近距耦合鴨式布局導(dǎo)彈氣動(dòng)特性

呂代龍，陳少松，徐一航，邱佳偉

(南京理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院，江蘇 南京 210094)

0 引言

近距格斗型空空導(dǎo)彈是現(xiàn)代奪取制空權(quán)的主要武器，隨著戰(zhàn)術(shù)性能指標(biāo)要求的提高，對(duì)導(dǎo)彈的靈活性也提出更高的要求，需要具備大過(guò)載、大離軸角等基本特點(diǎn)，而雙鴨式導(dǎo)彈布局產(chǎn)生的近距耦合效應(yīng)可以改善導(dǎo)彈大迎角的氣動(dòng)性能，為提高近距導(dǎo)彈的機(jī)動(dòng)性和敏捷性，特別是大迎角和過(guò)失速機(jī)動(dòng)能力提供了非常重要的有利條件。

近距耦合效應(yīng)在戰(zhàn)斗機(jī)中得到廣泛應(yīng)用，鴨翼與主翼呈高低分布，鴨翼略高于主翼，鴨翼的洗流很容易能夠流到主翼面。在大長(zhǎng)細(xì)比導(dǎo)彈上，兩鴨舵之間要呈同一平面分布，在此方面的應(yīng)用很少有研究，特別是在中大舵偏角下雙鴨舵組合能否產(chǎn)生近距耦合現(xiàn)象，能否提高全彈氣動(dòng)特性的研究很少。

從20世紀(jì)80年代開(kāi)始，國(guó)內(nèi)外學(xué)者針對(duì)近距耦合的現(xiàn)象進(jìn)行了一系列研究。文獻(xiàn)[1-4]通過(guò)簡(jiǎn)化鴨式布局模型的低速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)小迎角范圍內(nèi)鴨翼渦對(duì)機(jī)翼前緣渦的下洗可以減小其實(shí)際迎角，抑制機(jī)翼渦的發(fā)展。Finkleman對(duì)平板三角翼鴨式布局中鴨舵對(duì)主翼面的渦系干擾進(jìn)行了模擬。Ismail等對(duì)翼身組合體鴨式布局在大迎角下有無(wú)鴨翼進(jìn)行對(duì)比，通過(guò)求解雷諾平均N-S方程進(jìn)行了數(shù)值模擬，發(fā)現(xiàn)鴨翼渦可以顯著延遲主翼渦的破裂。Eugene對(duì)雙鴨式布局有無(wú)鴨翼及鴨翼不同位置的翼身組合體在中小迎角范圍內(nèi)的流動(dòng)進(jìn)行了N-S方程求解計(jì)算，結(jié)果表明在中小迎角條件下，鴨翼產(chǎn)生的下洗流對(duì)主翼面產(chǎn)生了非常大的影響。王保興通過(guò)分析“魔術(shù)”R550導(dǎo)彈氣動(dòng)特性的特點(diǎn)，發(fā)現(xiàn)雙鴨式氣動(dòng)布局能夠獲得更大的機(jī)動(dòng)性和更快的響應(yīng)速度。劉沛清等通過(guò)水洞實(shí)驗(yàn)對(duì)近距耦合效應(yīng)進(jìn)行了研究，直觀(guān)地顯示了流動(dòng)現(xiàn)象。劉沛清等通過(guò)數(shù)值模擬研究了渦系干擾的流動(dòng)機(jī)理。文獻(xiàn)[16-18]通過(guò)分析后掠鴨翼式布局，發(fā)現(xiàn)鴨翼渦在大迎角時(shí)受到了前緣渦的有利干擾。劉清揚(yáng)等對(duì)亞跨超音速下翼間氣動(dòng)干擾特性進(jìn)行了數(shù)值模擬，研究表明，隨著攻角的增大，前翼對(duì)尾翼的下洗作用越強(qiáng)烈。

目前，國(guó)內(nèi)外關(guān)于近距耦合氣動(dòng)特性的相關(guān)研究主要集中在固定翼飛行器上，而“×”字布局條件下雙鴨式布局導(dǎo)彈近距耦合氣動(dòng)特性的相關(guān)研究相對(duì)較少，“×”字布局條件下反安定面對(duì)鴨舵的耦合作用尚不明確。

