李小林，楊 帆，傅建明，彭中良

(上海機(jī)電工程研究所，上海 201109)

0 引 言

“米卡(MICA)”導(dǎo)彈的全稱為MICA攔截與格斗導(dǎo)彈，是一種兼具中距攔截和近距格斗功能的空空導(dǎo)彈，堪稱法國導(dǎo)彈科技的招牌，是法國空軍和海軍航空兵的主力裝備[1]。自服役以來，MICA已裝備在“幻影2000”、“陣風(fēng)”等先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)上，并隨戰(zhàn)斗機(jī)出口到埃及、印度、希臘、摩洛哥、卡塔爾、阿曼、阿聯(lián)酋等多個(gè)國家以及中國臺(tái)灣地區(qū)。中國臺(tái)灣空軍在2002年“漢光”演習(xí)中首次進(jìn)行了MICA導(dǎo)彈的全射程全制導(dǎo)實(shí)彈射擊，一架參演的“幻影2000-5”戰(zhàn)斗機(jī)同時(shí)發(fā)射了2枚MICA導(dǎo)彈，成功摧毀了30 km外模擬蘇-27的靶機(jī)。MICA導(dǎo)彈以其獨(dú)特的設(shè)計(jì)思想、優(yōu)良的作戰(zhàn)性能成為各國現(xiàn)役第四代空空導(dǎo)彈中的佼佼者。

本文以MICA空空導(dǎo)彈為研究對(duì)象，通過搜集資料，采用反設(shè)計(jì)[2]的方法，還原導(dǎo)彈氣動(dòng)與結(jié)構(gòu)模型，并采用CFD計(jì)算手段，分析了MICA導(dǎo)彈的氣動(dòng)性能。針對(duì)該型導(dǎo)彈氣動(dòng)布局上的某些特點(diǎn)，研究各主要?dú)鈩?dòng)部件的作用，分析設(shè)計(jì)者的設(shè)計(jì)意圖、所用關(guān)鍵技術(shù)和理論，有助于為我國空空導(dǎo)彈設(shè)計(jì)積累經(jīng)驗(yàn)并提升設(shè)計(jì)能力。

1 MICA導(dǎo)彈概況

近三十年局部戰(zhàn)爭經(jīng)驗(yàn)表明，空空導(dǎo)彈是交戰(zhàn)雙方空中對(duì)抗的主要武器，其性能的高低已成為決定戰(zhàn)爭勝負(fù)的重要因素，也是各軍事強(qiáng)國優(yōu)先發(fā)展的武器裝備[3]。

20世紀(jì)80年代，法國國防部希望發(fā)展一種能夠適應(yīng)90年代乃至21世紀(jì)初空戰(zhàn)環(huán)境的空空導(dǎo)彈。出于節(jié)省國防預(yù)算和減輕后勤供應(yīng)負(fù)擔(dān)的考慮，法國國防部希望導(dǎo)彈能夠兼顧中距攔截和近距格斗的功能。1979年，法國馬特拉(Matra)公司啟動(dòng)MICA導(dǎo)彈研制計(jì)劃，期望以一套導(dǎo)彈系統(tǒng)取代R550魔術(shù)近距格斗導(dǎo)彈和超530D中距攔截導(dǎo)彈。MICA導(dǎo)彈于1991年進(jìn)行首次飛行試驗(yàn)并于1998年服役法國空軍。

該型導(dǎo)彈長3.1 m，彈徑160 mm，發(fā)射質(zhì)量112 kg，最大射程50～60 km，最大速度3Ma，最大過載35g～50g，最主要的特點(diǎn)是采用模塊化設(shè)計(jì)，可以根據(jù)任務(wù)需要更換導(dǎo)引頭。MICA-EM為主動(dòng)雷達(dá)制導(dǎo)型，裝有尖銳的陶瓷制雷達(dá)天線罩，用于中距攔截，于1996年開始量產(chǎn)；MICA-IR為被動(dòng)紅外制導(dǎo)型，裝有鈍頭的整流罩，用于近距格斗，于2000年開始量產(chǎn)。兩種導(dǎo)引頭都具備一定的抗干擾能力，圖1所示為雷達(dá)型與紅外型MICA的外形。

