导弹的计算流体力学数值模拟

战术导弹主要是指地对地、空对地反坦克弹以及打击空中目标的地对空、空对空小型导弹，它们是现代武器系统中非常重要的组成部分。与中、大型导弹相比，战术导弹的外型有自己鲜明的特点，设计师往往会根据发射装置和系统结构的要求采用一些特殊外形，如超小径展比、超小展弦比翼、圆弧翼、钝圆头等。由于跟踪目标的需要，战术导弹也经常会在大攻角状态下飞行。战术导弹    种类多，外形复杂，对其空气动力学性能的研究不如中、远程导弹那么样深入。传统的工程计算方法仍是这类导弹气动设计的主要手段。从现代设计的要求看来，基于小扰动线化理论与经验数据的传统计算方法的预测精度显然偏低，提供的气动信息也不够充分。更为不利的是，由于战术导弹某些外形特点，导弹设计常用的参考数据、图表与经验公式往往对它并不适合，但在别无依据的情况下又不得不用，从而包含了较大误差。

当前，计算流体力学(Computational Fluid Dynamics，简称CFD)、风洞试验和飞行试验已成为飞行器研制中三个相辅相承的主要手段。在美国的航空航天领域，目前CFD约占气动总工作量的50%，根据波音公司预测，在未来的气动设计中，从最佳费效比出发，CFD约占气动设计总工作量的70%。CFD技术在国内航空航天部门的导弹设计中也已经广泛应用，然而，由于受各种条件限制，在常规战术导弹设计中实际应用还比较少。为了迅速提高常规导弹的设计水平，迫切需要开发针对这类导弹的数值模拟技术。 

自二十世纪六十年代以来，人们对于细长旋成体在大攻角绕流状态下背涡的形成机理、流场结构、如何延缓或控制背涡的出现等进行了大量的试验、数值模拟、理论分析等研究，取得了很多极有价值的结果，对于如何延缓或抑制背涡的出现以及有效控制、利用背涡非对称性所产生的侧向力等方面起到了极其重要的作用。 

细长旋成体虽然几何形状简单，但其在大攻角下的绕流问题却非常复杂，包括由物面卷起的三维边界层分离流动和在旋成体背风面形成的集中漩涡流动，而且影响流场流动的参数众多，目前已经发现影响旋成体背涡流场流动的因素主要有：头部形状、攻角、来流马赫数、湍流度等，这些因素彼此之间相互诱导、作用形态非常复杂，使得人们对于其背涡的形成机理、流场结构、发展及演变特性等的研究变的更加困难。特别是极大攻角下不对称背涡的形成机理，到目前仍没有得到很好的理解和统一的认识。目前主要流行两种观点：一种观点认为模型的不对称和雷诺数影响造成的不对称是形成旋成体非对称背涡流动的原因。另一种观点认为非对称流动起源于旋成体背涡流场的动力不稳定性。它直接与物体横截面背风侧顶点（鞍点）处的速度剖面的不稳定相关联。

大量试验己经证实，在一定的来流雷诺数和马赫数条件下，尖锥旋成体的三维流动随攻角的变化，其流动结构是不同的。随着攻角α由0º到90º的变化，旋成体绕流结构将经历如下四种不同流态： 

当0º≤α≤15º时，流动是定常的、对称的附着流。 

当15º≤α≤30º时在旋成体背风面看到一对平行于旋成体上表面的对称涡，在头部添加一非对称几何扰动对于旋成体背涡流场几乎没有影响，流场流动基本上仍是保持对称的。 

当30º≤α≤65º时，如果对于旋成体不添加任何扰动，流动将保持定常的和对称的，在旋成体头部添加一非对称的微小几何扰动立即造成计算结果的非对称，非对称的程度与扰动位置距头部顶尖处的距离及扰动量的大小密切相关。距头部顶尖处的距离越近，扰动越大，则非对称的程度越大。撤消扰动后，非对称的程度将逐渐衰减，最后将恢复到原来的对称状态。要维持一个永久的非对称流场，必须在计算中添加一个时间持续且位置固定的扰动。基于此计算结果，他们认为在该攻角范围内，造成旋成体非对称背涡流动的原因是流场处于对流不稳定的结果。

当65º≤α≤90º时，如果对于旋成体不添加任何扰动，流动仍将保持对称，在旋成体头部非对称添加一瞬时的微小几何扰动将立即诱发起流场的非对称。初始扰动将按时间和空间传播，由于非线性的影响，非对称流动将最终达到一种自维持状态。扰动撤消后，非对称流动仍将不断维持下去，Degarli等认为此时流场流动处于绝对不稳定状态。 

导弹的头部形状和马赫数对导弹背部流场的影响甚大，至今所发表的有关导弹大攻角流动的文献资料，几乎都是锥形头部的弹形，可见针对钝头导弹的试验和数值研究还很缺乏。

本文首先对一实际的钝头导弹的在进行亚、跨、超音速气动特性进行数值模拟，将其升、阻力特性与试验结果进行比较，以验证数值计算精度；同时，还对其压力、速度分布进行了分析。然后，为了研究战术弹的大攻角特性，我们对该导弹外形做了适当简化，在进行大攻角亚、超音速绕流计算后，本文分析了沿导弹轴线一系列截面上的压力与速度分布、空间流线图谱、导弹物面剪切层分离情况，以及空间涡系的结构形态、流型发展和演变。本文的研究能为战术导弹的设计提供重要依据，有助于提高导弹的设计水平。

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