本文采用數(shù)值計(jì)算方法，對(duì)不同馬赫數(shù)、迎角和舵偏角條件下的近距耦合鴨式導(dǎo)彈模型(M1模型)及鴨式導(dǎo)彈模型(M2模型)氣動(dòng)特性進(jìn)行研究。

1 計(jì)算方法與研究對(duì)象

1.1 研究對(duì)象與網(wǎng)格劃分

本文選用鴨式布局模型，具體研究對(duì)象如圖1～圖3所示，鴨舵和反安定面與彈體呈“×”字型布局，模型直徑為=165 mm，模型長(zhǎng)=17，具體尺寸如圖1和圖2所示。圖3為反安定面和鴨舵的詳細(xì)示意圖，其中迎角與舵偏角都以軸正向?yàn)閰⒖颊?。?jì)算選取參考長(zhǎng)度為，參考直徑為，參考坐標(biāo)系取彈體坐標(biāo)系。遠(yuǎn)場(chǎng)靜壓101.325 kPa，靜溫288.15 K。

圖1 雙鴨式導(dǎo)彈模型Fig.1 Double canard missile model

圖2 鴨式導(dǎo)彈模型Fig.2 Canard missile model

圖3 雙鴨舵示意圖Fig.3 Schematic diagram of double canard

三維六面體網(wǎng)格如圖4所示。采用ICEM軟件對(duì)模型進(jìn)行劃分，計(jì)算域的長(zhǎng)度參考模型長(zhǎng)度，軸向長(zhǎng)度為20，徑向長(zhǎng)度為30，縱向過(guò)渡比為1.2，壁面第1層網(wǎng)格高度由～1確定，網(wǎng)格量約為600萬(wàn)。

圖4 模型網(wǎng)格Fig.4 Model grid

1.2 計(jì)算方法及湍流模型的選擇

本文采用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)(CFD)方法來(lái)計(jì)算彈體周?chē)鲌?chǎng)的三維可壓縮非定常Navier-Stokes (N-S)方程：

式中：為控制體的體積；為包圍控制體的封閉表面；為守恒變量矢量；為控制體表面的面積；為對(duì)流通量矢量；為黏性通量矢量。采用雷諾平均N-S方程為流動(dòng)控制方程。空間離散采用2階迎風(fēng)格式，對(duì)流通量應(yīng)用Roe通量差分分裂。非定常計(jì)算采用雙時(shí)間步法，其中物理時(shí)間描述實(shí)際運(yùn)動(dòng)，內(nèi)迭代時(shí)間使計(jì)算收斂，二者皆采用隱式迭代求解。為了提高計(jì)算效率，定常狀態(tài)的計(jì)算結(jié)果作為非定常結(jié)果的初始條件，以快速穩(wěn)定的得到收斂結(jié)果。

大渦模擬(LES)的依據(jù)是把湍流中的漲落看作由渦的運(yùn)動(dòng)引起的，從三維非定常的N-S方程組出發(fā)，實(shí)行濾波運(yùn)算，將小于某一格子尺度的小渦諸量過(guò)濾掉，得到大渦運(yùn)動(dòng)的方程組，其中小渦對(duì)大渦運(yùn)動(dòng)的作用仍用模式理論，對(duì)復(fù)雜渦系間的流動(dòng)特征能夠準(zhǔn)確模擬。而雙鴨式布局大迎角下鴨舵渦系干擾機(jī)理復(fù)雜，故最好選擇大渦模擬計(jì)算，亞格子模型采用WALL模型，模型網(wǎng)格量約為3 000萬(wàn)。驗(yàn)證模型選取M1模型，鴨舵舵偏角=15°，反安定面舵偏角=0°，遠(yuǎn)場(chǎng)邊界為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，模型邊界設(shè)置為壁面無(wú)滑移邊界條件，來(lái)流工況為馬赫數(shù)=2.0，迎角取值為0°～45°。