圖1 雷達(dá)型與紅外型MICA導(dǎo)彈Fig.1 MICA-EM missile and MICA-IR missile

MICA導(dǎo)彈采用了推力矢量控制技術(shù)，在發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口處裝有燃?xì)舛?，由控制系統(tǒng)對(duì)空氣舵和燃?xì)舛孢M(jìn)行組合控制。當(dāng)海拔較低時(shí)，導(dǎo)彈的最大過載達(dá)到50g，在近距格斗時(shí)，一般的三代機(jī)很難逃脫。中國臺(tái)灣空軍訂購了400枚MICA-EM導(dǎo)彈用于裝備法制“幻影2000-5”戰(zhàn)斗機(jī)，中東的卡塔爾也訂購了MICA主動(dòng)雷達(dá)制導(dǎo)型[4]。圖2為“陣風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)掛載6枚MICA-EM導(dǎo)彈。

圖2 “陣風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)掛載6枚MICA導(dǎo)彈Fig.2 Rafale fighter with a load of 6 MICA missiles

在空空型MICA獲得成功以后，2000年7月法國馬特拉公司與西班牙航空制造公司(CASA)和德國戴姆勒-克萊斯勒航宇公司(DASA)合并，組成歐洲航空防務(wù)和空間公司(EADS)。MICA導(dǎo)彈的后續(xù)發(fā)展由EADS公司的子公司歐洲導(dǎo)彈集團(tuán)(MBDA)接手。2000年，在新加坡舉行的亞洲航空展上，MBDA首次公開展示了垂直發(fā)射型地對(duì)空MICA導(dǎo)彈[5](vertical lunch MICA，簡稱VL-MICA)。2001年，VL-MICA進(jìn)行了首次地面發(fā)射測試并獲得成功。垂直發(fā)射型MICA是對(duì)空空型MICA的改進(jìn)，將發(fā)射平臺(tái)由空基擴(kuò)展為陸基和?；?，以滿足法國陸軍和海軍防空的需要。

依據(jù)制導(dǎo)體制不同，VL-MICA同樣分為主動(dòng)雷達(dá)制導(dǎo)型和被動(dòng)紅外制導(dǎo)型，尺寸與相應(yīng)的兩型空空版相同，使用4聯(lián)裝發(fā)射箱儲(chǔ)運(yùn)，最大射程20 km，最大速度3Ma。2005年2月，裝備紅外導(dǎo)引頭的VL-MICA在陸地上進(jìn)行發(fā)射試驗(yàn)。目標(biāo)為低空飛行的小型無人機(jī)，無人機(jī)在10 km高度被摧毀,試驗(yàn)成功。2006年4月，法國海軍在艦艇上進(jìn)行?；鵙L-MICA發(fā)射試驗(yàn)。靶機(jī)飛行高度較低，用來模擬掠海反艦導(dǎo)彈，目標(biāo)在10 km 高度被摧毀，試驗(yàn)成功。2008年10月，VL-MICA陸續(xù)進(jìn)行了14次發(fā)射試驗(yàn)，靶機(jī)飛行高度15 km，其中目標(biāo)被導(dǎo)彈多次直接撞毀。一系列試驗(yàn)證明，MICA導(dǎo)彈的作戰(zhàn)平臺(tái)成功從空空平臺(tái)擴(kuò)展到地空和艦空平臺(tái)，實(shí)現(xiàn)了一種導(dǎo)彈陸?？胀ㄓ谩?/p>

截至2009年，MICA的全球訂單已超過3 000套，已進(jìn)行的發(fā)射試驗(yàn)超過200次。2016年，垂直發(fā)射型MICA導(dǎo)彈出口到阿曼、波蘭、羅馬尼亞和新加坡等國家。

