李斌 劉仙名

關(guān)鍵詞：???? ?空空導(dǎo)彈; 氣動(dòng)外形; 關(guān)鍵技術(shù)

中圖分類號：??? ???TJ760; V211+.3? 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：??? ?A? 文章編號：??? ??1673-5048（2019）02-0001-14

0 引? 言

氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)是指根據(jù)總體設(shè)計(jì)要求合理地安排各部件的相對位置， 確定各部件的幾何參數(shù)， 給出氣動(dòng)數(shù)據(jù)并分析評估氣動(dòng)特性的過程。

空空導(dǎo)彈與其他戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的氣動(dòng)設(shè)計(jì)相比， 既存在相同點(diǎn)， 也有獨(dú)特之處。

相同點(diǎn)在于， 空空導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)工作也是在總體約束下完成。 氣動(dòng)外形參數(shù)與總體性能參數(shù)相互交聯(lián)最多， 影響最大[1] ， ?因此氣動(dòng)設(shè)計(jì)不僅涉及空氣動(dòng)力學(xué)問題， 更是系統(tǒng)設(shè)計(jì)問題， 空空導(dǎo)彈氣動(dòng)外形不能單純由空氣動(dòng)力學(xué)的因素來確定， 還要求氣動(dòng)工程師具有動(dòng)力學(xué)、 熱力學(xué)、 結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、 發(fā)動(dòng)機(jī)和控制等方面的基礎(chǔ)知識， 甚至考慮材料和工藝等特殊要求， ?以使設(shè)計(jì)的導(dǎo)彈氣動(dòng)特性在滿足整個(gè)系統(tǒng)要求的前提下， 氣動(dòng)性能最優(yōu)化。 氣動(dòng)設(shè)計(jì)的好壞直接影響導(dǎo)彈的總體性能， 甚至決定了總體設(shè)計(jì)的成敗。 有專家認(rèn)為：不充分利用氣動(dòng)技術(shù)設(shè)計(jì)出來的導(dǎo)彈在一定程度上都是“笨蛋”[2]。

不同點(diǎn)在于， 空空導(dǎo)彈具有獨(dú)特的工作條件， 即同時(shí)具備由載機(jī)攜帶并發(fā)射和攻擊空中快速高機(jī)動(dòng)目標(biāo)這兩個(gè)顯著的特征。 這給空空導(dǎo)彈的氣動(dòng)布局和氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)提出了特殊的要求， 增加了空空導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)的難度， 但這也推動(dòng)和促進(jìn)了空空導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)的快速發(fā)展。 空空導(dǎo)彈的特殊工作條件使其氣動(dòng)設(shè)計(jì)具有自己的特點(diǎn)：

一是“寬”， 指空空導(dǎo)彈的氣動(dòng)設(shè)計(jì)要使其在寬高度帶（高度從海平面到接近30 km）、 寬速度域（從亞音速高超聲速）和寬攻角范圍（最大可達(dá)60°）內(nèi)， 具有良好的空氣動(dòng)力特性， 滿足總體性能指標(biāo);

二是“高”， 指空空導(dǎo)彈的氣動(dòng)設(shè)計(jì)追求更高的機(jī)動(dòng)能力和敏捷性， 以滿足攻擊大機(jī)動(dòng)目標(biāo)和/或大離軸發(fā)射甚至越肩發(fā)射的需求;

三是“快”， 指空空導(dǎo)彈的氣動(dòng)設(shè)計(jì)追求更大的平均速度和更小的響應(yīng)時(shí)間， 以滿足攻擊快速飛行目標(biāo)和對過載指令快速響應(yīng)的要求;

四是“小”， 包含要求空空導(dǎo)彈的彈道系數(shù)[3]小和幾何尺寸外包絡(luò)小。 前者是為了滿足空空導(dǎo)彈追求更遠(yuǎn)射程的要求， 后者是為了滿足載機(jī)掛載和內(nèi)埋的要求。

1 導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)發(fā)展簡介

正如錢學(xué)森提出的[4]“空氣動(dòng)力學(xué)是航空航天

事業(yè)不可缺少的一項(xiàng)重要工作”， 空氣動(dòng)力學(xué)也是新型空空導(dǎo)彈研制發(fā)展的重要基礎(chǔ)。

第二次世界大戰(zhàn)前后， 由于航空和航天技術(shù)的興起， 可壓縮空氣動(dòng)力學(xué)理論得到迅速發(fā)展。 在這個(gè)階段， 建立了亞/跨/超聲速無粘流動(dòng)和可壓縮邊界層的系統(tǒng)理論， 研究了導(dǎo)彈在不同馬赫數(shù)范圍內(nèi)的氣動(dòng)特性， 尤其是跨聲速面積律的發(fā)現(xiàn)和后掠翼新概念的提出， 幫助飛行器突破了“音障”， 實(shí)現(xiàn)了跨聲速和超聲速飛行， 開始了超聲速空氣動(dòng)力學(xué)發(fā)展的新時(shí)期。 至20世紀(jì)50年代末， 已經(jīng)初步建成了以細(xì)長體理論和干擾因子概念為基礎(chǔ)的導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)體系， 主要研究線性氣動(dòng)特性， 而對非線性氣動(dòng)特性僅做了初步研究。 在此氣動(dòng)技術(shù)背景下， 各國發(fā)展了第一代空空導(dǎo)彈， 氣動(dòng)設(shè)計(jì)的主要特點(diǎn)是“翼展大、 攻角小、 線性化”。

20世紀(jì)60年代是導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)發(fā)展比較緩慢的時(shí)期， 但值得一提的是， 計(jì)算機(jī)技術(shù)的飛速發(fā)展改變了理論空氣動(dòng)力學(xué)的面貌， 計(jì)算流體力學(xué)作為空氣動(dòng)力學(xué)的一個(gè)獨(dú)立分支得到了迅速發(fā)展， 使導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)手段產(chǎn)生了重大變革。

從20世紀(jì)70年代開始， 導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)進(jìn)入了快速發(fā)展的新時(shí)期。 高機(jī)動(dòng)性要求和展弦比的限制， 迫使空空導(dǎo)彈提高最大可用攻角， 而大攻角狀態(tài)混合流型和非線性渦升力的發(fā)現(xiàn)和利用， 為提升導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)性指出了方向。 因此， 氣動(dòng)設(shè)計(jì)范圍從小攻角轉(zhuǎn)到大攻角， 導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)研究重點(diǎn)從線性氣動(dòng)力問題轉(zhuǎn)到非線性氣動(dòng)力問題， 從研究較簡單的小攻角流動(dòng)現(xiàn)象轉(zhuǎn)到研究大攻角復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象， 此外， 非定常流動(dòng)概念也進(jìn)入了導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)視野。 氣動(dòng)設(shè)計(jì)的主要特點(diǎn)是“非線性、 非對稱、 大攻角”。