由于大渦模擬網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)的劃分極密集，需要大量的時(shí)間和龐大的計(jì)算機(jī)存儲(chǔ)能力，為節(jié)省計(jì)算資源，采用S-A模型、-模型和Transition SST模型3種不同的湍流模型進(jìn)行對(duì)比。選取各模型的鴨舵4法向力系數(shù)和全彈俯仰力矩系數(shù)，仿真結(jié)果見(jiàn)圖5(本文中迎角為全彈迎角，為法向力系數(shù)，為全彈俯仰力矩系數(shù)，其力矩參考點(diǎn)距離彈頭8.5處)，可見(jiàn)該結(jié)果與Stallings等所研究的切尖三角翼實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)趨勢(shì)吻合，在計(jì)算迎角范圍內(nèi)，Transition SST模型比其他兩種模型更加吻合LES模型。因此本文選擇Transition SST湍流模型進(jìn)行后續(xù)計(jì)算。

圖5 湍流模型氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果Fig.5 Calculated results of aerodynamic characteristics of turbulence model

1.3 無(wú)關(guān)性驗(yàn)證

將M1模型劃分三套網(wǎng)格進(jìn)行網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證，分別為400萬(wàn)、600萬(wàn)和800萬(wàn)，來(lái)流工況為=2.0，迎角=10°，結(jié)果如表1所示。選取了兩組時(shí)間步長(zhǎng)，其無(wú)關(guān)性驗(yàn)證結(jié)果如表2所示。

表1 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證Tab.1 Grid independence verification

表2 時(shí)間步長(zhǎng)無(wú)關(guān)性驗(yàn)證Tab.2 Time step independence verification

根據(jù)計(jì)算結(jié)果可知，600萬(wàn)網(wǎng)格量與400萬(wàn)網(wǎng)格量相差較大，而與800萬(wàn)網(wǎng)格量的結(jié)果十分接近，僅相差1%之內(nèi)；時(shí)間步長(zhǎng)為5×10s和1×10s的結(jié)果最大相差2.7%，因此選用600萬(wàn)網(wǎng)格量，時(shí)間步長(zhǎng)為5×10s可以滿(mǎn)足計(jì)算對(duì)網(wǎng)格密度和時(shí)間精度的要求。

2 鴨舵近距耦合流動(dòng)機(jī)理

2.1 亞聲速條件下近距耦合效應(yīng)

圖6為兩種模型在=0.5，鴨舵舵偏角=15°，反安定面舵偏角=0°，側(cè)滑角=0°條件下鴨舵法向力系數(shù)隨迎角的變化曲線(xiàn)。在所研究的迎角范圍，按照流動(dòng)特征與氣動(dòng)力的變化可以分為3種情況：小迎角范圍(取值為0°～12°)、中大迎角范圍(取值為12°～30°)和失速迎角以后的范圍(≥30°)。在小迎角范圍內(nèi)，鴨舵后緣的渦流還小，產(chǎn)生的法向力系數(shù)大致保持線(xiàn)性，M1模型布局的增升效果也不明顯；中大迎角時(shí)，后緣的渦流區(qū)增大，法向力系數(shù)增長(zhǎng)緩慢，M1模型布局的法向力系數(shù)得到提高；失速迎角以后，后緣渦流區(qū)迅速增大，法向力系數(shù)曲線(xiàn)減小。下面分別討論M1和M2模型在3個(gè)迎角范圍的流動(dòng)機(jī)理。

圖6 舵面法向力系數(shù)Fig.6 Normal force coefficient of canard surface

2.1.1 小迎角范圍內(nèi)流動(dòng)分析

圖7(a)為兩模型在=0.5、=10°條件下沿鴨舵1展向選取的不同剖面，其中為該剖面距鴨舵1后緣的距離，為鴨舵1的展長(zhǎng)，為弦長(zhǎng)，分別為0.2、0.5、0.8；圖7(b)～圖7(d)為在此條件下M1模型與M2模型的鴨舵1沿展向剖面處上下表面壓力系數(shù)的分布曲線(xiàn)。與M2模型相比，M1模型鴨舵1的上下壓差減小，特別是在鴨舵前部分，受到來(lái)自反安定面1的下洗氣流干擾，對(duì)升力的提升起到了負(fù)作用。

圖7 Ma=0.5，α=10°鴨舵不同展向剖面上下表面壓力系數(shù)曲線(xiàn)Fig.7 Pressure coefficient curves of the upper and lower surfaces of canard in different spanwise sections for Ma=0.5，α=10°

