和滾轉(zhuǎn)舵效與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好,二者最大誤差在10%左右。另外,根據(jù)氣動(dòng)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則,優(yōu)化彈的俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)通道的獨(dú)立性和操縱裕度均滿足要求。

圖15 俯仰舵效隨攻角變化曲線(Ma=2.5)Fig.15 Pitching rudder effect vs.attack angle(Ma=2.5)

圖16 滾轉(zhuǎn)舵效隨攻角變化曲線(Ma=2.5)Fig.16 Rolling rudder effect vs.attack angle(Ma=2.5)

4 結(jié) 論

優(yōu)化彈的模型風(fēng)洞試驗(yàn),結(jié)果基本滿足風(fēng)洞試驗(yàn)精度要求,并與同條件下的計(jì)算結(jié)果吻合較好。

根據(jù)與基準(zhǔn)彈風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比可知,優(yōu)化彈采取的氣動(dòng)優(yōu)化措施得當(dāng),達(dá)到了預(yù)期的效果,可以為下一步該導(dǎo)彈型號(hào)研制提供參考。具體結(jié)果如下:

1)優(yōu)化后導(dǎo)彈的縱向焦點(diǎn)位置平均后移3%左右,考慮到質(zhì)心位置后移3%的情況,靜穩(wěn)定度與基準(zhǔn)彈相當(dāng);

2)阻力有所減小,堵錐狀態(tài)下的軸向力相比基準(zhǔn)彈減小3%;

3)平衡攻角相較于基準(zhǔn)彈有所減小,零位法向力和零位俯仰力矩系數(shù)均有所減小,零位對(duì)稱性明顯增強(qiáng);

4)斜吹力矩系數(shù)和基準(zhǔn)彈相當(dāng),橫側(cè)靜穩(wěn)定性滿足飛行要求;

5)滾轉(zhuǎn)舵效較基準(zhǔn)彈減小35%左右,俯仰舵效減小40%左右,達(dá)到了降低舵效的目的。

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Aerodynamic design and experimental study of a missile propelled by solid rocket ramjet

Liu Yuan*,Cheng Yangmin,Li Xiaohui,Yan Baoren
(Xi’an Institute of Aerospace Propulsion Technology,Xi’an710025,China)

Many researches show that missiles propelled by ducted solid rocket ramjet is regarded superior at the aspects of firing range,velocity and maneuverability.To improve the unexpected defects of some solid fuel ramjet missiles,such as larger flight drag,poor static stability,larger trimming angle of attack and higher rudder effect,comparative studies of key components to the aerodynamic performance of the missile were fulfilled,a series of significant different models comparing to the basic missile configuration were established based on the aerodynamic characteristics of some components that exercise a major influence on the missile performance.Using the CFD software Fluent,the missile flow fields with different attack angles were simulated numerically,and corresponding axial force coefficient,normal force coefficient and pitching moment coefficient with variety of attack angels were obtained,the pressure distributing trend were analyzed.The results indicated that,in terms of the optimization target, configuration with larger size inlet,smaller wing,rudder surface of edge,sweepback rudder surface and horizontal tail is superior to others.To validate this analysis,an experiment were carried out in the FD-06 hypersonic wind tunnel.The key components were installed on the missile body step by step by building up method.Totally,16 models were tested,and the test results indicated that the optimal shape showed the consistent with the optimal model obtained byCFD analysis.Comparing to the basic missile,various performances of the optimized model were improved obviously under the studied conditions,the axial force coefficient decreased about 3.0% ～4.0%,the longitudinal focus position moved backwards about 3.0%and the balance angle of attack decreased about 1.5°(60%),and the pitching and rolling rudder effect reduced 40%and 35%respectively.Furthermore,CFD results agreed well with the test results,and the reasonableness of CFD numerical methods instead of tunnel test results in the process of aerodynamic optimization were verified.

solid fuel ramjet;twin-inlet 90°configuration at the venter;two-dimensional inlet;aerodynamic configuration design;numerical simulation;split combination model test; wind tunnel test

V211.7;E927

A

10.7638/kqdlxxb-2014.0043

0258-1825(2016)06-0790-07

2014-05-27;

2016-05-18

劉遠(yuǎn)*(1991-),男,碩士研究生,主要研究方向:導(dǎo)彈武器系統(tǒng)工程設(shè)計(jì).E-mail:steedliuy@163.com

劉遠(yuǎn),程養(yǎng)民,李曉暉,等.固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)與試驗(yàn)研究[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào),2016,34(6):790-796.

10.7638/kqdlxxb-2014.0043 Liu Y,Cheng Y M,Li X H,et al.Aerodynamic design and experimental study of a missile propelled by solid rocket ramjet[J].Acta Aerodynamica Sinica,2016,34(6):790-796.