從20世紀(jì)80年代開始， 對空空導(dǎo)彈氣動(dòng)布局的研究非?；钴S， 具有良好氣動(dòng)性能的氣動(dòng)布局形式漸漸工程化。 主要表現(xiàn)有：大攻角飛行促進(jìn)了極小展弦比翼面的出現(xiàn)， 用以提高非線性升力和擴(kuò)大使用攻角; 大離軸發(fā)射能力促進(jìn)了直接力與氣動(dòng)力復(fù)合設(shè)計(jì); 超遠(yuǎn)射程促進(jìn)了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與彈身一體化布局設(shè)計(jì); 局部優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)的應(yīng)用， 如格柵舵和五緣舵降低最大鉸鏈力矩、 前體小翼布局降低中等攻角側(cè)向力等。 氣動(dòng)設(shè)計(jì)的主要特點(diǎn)是“超大攻角、 極小展弦比、 直接力/氣動(dòng)力復(fù)合、 一體化設(shè)計(jì)”。

2 空空導(dǎo)彈氣動(dòng)外形演變歷程

空空導(dǎo)彈的雛形起源于第二次世界大戰(zhàn)期間的德國， 戰(zhàn)爭后期的德國先后研制了Hs-298型空空導(dǎo)彈和X-4型空空導(dǎo)彈[5]， 宣告了空空導(dǎo)彈的問世。 此后歷經(jīng)半個(gè)世紀(jì)的發(fā)展， 現(xiàn)在世界各國研制的空空導(dǎo)彈總計(jì)上百種。 根據(jù)所攻擊目標(biāo)的特性和所采用技術(shù)的特點(diǎn)， 空空導(dǎo)彈的發(fā)展經(jīng)歷了四代， 文獻(xiàn)[1]給出了四代導(dǎo)彈的大致劃分及其研制的大致時(shí)間， 這些空空導(dǎo)彈的氣動(dòng)布局和氣動(dòng)外形各有特色。

2.1 第一代空空導(dǎo)彈

“響尾蛇”AIM-9B導(dǎo)彈為美國于1948年開始研制的紅外型空空導(dǎo)彈， 采用了鴨式氣動(dòng)布局， 舵和翼在同一平面并呈“××”形布置， 彈體頭部呈半球形， 見圖1（a）。 鴨式氣動(dòng)布局操穩(wěn)特性易于調(diào)整且升阻比較大， 但存在可用攻角小和橫滾控制難的問題。 在AIM-9B導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)中， 俯仰和偏航通道采用氣動(dòng)舵控制， 而在滾轉(zhuǎn)通道引入了陀螺舵， 用來抑制導(dǎo)彈橫滾。 導(dǎo)彈飛行過程中， 陀螺舵在來流作用下高速自轉(zhuǎn)， 當(dāng)導(dǎo)彈繞縱軸滾轉(zhuǎn)時(shí)陀螺舵因進(jìn)動(dòng)性開始偏轉(zhuǎn)， 偏轉(zhuǎn)方向與導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)方向一致， 并與尾翼面形成一定角度， 產(chǎn)生相反的橫滾控制力矩， 迫使導(dǎo)彈橫滾角速率穩(wěn)定在設(shè)定范圍內(nèi)， 從而保證了導(dǎo)彈跟蹤精度。 需要強(qiáng)調(diào)的是， 當(dāng)陀螺舵舵軸與彈軸不垂直時(shí)， 陀螺舵也可在俯仰/偏航方向上產(chǎn)生阻尼力矩。 陀螺舵是氣動(dòng)設(shè)計(jì)上一項(xiàng)天才的創(chuàng)新工作， 用一種很簡單的機(jī)械裝置達(dá)到了與復(fù)雜的控制系統(tǒng)相同的作用效果， 陀螺舵的詳細(xì)控制原理見文獻(xiàn)[6]。

“獵鷹”AIM-4導(dǎo)彈為美國于20世紀(jì)50年代初開始研制的雷達(dá)型空空導(dǎo)彈， 是世界上服役最早的空空導(dǎo)彈[5]。 AIM-4A導(dǎo)彈采用無尾式氣動(dòng)布局， 彈體頭部為半球形， 在頭部后的彈體上布置四片反安定面， 彈體尾部矩形舵面與彈翼呈“++”形布置， 小展弦比翼面使全彈獲得了較好的升阻比， 提高了機(jī)動(dòng)能力， 但也帶來了舵面受翼

>70年代開始， 導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)進(jìn)入了快速發(fā)展的新時(shí)期。 高機(jī)動(dòng)性要求和展弦比的限制， 迫使空空導(dǎo)彈提高最大可用攻角， 而大攻角狀態(tài)混合流型和非線性渦升力的發(fā)現(xiàn)和利用， 為提升導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)性指出了方向。 因此， 氣動(dòng)設(shè)計(jì)范圍從小攻角轉(zhuǎn)到大攻角， 導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)研究重點(diǎn)從線性氣動(dòng)力問題轉(zhuǎn)到非線性氣動(dòng)力問題， 從研究較簡單的小攻角流動(dòng)現(xiàn)象轉(zhuǎn)到研究大攻角復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象， 此外， 非定常流動(dòng)概念也進(jìn)入了導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)視野。 氣動(dòng)設(shè)計(jì)的主要特點(diǎn)是“非線性、 非對稱、 大攻角”。

從20世紀(jì)80年代開始， 對空空導(dǎo)彈氣動(dòng)布局的研究非?；钴S， 具有良好氣動(dòng)性能的氣動(dòng)布局形式漸漸工程化。 主要表現(xiàn)有：大攻角飛行促進(jìn)了極小展弦比翼面的出現(xiàn)， 用以提高非線性升力和擴(kuò)大使用攻角; 大離軸發(fā)射能力促進(jìn)了直接力與氣動(dòng)力復(fù)合設(shè)計(jì); 超遠(yuǎn)射程促進(jìn)了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與彈身一體化布局設(shè)計(jì); 局部優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)的應(yīng)用， 如格柵舵和五緣舵降低最大鉸鏈力矩、 前體小翼布局降低中等攻角側(cè)向力等。 氣動(dòng)設(shè)計(jì)的主要特點(diǎn)是“超大攻角、 極小展弦比、 直接力/氣動(dòng)力復(fù)合、 一體化設(shè)計(jì)”。