圖8給出了該狀態(tài)下時(shí)M1模型的空間流線(xiàn)分布，計(jì)算結(jié)果的云圖采用壓力系數(shù)來(lái)渲染。由圖8可以看出，在此迎角下流經(jīng)反安定面1的流線(xiàn)主要分為兩部分，一部分流向鴨舵1的上表面，如圖8(a)紅色流線(xiàn)，逐漸向外移動(dòng)，且流線(xiàn)相對(duì)獨(dú)立，未看見(jiàn)明顯的卷繞耦合，從而抑制了鴨舵1前緣渦的產(chǎn)生，減小了該狀態(tài)下的實(shí)際迎角；另一部分流向鴨舵1的下表面(見(jiàn)圖8(b))，使下表面氣流流動(dòng)速度增加，減小了鴨舵1下表面的表面壓強(qiáng)系數(shù)，降低了上下表面的壓力差。在這兩部分流線(xiàn)的共同影響下，使該迎角下鴨舵法向力系數(shù)減小，與圖6中小迎角下結(jié)果吻合。

圖8 10°迎角鴨舵1空間流線(xiàn)分布Fig.8 Canard 1 spatial streamline distribution at 10° angle of attack

2.1.2 中大迎角范圍內(nèi)流動(dòng)分析

圖9(a)為鴨舵1展向3個(gè)不同位置的縱向剖面，分別為0.2、0.5、0.8。圖9(b)～圖9(d)為在=0.5，=25°條件下4種模型沿鴨舵1展向3個(gè)縱向剖面位置的上下表面壓強(qiáng)系數(shù)的分布曲線(xiàn)。由圖9可以看出，在此狀態(tài)下反安定面1對(duì)鴨舵1下表面影響較小，主要是在前舵部分受到下洗流的影響強(qiáng)烈，減小了其壓力系數(shù)；對(duì)鴨舵1上表面的影響主要是在鴨舵中部，減小了壓強(qiáng)系數(shù)，增加了鴨舵1的吸力，在鴨舵后部M1模型鴨舵1的壓強(qiáng)系數(shù)比M2模型大，產(chǎn)生了鴨舵吸力損失。

圖9 Ma=0.5，α=25°鴨舵不同展向剖面上下表面壓力系數(shù)曲線(xiàn)Fig.9 Pressure coefficient curves of the upper and lower surfaces of canard in different spanwise sections for Ma=0.5，α=25°

圖10為當(dāng)迎角為25°時(shí)兩個(gè)模型鴨舵1的空間流線(xiàn)分布圖。圖11給出了迎角25°時(shí)，分別對(duì)M1模型鴨舵1的5%、10%、30%和80%根弦長(zhǎng)位置處的截面流態(tài)，仿真結(jié)果的云圖采用當(dāng)?shù)厮俣扰c來(lái)流速度的比值來(lái)渲染。結(jié)合圖10～圖11可以發(fā)現(xiàn)：圖11(a)中反安定面1渦獨(dú)立于鴨舵1渦，處于鴨舵1渦的外側(cè)，并對(duì)鴨舵1起到了下洗作用，降低了表面的負(fù)壓強(qiáng)值；在圖11(b)中，反安定面1渦與鴨舵1渦開(kāi)始了明顯的卷繞耦合，形成一個(gè)極限環(huán)，同時(shí)兩渦內(nèi)的速度逐漸增加，反安定面1渦逐步向內(nèi)靠攏；直到圖11(c)位置處兩渦流線(xiàn)完全融合，此時(shí)漩渦渦軸處速度比之前位置處高，這是圖12中在此位置值降低的原因；再到圖1(d)處，融合渦的渦核處產(chǎn)生了低速區(qū)域，表明融合渦已經(jīng)完全破裂，造成了鴨舵1上表面80%根弦位置后值的增大，造成了升力損失。

圖10 25°迎角鴨舵1空間流線(xiàn)分布Fig.10 Canard1 spatial streamline distribution at 25° angle of attack

圖11 25°迎角下不同根弦位置的截面流態(tài)Fig.11 Cross-sectional flow patterns at different root chord positions at 25° angle of attack