2002年，MBDA公司曾提出潛射方案，使用運(yùn)載器將MICA導(dǎo)彈從標(biāo)準(zhǔn)的533 mm魚雷管發(fā)射，目標(biāo)為反潛直升機(jī)或海上巡邏機(jī)，但未見后續(xù)報(bào)道。

MICA導(dǎo)彈的顯著特點(diǎn)是頭部周邊布置了4個(gè)窄小邊條，彈身中部至舵面前端采用長邊條翼，舵面形狀為L形。頭部窄小邊條與中部長邊條翼在彈身周向呈交錯(cuò)的“+-×”形分布，舵面與長邊條周向分布一致。根據(jù)已搜集的關(guān)于MICA導(dǎo)彈的資料，可以確定的尺寸有彈長、彈徑、翼展和舵展；根據(jù)IHS公司2015年披露的空空型MICA的俯視圖，測量圖中各部件尺寸和相對(duì)位置，按照比例反算還原導(dǎo)彈外形(作者注：還原結(jié)果可能與實(shí)際外形有一定的誤差，但不會(huì)影響全彈性能分析的結(jié)果)，以MICA-EM外形為研究對(duì)象，經(jīng)測量和反算后得到的導(dǎo)彈尺寸如表1所示。

表1 MICA-EM尺寸列表Tab.1 List of MICA-EM’s dimensions

注： 表中各部件的位置均相對(duì)頭部理論尖點(diǎn)。

從能收集到的現(xiàn)有資料中查閱不到頭部曲線方程的信息，但在已知頭部長度和頭部直徑以及初步分析外表彎曲度的前提下，采用卡門型曲線對(duì)導(dǎo)彈導(dǎo)引頭頭部曲線進(jìn)行擬合更為合理。通過擬合計(jì)算，頭部曲線方程可用式(1)來表達(dá)。

(1)

式中：x和y分別為頭部曲線方程的橫坐標(biāo)和縱坐標(biāo)，x的取值范圍為0≤x≤374。

2 數(shù)值計(jì)算方法

選取三維可壓雷諾平均的N-S方程(Reynolds averaged Navier -Stokes，簡稱RANS方程)作為主控方程[6]，可得RANS方程表達(dá)式為

(2)

式中：U為解向量；F和G為通量向量；Ma為來流馬赫數(shù)；γ為比熱比；Re為來流的雷諾數(shù)。

(3)

式中：ρ，p，e，T和k分別為密度、壓強(qiáng)、能量、溫度和熱傳導(dǎo)系數(shù)；ui為沿直角坐標(biāo)系xi方向的速度分量；i和m為整數(shù)，取1～3，分別對(duì)應(yīng)直角坐標(biāo)系的3個(gè)方向。

黏性切應(yīng)力的分量為

(4)

式中:δmi為Kronecker符號(hào)；j為整數(shù)，取1～3。

黏性系數(shù)之間的關(guān)系為

(5)

式中：μL為層流黏性系數(shù)，μT為湍流黏性系數(shù)。

(6)

式中：PrL和PrT分別表示層流普朗特?cái)?shù)和湍流普朗特?cái)?shù)。

湍流模型選取目前對(duì)逆壓梯度適應(yīng)性好、計(jì)算量較小、穩(wěn)定性較好的S -A(Spalart-Allmaras)方程湍流模型[7]，采用二階精度的離散格式。計(jì)算網(wǎng)格采用全結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，如圖3所示，網(wǎng)格總數(shù)約400萬。

圖3 導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)網(wǎng)格Fig.3 Structure grid of missile