2 空空導(dǎo)彈氣動(dòng)外形演變歷程

空空導(dǎo)彈的雛形起源于第二次世界大戰(zhàn)期間的德國， 戰(zhàn)爭后期的德國先后研制了Hs-298型空空導(dǎo)彈和X-4型空空導(dǎo)彈[5]， 宣告了空空導(dǎo)彈的問世。 此后歷經(jīng)半個(gè)世紀(jì)的發(fā)展， 現(xiàn)在世界各國研制的空空導(dǎo)彈總計(jì)上百種。 根據(jù)所攻擊目標(biāo)的特性和所采用技術(shù)的特點(diǎn)， 空空導(dǎo)彈的發(fā)展經(jīng)歷了四代， 文獻(xiàn)[1]給出了四代導(dǎo)彈的大致劃分及其研制的大致時(shí)間， 這些空空導(dǎo)彈的氣動(dòng)布局和氣動(dòng)外形各有特色。

2.1 第一代空空導(dǎo)彈

面下洗氣流影響較大的問題， 同時(shí)， 由于彈翼比較

靠后導(dǎo)致靜穩(wěn)定度過大， 所以在導(dǎo)彈頭部布置反安定面以提高操縱效率。 AIM-4A導(dǎo)彈是第一個(gè)采用無尾式氣動(dòng)布局和前體反安定面的空空導(dǎo)彈， 見圖1（b）。

2.2 第二代空空導(dǎo)彈

典型第二代紅外型空空導(dǎo)彈有法國“魔術(shù)”R· 550、 蘇聯(lián)“蚜蟲”AA-8、 美國“響尾蛇”AIM-9D和中國PL-5乙導(dǎo)彈。 R·550導(dǎo)彈為法國于1967年開始研制的紅外型空空導(dǎo)彈， 采用了“++”形雙鴨式氣動(dòng)布局， 且翼面面積很大， 提高了導(dǎo)彈的機(jī)動(dòng)性， 見圖2（a）。 鴨式氣動(dòng)布局雖然減少了導(dǎo)彈的響應(yīng)時(shí)間， 但也帶來了橫滾控制能力弱甚至反效問題。 為避免舵面偏轉(zhuǎn)在翼面引起的干擾力矩， 采用了自由旋轉(zhuǎn)尾翼， 也就是將彈翼固定在一個(gè)能繞彈軸自由旋轉(zhuǎn)的套筒上。 R·550導(dǎo)彈在舵面前布置了一組固定小翼， 可以在提高全彈升力的同時(shí)， 利用其產(chǎn)生的下洗氣流降低舵面當(dāng)?shù)毓ソ牵?提高了全彈的可用攻角范圍， 即增加了導(dǎo)彈過載能力[7]。 此外由于固定小翼具有特殊的形狀， 還可以降低全彈的偏航力矩。 俄羅斯“射手”AA-11、 以色列“怪蛇”Python-4和中國PL-7空空導(dǎo)彈也采用了雙鴨式氣動(dòng)布局。

典型第二代雷達(dá)型空空導(dǎo)彈有美國“麻雀”AIM-7E、 俄羅斯“灰”AA-5和中國PL-4導(dǎo)彈。 AIM-7E導(dǎo)彈為美國于1962年在AIM-7D導(dǎo)彈基礎(chǔ)上進(jìn)行改進(jìn)的型號。 其采用了旋翼式氣動(dòng)布局， 頭部呈尖卵形， 四片全動(dòng)式三角形旋轉(zhuǎn)彈翼布置在彈體中部， 彈翼與尾翼呈“++”配置， 見圖2（b）。 ?在四片旋轉(zhuǎn)彈翼中， 有兩片相對彈翼可進(jìn)行

差動(dòng)偏轉(zhuǎn)， 用于導(dǎo)彈橫滾通道的控制。 在AIM-7E氣動(dòng)設(shè)計(jì)中， 彈翼既是導(dǎo)彈主要升力面也是控制舵面， 彈翼偏轉(zhuǎn)即可產(chǎn)生所需的機(jī)動(dòng)法向力， 因此具有較好的快速性， 但尾翼受旋轉(zhuǎn)翼面影響大， 氣動(dòng)力系數(shù)線性度差。

2.3 第三代空空導(dǎo)彈

由于導(dǎo)彈性能和使用方便程度的限制， 第二代空空導(dǎo)彈在實(shí)戰(zhàn)中表現(xiàn)不佳。 在越南戰(zhàn)爭中， 紅外與雷達(dá)型空空導(dǎo)彈命中率分別約為20%和10%[8]， 鑒于此， 美國開始了第三代紅外型空空導(dǎo)彈的研制， 使其具有了一定的離軸發(fā)射能力和對目標(biāo)的全向攻擊能力。 典型紅外型號有美國“響尾蛇”AIM-9L、 以色列“怪蛇”Python-3、 南非“短刀”V3和中國PL-9導(dǎo)彈。 AIM-9L導(dǎo)彈為美國于1971年開始研制的紅外型空空導(dǎo)彈， 該彈采用鴨式氣動(dòng)布局， 是在AIM-9B導(dǎo)彈的基礎(chǔ)上對氣動(dòng)外形進(jìn)行改進(jìn)， 主要是采用較大翼展的雙三角鴨式舵代替原三角形舵面， 見圖3（a）。 雙三角舵面利用前緣脫體渦增大了舵面法向力， 同時(shí)延遲渦破裂提高了可用攻角， 從而使全彈獲得了更大的機(jī)動(dòng)能力。