圖12 25°迎角背風(fēng)面壓強(qiáng)系數(shù)Fig.12 Pressure coefficient of a leeward surface at 25° angle of attack

由圖12同樣可以看到，在鴨舵1渦與反安定面1渦的耦合區(qū)域，其鴨舵壓強(qiáng)負(fù)值明顯低于無(wú)反安定面的情況，對(duì)升力起到了增升作用；由于鴨舵4位于彈身下半部分，未受到彈頭流線(xiàn)的影響，鴨舵4的增升效果顯然沒(méi)有鴨舵1強(qiáng)烈，但相比于無(wú)反安定面4情況，在鴨舵4的前部形成了低壓區(qū)，減小了鴨舵4前舵部分的壓強(qiáng)系數(shù)，對(duì)升力同樣起到了增升作用。

2.1.3 失速迎角范圍內(nèi)流動(dòng)分析

圖13為=40°、=40°時(shí)3個(gè)沿鴨舵1展向不同位置的縱向剖面圖及鴨舵1上下表面的分布曲線(xiàn)。由圖13可以看出，在失速迎角以后，與M2模型相比，M1模型鴨舵1不同位置的上下表面壓差都變大，越靠近鴨舵前緣，其上下表面的壓差量越大，表明鴨舵1受到了反安定面1下洗氣流的影響，且鴨舵1前緣附近受到的影響最大。

圖13 Ma=0.5，α=40°鴨舵不同展向剖面上下表面壓力系數(shù)曲線(xiàn)Fig.13 Pressure coefficient curves of the upper and lower surfaces of canard in different spanwise sections for Ma=0.5，α=40°

由圖6可以看出，在失速迎角之后M1模型的布局升力不再增大，但是與M2模型相比，反安定面1在一定程度上改善了鴨舵1的流動(dòng)，使鴨舵1法向力系數(shù)相對(duì)提高。圖14(a)和圖14(b)為迎角40°時(shí)兩種模型鴨舵1的空間流線(xiàn)分布，在此迎角下兩種模型皆處于失速狀態(tài)。M2模型的流動(dòng)渦破裂，并可以清楚地看到產(chǎn)生了雜亂的分離渦；M1模型在反安定面1的氣流干擾下，雖然融合渦在根弦后半部分已經(jīng)破裂，但是仍然保持著一個(gè)渦的流動(dòng)形態(tài)，也沒(méi)有出現(xiàn)較強(qiáng)的分離渦。圖14(c)和圖14(d)為此狀態(tài)下兩種模型鴨舵1縱向剖面位置=0.5的流動(dòng)狀態(tài)對(duì)比，從中也可以清楚地看到M1模型未發(fā)現(xiàn)明顯的分離渦，只是在鴨舵1的尾部產(chǎn)生了低速區(qū)，而M2模型產(chǎn)生了較大的分離渦，低速區(qū)也相對(duì)較大。因此反安定面1與鴨舵1產(chǎn)生的近距耦合效應(yīng)抑制了分離渦的發(fā)展，使表面的附著渦不易于與表面發(fā)生流動(dòng)分離，提升了鴨舵法向力。

圖14 40°迎角時(shí)的流動(dòng)狀態(tài)Fig.14 Flow state at 40° angle of attack

綜上所述，在處于亞聲速狀態(tài)時(shí)，小迎角范圍內(nèi)以渦系的相互擠壓作用為主，M1模型產(chǎn)生近距耦合效應(yīng)，對(duì)鴨舵1的升力未起到正貢獻(xiàn)；在中大迎角范圍內(nèi)兩鴨舵渦變?yōu)榫砝@合并作用，減小了上表面的，增大了鴨舵上下表面的壓差；在失速迎角范圍內(nèi)，反安定渦仍然會(huì)對(duì)鴨舵產(chǎn)生有利影響，抑制了分離渦的發(fā)展，對(duì)升力提升起到了積極的作用。

2.2 超聲速條件下近距耦合效應(yīng)

圖15為M1與M2模型的鴨舵法向力系數(shù)在=2，鴨舵=15°，反安定面=0°、=0°時(shí)隨迎角的變化曲線(xiàn)。同樣為了研究計(jì)算結(jié)果的方便，根據(jù)超聲速下流動(dòng)特征與氣動(dòng)力的變化，將迎角計(jì)算域分為中小迎角(為0°～23°)和大迎角(≥23°)兩種情況。