3 氣動(dòng)性能分析

采取部件組合的方法研究不同氣動(dòng)布局的性能差異[8]：圖4中A外形為全彈外形；B外形為全彈外形去掉頭部小邊條；C外形為全彈外形去掉彈身中部長邊條；D外形為A外形的基礎(chǔ)上將L形舵面補(bǔ)全。針對(duì)相同的飛行狀態(tài)，計(jì)算不同氣動(dòng)布局下導(dǎo)彈的性能，通過相互對(duì)比探究導(dǎo)彈各部件的作用。由于公開文獻(xiàn)資料中查閱不到MICA導(dǎo)彈質(zhì)心的相關(guān)信息，按照一般設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)[9]，假定導(dǎo)彈的滿載質(zhì)心位于全彈長度58%處，空載質(zhì)心位于52%處(距離頭部理論尖點(diǎn)，后文的壓心參考點(diǎn)相同)。

圖4 導(dǎo)彈氣動(dòng)布局對(duì)比Fig.4 Comparison of missile aerodynamic configurations

圖5 不同氣動(dòng)布局和馬赫數(shù)的法向力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)對(duì)比Fig.5 Comparisons of normal force and pitching moment coefficients of different aerodynamic configurations at Mach numbers

圖5(a)給出了Ma=2.0 時(shí)，A、B、C三種外形的法向力系數(shù)CN曲線；圖5(b)給出了Ma=1.5時(shí)3種外形的俯仰力矩系數(shù)mz曲線。圖5中α為合成攻角，力矩參考點(diǎn)為滿載質(zhì)心。可以看出，長邊條翼為導(dǎo)彈主升力面之一；頭部小邊條對(duì)全彈法向力影響很小，但是由于位置靠前，對(duì)全彈相對(duì)質(zhì)心的力矩有明顯的影響，主要用于調(diào)節(jié)力矩。

圖6給出了Ma=1.5、攻角α=30°時(shí)，A、B兩種外形的頭部至邊條前緣段的壓力系數(shù)的流場云圖。從圖6中可以看出，小邊條會(huì)顯著改變導(dǎo)彈背風(fēng)面的流場渦結(jié)構(gòu)，無邊條影響(外形B)的頭部背風(fēng)面渦核較小，相對(duì)緊湊，呈現(xiàn)為圓柱擾流的渦結(jié)構(gòu)，渦外形較圓；帶有頭部小邊條(外形A)的背風(fēng)面渦核較大，渦核相對(duì)導(dǎo)彈縱向?qū)ΨQ面分得更開，渦形態(tài)不規(guī)則。從尾舵的壓力分布來看，頭部邊條的尾流也會(huì)對(duì)尾舵的壓力分布產(chǎn)生輕微的影響。

圖6 不同氣動(dòng)布局的小邊條流場對(duì)比Fig.6 Comparisons of flow field of small strakes of different missile aerodynamic configurations

圖7給出了不同馬赫數(shù)下A、B、C 三種外形的縱向壓心系數(shù)xcp對(duì)比，α為合成攻角。相對(duì)于A外形和B外形，C外形的壓心明顯靠后，且壓心隨著攻角的增加變化劇烈；A外形和B外形的壓心曲線趨勢較一致，隨攻角增加變化較為平緩。分析可知:一方面，相比無邊條翼外形，導(dǎo)彈采用長邊條翼可使全彈壓心前移，降低導(dǎo)彈靜穩(wěn)定度，有利于增加導(dǎo)彈可用攻角；另一方面，使用長邊條翼可使導(dǎo)彈壓心隨攻角平緩變化，有利于控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)。對(duì)比A外形和B外形可知，頭部小邊條可使全彈壓心前移1%～3%。一般空空導(dǎo)彈的發(fā)射速度在Ma=2.0以內(nèi)，攻角很小，在發(fā)射時(shí)A外形和B外形的全彈壓心均在60%以后，假定滿載質(zhì)心在58%，滿足發(fā)射靜穩(wěn)定性要求。

圖7 不同氣動(dòng)布局和馬赫數(shù)的壓心系數(shù)對(duì)比Fig.7 Comparisons of pressure center coefficients of different missile aerodynamic configurations at Mach numbers