為對具有電子干擾能力的超聲速機(jī)動(dòng)目標(biāo)進(jìn)行攻擊[8]， 20世紀(jì)60年代各國開始研制第三代雷達(dá)型空空導(dǎo)彈。 典型型號有蘇聯(lián)的“白楊樹”AA-10， 意大利“阿斯派德”Aspide、 美國“不死鳥”AIM-54A和法國Super 530導(dǎo)彈。 AA-10導(dǎo)彈為蘇聯(lián)研制的中距攔截彈， 由于采用模塊化設(shè)計(jì)， 可交替使用紅外和雷達(dá)型導(dǎo)引頭。 AA-10導(dǎo)彈采用帶反安定面的鴨式氣動(dòng)布局， 彈體呈圓柱形， 頭部母線外形為拋物線， 彈體尾部采用錐形收縮。 該彈從前至后依次布置反安定面、 舵面和翼面各四片， 且呈“×××”形配置。 AA-10空空導(dǎo)彈采用了獨(dú)特的“蝶形舵面”（見圖3（b））， 因其外形像蝴蝶的翅膀而得名。 蝶形舵具有前掠優(yōu)點(diǎn)的同時(shí)又提供了較大的展弦比， 在橫滾控制上具有非常明顯的優(yōu)勢， 尤其是在跨聲速段抑制了鴨式布局固有的滾轉(zhuǎn)控制反效。 在主動(dòng)段以及動(dòng)壓較高的被動(dòng)段， 蝶形舵控制能力非常好， 因此賦予AA-10導(dǎo)彈較高的機(jī)動(dòng)性， 但在動(dòng)壓較低的被動(dòng)段， 蝶形舵控制效果明顯下降， 導(dǎo)致過載下降。 在舵面面積一定時(shí)， 與采用切尖三角形和雙三角形相比， 采用蝶形舵面可以大幅降低鴨式導(dǎo)彈的誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩[9]。

從氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)創(chuàng)新角度看， 南非V3和日本的AAM-3紅外型空空導(dǎo)彈是典型代表，見圖3（c）～（d）。 V3導(dǎo)彈采用非對稱雙鴨式氣動(dòng)布局， 第一組翼面為兩片固定反安定面， 第二組為四片氣動(dòng)舵面。 在水平面內(nèi)布置雙鴨式氣動(dòng)舵面， 用于導(dǎo)彈俯仰通道控制， 而在垂直平面內(nèi)， 僅有一對三角形舵面用于導(dǎo)彈橫滾通道控制， 導(dǎo)彈尾翼采用類似R·550的自由旋轉(zhuǎn)尾翼。 日本的AAM-3空空導(dǎo)彈鴨式全動(dòng)舵面采用了獨(dú)一無二的外形設(shè)計(jì)， 舵面前緣設(shè)計(jì)成尖犬齒形， 有利于減小舵面尾流對翼面的氣動(dòng)干擾。 這種氣動(dòng)布局和外形的優(yōu)勢有待于進(jìn)一步研究。

2.4 第四代空空導(dǎo)彈

隨著目標(biāo)性能不斷提高和空戰(zhàn)技術(shù)改進(jìn)， 缺乏復(fù)雜背景作戰(zhàn)能力的第三代空空導(dǎo)彈已不適應(yīng)現(xiàn)代空戰(zhàn)的需要， 于是性能更加先進(jìn)的第四代空空導(dǎo)彈出現(xiàn)了。 典型第四代紅外型空空導(dǎo)彈有俄羅斯“射手”AA-11、 以色列“怪蛇”Python-4、 美國AIM-9X、 德國IRIS-T、 英國ASRAAM和法國MICA導(dǎo)彈。 AA-11導(dǎo)彈是俄羅斯于20世紀(jì)70年代初研制的紅外型空空導(dǎo)彈， 嚴(yán)格意義上講并不是真正的第四代彈， 但它在空空導(dǎo)彈發(fā)展史上具有極其獨(dú)特的地位。 AA-11導(dǎo)彈是世界上第一個(gè)采用直接力和氣動(dòng)力復(fù)合氣動(dòng)設(shè)計(jì)的空空導(dǎo)彈， 其采用的多項(xiàng)技術(shù)已作為四代彈的衡量標(biāo)準(zhǔn)。 AA-11導(dǎo)彈采用了復(fù)雜的鴨式氣動(dòng)布局， 共有20片氣動(dòng)面， 見圖4（a）。 在半球形整流罩后布置四片活動(dòng)的風(fēng)標(biāo)可用于測量導(dǎo)彈飛行時(shí)的攻角。 風(fēng)標(biāo)后為四片矩形反安定面， 用于提高鴨式舵面可用攻角和導(dǎo)彈操縱性， 從而增大導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)能力。 反安定面后為四片切尖三角形舵面， 控制導(dǎo)彈的俯仰與偏航， 而在彈體尾部裝有四片直角梯形彈翼， 每片彈翼后緣裝有副翼控制導(dǎo)彈的橫滾， 保證導(dǎo)彈的橫滾穩(wěn)定性， 避免高速滾轉(zhuǎn)引起的控制通道耦合， 影響導(dǎo)彈命中精度。 此外， 為提高機(jī)動(dòng)能力和實(shí)現(xiàn)大離軸發(fā)射， AA-11導(dǎo)彈還采用了推力矢量控制， 考慮到尾部的結(jié)構(gòu)布局和發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失因素， 在發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管處設(shè)置了四片活動(dòng)的擋流片用于改變推力方向， 通過擾流板來改變發(fā)動(dòng)機(jī)推力的方向， 可以迅速改變導(dǎo)彈姿態(tài)， 大幅提高響應(yīng)速度， 有效解決彈道初始段的大轉(zhuǎn)彎速率問題（約40 （°）/s）， 提高導(dǎo)彈的格斗能力。 擾流板不工作時(shí)不會(huì)損失發(fā)動(dòng)機(jī)推力， 但增加了導(dǎo)彈被動(dòng)段的廢質(zhì)量， 且在工作時(shí)降低了主動(dòng)段發(fā)動(dòng)機(jī)推力（擋流片每偏1°軸向推力損失約1%）。