圖15 鴨舵法向力系數(shù)Fig.15 Canard normal force coefficient

對(duì)比圖15中鴨舵1曲線(xiàn)可以看出：M2模型在0°～15°迎角范圍內(nèi)隨迎角增大，之后逐漸減小，而M1模型在25°迎角時(shí)達(dá)到最大值，表明在大迎角范圍內(nèi)，反安定面1的洗流對(duì)鴨舵1產(chǎn)生了有利干擾；在0°～23°范圍內(nèi)M2模型的值較大，在23°迎角之后M1模型的值相對(duì)較大，但是增長(zhǎng)幅度不大，最大處提升10%左右，表明M1模型產(chǎn)生的近距耦合效應(yīng)在大迎角下能夠小幅度提升鴨舵1法向力。而對(duì)于鴨舵4法向力，M1模型有小幅度降低，未對(duì)升力提升產(chǎn)生積極的影響。

圖16為=2、=30°時(shí)3個(gè)沿鴨舵1展向不同位置的縱向剖面圖及鴨舵1上下表面的分布曲線(xiàn)。從圖16中可以看出，F(xiàn)C1產(chǎn)生的下洗流對(duì)鴨舵1上表面幾乎沒(méi)有影響，其干擾主要是對(duì)鴨舵1下表面，增大了下表面壓強(qiáng)系數(shù)，且越靠近鴨舵前緣，下表面壓強(qiáng)增加越大，表明所受有利影響越強(qiáng)烈。

圖16 Ma=2，α=30°鴨舵不同展向剖面上下表面壓力系數(shù)曲線(xiàn)Fig.16 Pressure coefficient curves of the upper and lower surfaces of canard in different spanwise sections for Ma=2，α=30°

圖17給出了鴨舵1的下表面壓強(qiáng)系數(shù)及空間流線(xiàn)分布圖。由圖17可以看出：與M2模型相比，M1模型的鴨舵1壓強(qiáng)系數(shù)較大，主要體現(xiàn)在鴨舵前部附近。通過(guò)分析來(lái)流流線(xiàn)，發(fā)現(xiàn)流經(jīng)M2模型的流線(xiàn)大致分為兩部分，一部分從彈頭處直接流向鴨舵1，在表面產(chǎn)生了一個(gè)渦，稱(chēng)為彈頭渦；另一部分則經(jīng)過(guò)鴨舵4的前緣流向鴨舵1，同樣產(chǎn)生了渦，稱(chēng)為鴨舵4渦。兩個(gè)渦在表面發(fā)生了渦系卷繞，增大了渦量。而流經(jīng)M1模型的部分彈頭流線(xiàn)在反安定面1的阻礙作用下，流動(dòng)方向發(fā)生改變，流向了鴨舵1，剩余部分的彈頭流線(xiàn)直接流向鴨舵1。同時(shí)因?yàn)橛卸嫫堑拇嬖冢邙喍?的前緣附近出現(xiàn)了由反安定面1后緣產(chǎn)生的渦，減小了前緣附近的上下表面壓差。反安定面1渦對(duì)彈頭渦存在一個(gè)吹除作用，減小了彈頭渦的渦量(見(jiàn)圖18，表示單位渦量的大小)，降低了渦核速度，使下表面壓強(qiáng)系數(shù)增加，提升了鴨舵法向力。

圖17 30°迎角鴨舵1下表面流線(xiàn)Fig.17 Canard 1 lower surface streamline at 0° angle of attack

圖18 30°迎角鴨舵1下表面渦量Fig.18 Canard 1 lower surface vorticity at 30° angle of attack

概括而言，在超聲速條件下，M1模型在中小迎角范圍，反安定面卷起的下洗渦降低了實(shí)際迎角，對(duì)單獨(dú)鴨舵而言未產(chǎn)生增升作用，但是由于增加反安定面導(dǎo)致升力面的增加，也在一定程度上對(duì)鴨舵總體的法向力起到了增升作用；在大迎角范圍之后，反安定面卷起的下洗渦吹除了鴨舵下表面的彈頭渦，使下表面渦量減小，對(duì)鴨舵產(chǎn)生了增升作用。