圖8給出了外形A和外形D的迎風(fēng)面舵面的鉸鏈力矩系數(shù)mh對(duì)比曲線，α為合成攻角。圖8(a)為Ma=0.9時(shí)負(fù)舵偏情況下的鉸鏈力矩系數(shù)；圖8(b)為Ma=2.0時(shí)正舵偏情況下的鉸鏈力矩系數(shù)。對(duì)比相同舵偏角下兩種外形的舵面鉸鏈力矩曲線可知，D外形補(bǔ)全梯形舵面的鉸鏈力矩明顯大于A外形的L形舵面的鉸鏈力矩，而且L形舵面的鉸鏈力矩系數(shù)隨攻角的增加變化較平緩。

圖8 不同氣動(dòng)布局和馬赫數(shù)的鉸鏈力矩系數(shù)對(duì)比Fig.8 Comparisons of hinge moment coefficients of different missile aerodynamic configurations at Mach numbers

圖9給出了A、B、D 3種外形在空載質(zhì)心下的法向配平舵偏δT與10 km海拔高度的法向配平過載n對(duì)比曲線，α為合成攻角，導(dǎo)彈質(zhì)量參考發(fā)射質(zhì)量。其中，圖9(a)和圖9(b)分別對(duì)應(yīng)Ma=0.9和Ma=2.0的情況。對(duì)比A外形和D外形的曲線可知，相對(duì)空載質(zhì)心，A外形和D外形的配平過載曲線基本重合,使用L形舵面和補(bǔ)全舵面能夠產(chǎn)生基本相同的法向過載，而L形舵面相比補(bǔ)全舵面的配平舵偏更小。對(duì)比A外形與B外形的曲線可知，使用頭部小邊條能夠有效地增加配平法向過載，同時(shí)能夠降低配平舵偏角。

圖10給出了不同馬赫數(shù)下導(dǎo)彈A外形在10 km高度時(shí)對(duì)空載質(zhì)心的法向過載n曲線，α為合成攻角。根據(jù)文獻(xiàn)[4]，MICA導(dǎo)彈的極限過載為50g。從法向過載曲線來看，在導(dǎo)彈速度達(dá)到2.5Ma～3.0Ma時(shí)，攻角超過30°后，導(dǎo)彈的過載能夠超過50g，對(duì)應(yīng)的法向配平舵偏角δT絕對(duì)值不超過25°。假定單個(gè)舵面的極限舵偏角[10]為30°，從計(jì)算結(jié)果來看，在飛行末端，導(dǎo)彈的極限過載能力與文獻(xiàn)資料所述相符。當(dāng)Ma在2.5以下時(shí)，導(dǎo)彈在各攻角下能夠配平，但最大過載需要在燃?xì)舛媾浜系那闆r下才能實(shí)現(xiàn)。

圖9 不同氣動(dòng)布局和馬赫數(shù)的配平舵偏角與法向過載對(duì)比Fig.9 Comparisons of trim deflection angle of rudder and normal overload of different missile aerodynamic configurations at Mach numbers

圖10 不同馬赫數(shù)的配平舵偏角與法向過載對(duì)比Fig.10 Comparisons of trim deflection angle of rudder and normal overload at different Mach numbers

4 結(jié)束語

MICA導(dǎo)彈以大過載能力著稱，除得益于導(dǎo)彈本身質(zhì)量小外，優(yōu)秀的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)也是提升導(dǎo)彈過載能力的主要原因。MICA導(dǎo)彈氣動(dòng)外形與其他空空導(dǎo)彈外形的顯著區(qū)別之處在于其頭部使用小邊條，尾部使用L形舵面。研究表明：使用頭部小邊條，既可以增加導(dǎo)彈過載能力(超聲速下平均增加約10%)，也可降低配平舵偏角(超聲速下平均減小約20%)；使用尾部L形舵面，與補(bǔ)全舵面相比既能夠顯著減小鉸鏈力矩，也可以在提供與補(bǔ)全舵面同等過載能力的前提下減小配平舵偏角(超聲速下平均減小約20%)。