基于提高導(dǎo)彈格斗能力的目的， 美國AIM-9X、 德國IRIS-T、 法國MICA和英國ASRAAM空空導(dǎo)彈都采用了推力矢量裝置實(shí)現(xiàn)越肩發(fā)射。 AIM-9X導(dǎo)彈是美國研制的第四代近距格斗空對空導(dǎo)彈， 是“響尾蛇”家族中的最新成員。 與前期“響尾蛇”導(dǎo)彈不同的是， AIM-9X導(dǎo)彈采用正常式氣動(dòng)布局， 三角形翼面和舵面呈“××”配置， 且翼面和舵面尺寸均有所減小， 以滿足第四代戰(zhàn)斗機(jī)F-22的內(nèi)埋掛裝要求。 AIM-9X導(dǎo)彈后端安裝了推力矢量控制裝置（見圖4（b））， 采用氣動(dòng)力與推力矢量復(fù)合控制的方式可顯著提高導(dǎo)彈的機(jī)動(dòng)能力， AIM-9X導(dǎo)彈的瞬時(shí)轉(zhuǎn)彎角速率可達(dá)100 （°）/s。 圖4（c）～（d）所示的IRIS-T和MICA導(dǎo)彈都采用了小展弦比翼面的正常式布局， 并都在彈體尾部裝有推力矢量裝置， 但是這兩種導(dǎo)彈在頭部布置有四片窄條小翼， 并且與主翼和舵面呈“+××”配置， 可降低大攻角時(shí)的導(dǎo)彈側(cè)向力[10]。 ASRAAM是英國設(shè)計(jì)的紅外型空空導(dǎo)彈， 見圖4（e）。 該彈采用了獨(dú)特的無翼式氣動(dòng)布局， 尾部布置了四片切尖三角形舵面， 大攻角機(jī)動(dòng)時(shí)主要靠彈體產(chǎn)生升力。 無翼式氣動(dòng)布局減小了全彈阻力和誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩， 有利于導(dǎo)彈在大動(dòng)壓飛行的射程和大攻角穩(wěn)定性控制， 但卻給小動(dòng)壓飛行的射程、 制導(dǎo)時(shí)間常數(shù)、 法向過載和氣動(dòng)彈性方面帶來了不利影響。 需要說明的是， 采用直接力等非常規(guī)控制方法可抑制這些不利影響[11]。

以色列研制的Python-4/5空空導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)思路獨(dú)樹一幟， 見圖4（f）。氣動(dòng)工程師認(rèn)為采用推矢裝置雖然有助于提高導(dǎo)彈的機(jī)動(dòng)能力， 但卻造成了較大的推力損失， 而且其發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間很短， 這樣大的推力損失會(huì)降低導(dǎo)彈飛行末端的機(jī)動(dòng)能力和射程。 因此， Python-4/5導(dǎo)彈采用了雙鴨式氣動(dòng)布局， 并在彈體上布置了多達(dá)五組（十八片）氣動(dòng)面， 使其具有優(yōu)良的氣動(dòng)特性和超強(qiáng)的機(jī)動(dòng)能力。 在半球形頭部后裝有四片固定三角形翼面作為反安定面， 以提高鴨式舵的控制效率， 在反安定面后是四片直角三角形舵面， 用于進(jìn)行俯仰和偏航通道控制。 在舵面后是兩片細(xì)長矩形舵面， 用于導(dǎo)彈橫滾通道控制， 這是Python-4/5導(dǎo)彈擁有超強(qiáng)機(jī)動(dòng)能力的關(guān)鍵氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)。 在彈體尾部是四片小展弦比窄條翼面和四片尾翼。 窄條翼既可以作為升力面提供升力， 也可增大彈體剛度， 四片尾翼是自由旋轉(zhuǎn)尾翼， 尾翼前緣后掠角較大， 可降低導(dǎo)彈零阻。

AIM-120是美國于1975年開始研制的雷達(dá)型空空導(dǎo)彈， 現(xiàn)已有AIM-120A/B/C/D多種改型。 AIM-120導(dǎo)彈采用正常式氣動(dòng)布局， 頭部為尖拱形， 彈體中部有四片三角形翼面， 用于低速飛行時(shí)提供升力以及調(diào)整全彈壓心變化范圍， 尾部有四片類似梯形氣動(dòng)舵面， 彈翼和舵面呈“××”形配置。 AIM-120C/D導(dǎo)彈對翼面進(jìn)行切削以適應(yīng)四代機(jī)內(nèi)埋掛裝要求。

AA-12導(dǎo)彈為烏克蘭和俄羅斯于1982年開始共同研制的雷達(dá)型空空導(dǎo)彈。 AA-12導(dǎo)彈采用正常式氣動(dòng)布局， 拋物線形頭部和圓柱形彈身， 四片極小展弦比矩形翼面布置在彈體后部， 在翼面面積一定時(shí)， 采用極小展弦比翼面可降低翼面載荷， 減輕翼面結(jié)構(gòu)重量。 AA-12導(dǎo)彈在氣動(dòng)外形上最突出的特征是采用四片格柵舵， 取代傳統(tǒng)的平板式氣動(dòng)舵面， 見圖5（b）。 格柵舵是一種新型的升力面， 其中的格柵剖面可以優(yōu)化設(shè)計(jì)， 使其在高達(dá)40°～50°攻角時(shí)繞流仍不分離， 具有良好的舵面控制效率和大攻角氣動(dòng)特性。 在超聲速條件下即使格柵布置的較密也可做到互不干擾， 因此可在小體積下得到較大的升力面積。 格柵舵的弦長很短， 可減小舵面氣動(dòng)鉸鏈力矩， 從而降低舵機(jī)電源功率和體積。 當(dāng)然采用格柵舵的缺點(diǎn)也顯而 易見， 即增大了導(dǎo)彈的零阻和雷達(dá)反射面積。 AA- 12空空導(dǎo)彈格柵舵采用了可折疊設(shè)計(jì)， 這種設(shè)計(jì)只是為了便于存儲(chǔ)和運(yùn)輸， 而不是為了易于掛機(jī)或內(nèi)埋。

Meteor導(dǎo)彈為歐洲多國聯(lián)合研制的雷達(dá)型空空導(dǎo)彈， 其最突出的特點(diǎn)是采用了可變流量固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)。 Meteor導(dǎo)彈采用無翼正常式氣動(dòng)布局， 雙下側(cè)二元進(jìn)氣道入口在彈體中部， 與彈體一起為導(dǎo)彈提供主要升力， 在導(dǎo)彈尾部布置四片氣動(dòng)舵， 見圖5（c）。 與飛機(jī)不同， Meteor導(dǎo)彈的進(jìn)氣道唇口是固定不可調(diào)節(jié)的， 且將壓縮面傾斜以利用雙下側(cè)二元進(jìn)氣道產(chǎn)生的激波來改善導(dǎo)彈的超聲速升力特性。 在巡航段， Meteor導(dǎo)彈采用BTT控制技術(shù)， 利于發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作， 而在飛行末端機(jī)動(dòng)時(shí)采用STT控制技術(shù)， 因?yàn)榇藭r(shí)， 無論發(fā)動(dòng)機(jī)工作與否， 導(dǎo)彈都具有足夠的動(dòng)能完成機(jī)動(dòng)。 Meteor導(dǎo)彈采用雙下側(cè)二元進(jìn)氣道的主要原因可能是體積限制， 該種布置形式既可充分利用空間， 又可使舵機(jī)布置在進(jìn)氣道的延伸整流罩內(nèi)。