3 全彈氣動(dòng)特性影響

3.1 亞聲速條件下反安定面對(duì)操縱性影響

由于反安定面的存在使全彈壓心靠近彈頭方向移動(dòng)，使俯仰力矩系數(shù)下降，降低了穩(wěn)定性，提高了操縱性。圖19為鴨舵=15°與=10°在=0.5時(shí)全彈俯仰力矩隨迎角的變化曲線(xiàn)，力矩參考點(diǎn)為距彈頭的8.5處。由圖19可見(jiàn)：兩模型的俯仰力矩系數(shù)變化趨勢(shì)相同，都隨迎角增大而減小，表明在迎角增大時(shí)，都有產(chǎn)生穩(wěn)定力矩或有產(chǎn)生穩(wěn)定力矩的趨勢(shì)；在鴨舵=15°與=10°下，相比于M2模型，M1模型的全彈平衡迎角分別增加了3°和4°，表明反安定面的存在降低了全彈的靜穩(wěn)定性，提高了操縱性。

圖19 Ma=0.5不同鴨舵舵偏角俯仰力矩系數(shù)Fig.19 Pitch moment coefficients at different canard yaw angles for Ma=0.5

3.2 超聲速條件下反安定面對(duì)操縱性影響

圖20為鴨舵=15°與=10°在=2.0時(shí)俯仰力矩系數(shù)曲線(xiàn)。由圖20可見(jiàn)：與亞聲速條件下相同，同樣由于反安定面的存在，使M1模型的俯仰力矩系數(shù)相較于M2模型俯仰力矩系數(shù)絕對(duì)值減小，在小迎角時(shí)俯仰力矩系數(shù)變化不是很大，提升了2%～4%；隨著迎角增加降低的幅度逐漸增大，當(dāng)迎角增加到45°時(shí)減小了15%左右，同時(shí)平衡迎角提升了3°左右。以上結(jié)果表明雙鴨式布局產(chǎn)生的穩(wěn)定力矩減小，降低了穩(wěn)定性，對(duì)導(dǎo)彈的俯仰操作有利。

圖20 Ma=2.0不同鴨舵偏角俯仰力矩系數(shù)Fig.20 Pitch moment coefficient at different canard yaw angles for Ma=2.0

4 結(jié)論

本文給出了雙鴨式近距耦合布局導(dǎo)彈模型與鴨式布局導(dǎo)彈模型在馬赫數(shù)分別為0.5和2.0的數(shù)值模擬結(jié)果，得到不同迎角下的氣動(dòng)參數(shù)，對(duì)兩種模型的流動(dòng)特征進(jìn)行對(duì)比分析，可以看出近距耦合規(guī)律，即在亞聲速條件下中大迎角下效果明顯。得出主要結(jié)論如下：

1)亞聲速條件下，小迎角范圍內(nèi)以渦系的相互誘導(dǎo)作用為主，反安定面對(duì)鴨舵的升力未做出貢獻(xiàn)；中大迎角范圍內(nèi)兩鴨舵渦產(chǎn)生卷繞耦合現(xiàn)象，反安定面卷起的下洗渦與鴨舵渦卷繞融合后使之得到明顯增強(qiáng)；在失速迎角范圍內(nèi)，反安定面卷起的下洗渦對(duì)鴨舵渦作用仍然以卷繞耦合為主，渦強(qiáng)度的增強(qiáng)延遲了鴨舵表面的流動(dòng)分離，提高了失速后的法向力。

2)超聲速條件下，中小迎角范圍反安定面卷起的下洗渦降低了實(shí)際迎角，造成了升力損失；大迎角范圍內(nèi)反安定面卷起的下洗渦吹除了鴨舵上表面附面層與下表面的彈頭渦，致使鴨舵的上表面流速增加和下表面渦量減小，加大了上下表面的壓力差，增加了鴨舵的法向力。

3)由于添加了反安定面，使全彈壓心向前移動(dòng)，增加了全彈的平衡迎角，在亞聲速和超聲速條件下都增加了3°左右，提升了俯仰操縱性。