2.5 未來空空導(dǎo)彈

在空空導(dǎo)彈發(fā)展歷程中， 美國無疑是最成功的， 現(xiàn)役的AIM-120C與AIM-9X-2分別代表了雷達(dá)與紅外空空導(dǎo)彈的最高性能。 為了繼續(xù)保持空中優(yōu)勢， 20世紀(jì)90年代以來， 美國一方面持續(xù)改進(jìn)AIM-120和AIM-9系列空空導(dǎo)彈， 另一方面對下一代空空導(dǎo)彈進(jìn)行積極的技術(shù)探索。 美國下一代導(dǎo)彈嚴(yán)格按照聯(lián)合能力集成與開發(fā)系統(tǒng)（JCIDS）開發(fā)， 在形成初始能力文檔草案后， 波音、 雷神、 洛克希德·馬丁和諾斯羅普·格魯曼等主要導(dǎo)彈研制廠商都分別提出了各自的導(dǎo)彈方案[13]， 見圖6。 這些方案展示的干凈氣動(dòng)設(shè)計(jì)思路值得借鑒。

波音公司展示了一款雙任務(wù)導(dǎo)彈模型[14]， 該彈采用傳統(tǒng)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)， 為無翼式氣動(dòng)布局; 雷神公司展示了一款配有變流量涵道式火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的雙任務(wù)導(dǎo)彈實(shí)物模型[15]， 用以替代AIM-120中距空空導(dǎo)彈和AGM-88高速反輻射導(dǎo)彈; 洛克希德·馬丁公司展出了美國空軍下一代導(dǎo)彈（NGM）的概念模型[16]， 該導(dǎo)彈看起來像一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)的“先進(jìn)中距空空導(dǎo)彈”， 只是彈體中部的四個(gè)翼面具有很大的后緣前掠角; 美國國防高級研究計(jì)劃局（DARPA）發(fā)起“三類目標(biāo)終結(jié)者（T3）”計(jì)劃， 目標(biāo)是研發(fā)一種能夠摧毀高性能飛機(jī)、 巡航導(dǎo)彈和防空目標(biāo)的高速遠(yuǎn)程導(dǎo)彈[17]， 該彈采用了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)， 氣動(dòng)外形示意圖見圖6（d）; 美國諾斯羅普·格魯曼公司展出了一款采用額下進(jìn)氣沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推動(dòng)導(dǎo)彈模型， 見圖6（e）。

2013年洛克希德·馬丁公司展出了“CUDA”空空導(dǎo)彈的模型。 該導(dǎo)彈是一種采用“碰撞殺傷（hit-to-kill）”的正常式氣動(dòng)布局中距空空導(dǎo)彈， 沒有配備傳統(tǒng)的近炸引信爆炸戰(zhàn)斗部， 而是靠直接撞擊來摧毀目標(biāo)[18]。 洛克希德·馬丁公司只公布了“CUDA”導(dǎo)彈的彈長為1 778 mm， 并未公布導(dǎo)彈的其他外形尺寸。 在對“CUDA”導(dǎo)彈的模型圖片測量， 可得到其外形參數(shù)： 彈徑127 mm， 導(dǎo)彈長細(xì)比14; 尖拱型頭部形狀， 頭部長徑比約2.4; 舵面形狀為直角梯形舵， 翼面形狀為切削三角翼， 舵翼展255 mm。 最大橫向掛機(jī)包絡(luò)不大于180 mm×180 mm， 可大幅提高四代機(jī)內(nèi)埋彈艙掛彈數(shù)量， 大幅提升四代機(jī)作戰(zhàn)效能。 “CUDA”導(dǎo)彈最大特點(diǎn)是采用了類似“PAC-3”導(dǎo)彈的側(cè)向噴流直接力進(jìn)行姿態(tài)控制， 見圖7。 與噴口位于質(zhì)心附近的軌控方式不同， “CUDA”導(dǎo)彈的姿控由布置在彈體前部多個(gè)獨(dú)立工作的小固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)。 這種控制方式對總體、 氣動(dòng)和控制提出了非常高的要求。 總體性能和控制方面要重點(diǎn)考慮何時(shí)用、 怎么用、 用哪些噴口問題， 也就是說， 在導(dǎo)彈建立、 維持和退出攻角時(shí)要怎么使用姿控發(fā)動(dòng)機(jī)， 而氣動(dòng)設(shè)計(jì)則要關(guān)注多噴復(fù)雜干擾流場的準(zhǔn)確預(yù)測， 以及彈體滾轉(zhuǎn)帶來的噴流控制效率問題。 顯然， 彈體不滾轉(zhuǎn)則不能有效利用眾多姿控發(fā)動(dòng)機(jī)， 彈體滾轉(zhuǎn)快（如滾轉(zhuǎn)周期與噴流工作時(shí)間一致）則噴流工作效率近似為零， 即噴流工作效率與噴流工作時(shí)間、 彈體滾轉(zhuǎn)角速率密切相關(guān) ?。

以色列研制空空導(dǎo)彈的卓越性能已經(jīng)過了實(shí)戰(zhàn)考驗(yàn)， 并取得了良好的作戰(zhàn)效果。 其在空空導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)方面的獨(dú)特、 創(chuàng)新的思路非常值得借鑒與學(xué)習(xí)。

Python-6導(dǎo)彈是以色列拉斐爾武器局基于Stunner[19]攔截彈研發(fā)的具有直接碰撞殺傷能力的新一代空空導(dǎo)彈， 其可能取消了尾部助推器。 Python-6導(dǎo)彈并未沿用Python-4/5導(dǎo)彈成熟的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)， 但秉承了以色列空空導(dǎo)彈一貫的多氣動(dòng)面設(shè)計(jì)風(fēng)格， 氣動(dòng)布局非常新穎。 在彈體頭部為四片彈翼， 后部為兩組近距彈翼， 其中最后一組為四片氣動(dòng)控制舵面。 此外， 該彈最顯著的氣動(dòng)特征是采用了非對稱的 “海豚鼻” 頭部， 見圖8。 這種設(shè)計(jì)可能是為了合理布置雙模導(dǎo)引頭， 在彈頭最前方為紅外導(dǎo)引頭， 其后為雷達(dá)導(dǎo)引頭， 此外采用 “海豚鼻” 頭部有利于提高導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)能力。

2.6 小結(jié)

通過上述介紹， 可將空空導(dǎo)彈氣動(dòng)外形變化歸結(jié)為三個(gè)階段， 第一個(gè)階段是“一頂帽子+一根棍子+幾塊板子”排排坐的設(shè)計(jì)， 如前三代空空導(dǎo)彈; 第二階段是“干凈氣動(dòng)外形+部件優(yōu)化+直接力/氣動(dòng)力復(fù)合”的設(shè)計(jì)， 如第四代空空導(dǎo)彈; 第三階段是“沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)+BTT或創(chuàng)新氣動(dòng)外形”的設(shè)計(jì)， 如美國和以色列的下一代空空導(dǎo)彈。

結(jié)合四代空空導(dǎo)彈的發(fā)展以及各國展示的下一代空空導(dǎo)彈， 可以看出， 由于攻擊目標(biāo)性能的提高和作戰(zhàn)方式的改變， 各代空空導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)特征也出現(xiàn)非常顯著的變化， 主要是：

a. 空空導(dǎo)彈可用過載不斷提高， 在氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)中體現(xiàn)為可用攻角不斷增大和直接力/氣動(dòng)力復(fù)合氣動(dòng)設(shè)計(jì)的應(yīng)用;

b. 空空導(dǎo)彈平均速度和射程不斷提高， 在氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)中體現(xiàn)為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與彈體一體化設(shè)計(jì);

c. 主翼式氣動(dòng)布局已經(jīng)退出空空導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)的歷史舞臺(tái)， 鴨式氣動(dòng)布局的滾轉(zhuǎn)控制效率需要進(jìn)一步妥善解決， 正常式布局已成為現(xiàn)代空空導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)的首要選擇;

d. 創(chuàng)新的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)概念和應(yīng)用， 如格柵舵和五緣舵、 交錯(cuò)小翼和“海豚鼻”頭部、 融合體和放寬靜穩(wěn)定度、 小傾斜力矩和可變外形、 高速翼身干擾和渦運(yùn)動(dòng)[20]等。

上述變化可以認(rèn)為是導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)對大機(jī)動(dòng)能力、 高平均速度和遠(yuǎn)發(fā)射距離需求的相應(yīng)技術(shù)反饋。 空空導(dǎo)彈靜穩(wěn)定度和最大可用攻角是氣動(dòng)設(shè)計(jì)中非常重要的設(shè)計(jì)參數(shù)。 前者是氣動(dòng)設(shè)計(jì)與導(dǎo)彈各分系統(tǒng)交聯(lián)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵參數(shù)， 例如火箭彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)需考慮避免縱向通道運(yùn)動(dòng)頻率與橫滾通道運(yùn)動(dòng)頻率接近導(dǎo)致的“轉(zhuǎn)速閉鎖”等現(xiàn)象; 自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)需考慮導(dǎo)彈剛體固有頻率對自動(dòng)駕駛儀頻帶的影響， 以及自動(dòng)駕駛儀對靜不穩(wěn)定度的有效控制邊界[21]等。 后者不僅決定了導(dǎo)彈氣動(dòng)布局的選取， 舵/翼面氣動(dòng)外形的確定， 還影響了控制方式的確定、 結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的設(shè)計(jì)等。 圖9給出了18種典型空空導(dǎo)彈最大可用攻角隨年代的變化曲 線[22]。 ?該圖表明， ?空空導(dǎo)彈的最大可用攻角有持

續(xù)變大的趨勢， 甚至第四代空空導(dǎo)彈最大可用攻角處于超大攻角范圍， 使其氣動(dòng)特性相比前幾代導(dǎo)彈有了根本性的變化。 但要特別強(qiáng)調(diào)的是， 正如在第1節(jié)提到的“高機(jī)動(dòng)性要求和展弦比的限制， 迫使空空導(dǎo)彈提高最大可用攻角”， 大攻角又帶來非定常、 非線性、 非對稱等一系列難題， 因此， 從總體性能、 氣動(dòng)設(shè)計(jì)、 結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和飛行控制等方面考慮， 在符合導(dǎo)彈外包絡(luò)限制條件下， 導(dǎo)彈達(dá)到需用過載時(shí)對應(yīng)的攻角越小越好。

圖9 最大可用攻角

Fig.9 The maximum operational angle of attack

3 空空導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)將遇到的挑戰(zhàn)

空空導(dǎo)彈的更新?lián)Q代是一個(gè)典型的“需求牽引、 技術(shù)推動(dòng)”的過程[23]。 從需求牽引的角度來看， 空空導(dǎo)彈的作戰(zhàn)環(huán)境決定了其特殊性， 既受到四代機(jī)內(nèi)埋或其他載機(jī)需求的牽引和制約， 也受到作戰(zhàn)目標(biāo)、 作戰(zhàn)環(huán)境和作戰(zhàn)方式的牽引， 還要受抗干擾需求的牽引。

作戰(zhàn)目標(biāo)的改變需要性能更好的空空導(dǎo)彈， 第四代戰(zhàn)斗機(jī)、 超聲速巡航導(dǎo)彈和無人機(jī)將出現(xiàn)在未來戰(zhàn)場上。 第四代戰(zhàn)斗機(jī)的典型特征是隱身、 超聲速巡航和高機(jī)動(dòng)性， 無人機(jī)的機(jī)動(dòng)過載更是可高達(dá)15～20， 并且同樣具備隱身能力， 而超聲速巡航導(dǎo)彈的馬赫速度通常在3以上（例如美國ASALM巡航馬赫速度為3.5～4.5）， 高速、 隱身和高機(jī)動(dòng)性對空空導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)能力等提出了新的更高的要求。

作戰(zhàn)環(huán)境的改變需要性能更好的空空導(dǎo)彈， 這點(diǎn)主要體現(xiàn)在載機(jī)性能的提高和信息技術(shù)的發(fā)展。 未來空戰(zhàn)將是以預(yù)警機(jī)為中心， 以載機(jī)為作戰(zhàn)平臺(tái)， 通過信息網(wǎng)絡(luò)形成一個(gè)完整的作戰(zhàn)體系， 在各種干擾下完成戰(zhàn)斗的模式。 這就要求空空導(dǎo)彈具有適應(yīng)載機(jī)各種復(fù)雜發(fā)射條件， 能夠綜合利用各種信息， 可以全向攻擊， 甚至超遠(yuǎn)距離攻擊敵方預(yù)警機(jī)的能力。 這對空空導(dǎo)彈敏捷性和一體化設(shè)計(jì)能力等提出了更高的要求。

作戰(zhàn)方式的改變需要性能更好的空空導(dǎo)彈， 現(xiàn)代空戰(zhàn)的一個(gè)重要的特征是高強(qiáng)度的攻防對抗， 傳統(tǒng)的空戰(zhàn)“三先”原則（先敵發(fā)現(xiàn)、 先敵發(fā)射和先敵命中）作為空戰(zhàn)制勝的評定原則和武器系統(tǒng)的設(shè)計(jì)目標(biāo)存在片面性， 為此， 樊會(huì)濤[24]提出“先敵脫離”作為空戰(zhàn)制勝的“第四先”原則。 提高導(dǎo)彈的最大發(fā)射距離和導(dǎo)彈平均速度是空空導(dǎo)彈實(shí)現(xiàn)“先敵脫離”能力的關(guān)鍵技術(shù)途徑。 這對空空導(dǎo)彈氣動(dòng)阻力特性等提出了更高的要求。

從總體上看， 適應(yīng)對不斷出現(xiàn)的各種更高性能空戰(zhàn)目標(biāo)的有效打擊、 持續(xù)增強(qiáng)復(fù)雜戰(zhàn)場環(huán)境的作戰(zhàn)能力、 不斷提高載機(jī)的作戰(zhàn)使用靈活性， 這三個(gè)方面共同構(gòu)成了對空空導(dǎo)彈不斷跨代發(fā)展的需求[25]。

在分析未來空戰(zhàn)對空空導(dǎo)彈的作戰(zhàn)需求時(shí)， 結(jié)合國外四代后空空導(dǎo)彈的相關(guān)研究狀況后， 未來空空導(dǎo)彈應(yīng)具備以下典型戰(zhàn)術(shù)特征[26]：有效打擊高性能空中目標(biāo)、 多任務(wù)和雙射程、 具有優(yōu)良的抗干擾能力、 具有全方位立體攻擊能力、 具有網(wǎng)絡(luò)化制導(dǎo)能力以及高密度內(nèi)埋掛裝。

未來空戰(zhàn)特點(diǎn)的變化對下一代空空導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)提出了一系列創(chuàng)新發(fā)展的需求， 亟需更有威力的設(shè)計(jì)手段。 概括地說就是要提出創(chuàng)新的氣動(dòng)布局與外形、 創(chuàng)新的推進(jìn)與控制和創(chuàng)新的多學(xué)科一體化概念等手段， 用以進(jìn)一步揭示全高度、 寬速域和大攻角飛行范圍內(nèi)新的空氣動(dòng)力學(xué)流動(dòng)機(jī)理， 滿足高性能空空導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)發(fā)展需求。

本文根據(jù)未來空空導(dǎo)彈應(yīng)具備的典型技術(shù)特征[26]， 再結(jié)合工程實(shí)際需求， 提出了在空空導(dǎo)彈氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)、 氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)、 氣動(dòng)熱設(shè)計(jì)和氣動(dòng)特性預(yù)測等方面遇到的挑戰(zhàn)， 這些挑戰(zhàn)同樣可視為空空導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)進(jìn)一步發(fā)展的可能性和新的技術(shù)生長點(diǎn)。

需要說明的是， 受綜合技術(shù)實(shí)力的影響， 這些挑戰(zhàn)對于不同國家而言其難易程度也是不同的。

氣動(dòng)設(shè)計(jì)面臨的挑戰(zhàn)主要但不局限于以下幾個(gè)方面。

3.1 大機(jī)動(dòng)能力需求的挑戰(zhàn)

具備對未來作戰(zhàn)目標(biāo)的打擊能力是對未來空空導(dǎo)彈的核心要求， ?因此要求空空導(dǎo)彈具有全過程大機(jī)動(dòng)性， 即大機(jī)動(dòng)飛行能力和大離軸發(fā)射能力。

提高導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)性有很多種方法， 如增大彈翼面積、 采用側(cè)向直接力、 放寬靜穩(wěn)定度設(shè)計(jì)[27]和增大導(dǎo)彈可用攻角等。 受發(fā)動(dòng)機(jī)、 熱防護(hù)、 內(nèi)埋體積和技術(shù)儲(chǔ)備等各種因素的限制， 增大導(dǎo)彈可用攻角是當(dāng)前最簡單有效的方法， 因此， 準(zhǔn)確預(yù)測空空導(dǎo)彈大攻角空氣動(dòng)力特性是非常重要的。

空空導(dǎo)彈在大攻角飛行時(shí)的氣動(dòng)特性非常復(fù)雜。 例如在亞/跨音速大攻角狀態(tài)， 導(dǎo)彈主要的空氣動(dòng)力特征有：導(dǎo)彈氣動(dòng)力/力矩非線性加劇、 舵面可能出現(xiàn)失速現(xiàn)象; 在中小攻角下要求的穩(wěn)定性和操縱性遭到嚴(yán)重破壞; 超大攻角下流動(dòng)對雷諾數(shù)、 流場微小擾動(dòng)、 模型表面粗糙度、 邊界層轉(zhuǎn)捩位置等十分敏感， 氣動(dòng)數(shù)據(jù)具有非常大的不確定性; 此外， 縱、 橫向氣動(dòng)力出現(xiàn)強(qiáng)烈耦合， 且呈現(xiàn)非定常變化， 氣動(dòng)力遲滯嚴(yán)重; 大攻角流動(dòng)機(jī)理的研究還不夠成熟[28-29]等， 因此， 大攻角氣動(dòng)設(shè)計(jì)難度非常大， 對導(dǎo)彈氣動(dòng)計(jì)算和試驗(yàn)都提出了很大的挑戰(zhàn)。 現(xiàn)階段無論是采用風(fēng)洞試驗(yàn)還是CFD仿真方法， 準(zhǔn)確預(yù)測導(dǎo)彈大攻角氣動(dòng)特性仍存在較大的困難， 尤其是后者對復(fù)雜外形導(dǎo)彈的大攻角氣動(dòng)特性的預(yù)測是一大難題。 我國科研工作者在大攻角流動(dòng)機(jī)理分析[30]、 流動(dòng)控制[31]、 CFD方法[32]和風(fēng)洞試驗(yàn)方法[33]等方面開展了研究， 但對此項(xiàng)工作的認(rèn)識還遠(yuǎn)遠(yuǎn)不足， 很難提出大攻角設(shè)計(jì)的一般性準(zhǔn)則。

NASA在20世紀(jì)80年代采用風(fēng)洞試驗(yàn)、 CFD仿真和飛行試驗(yàn)等手段開展了以提高飛機(jī)機(jī)動(dòng)性為目的的大攻角研究計(jì)劃， 主要是通過研究不同幾何外形的流動(dòng)機(jī)理、 特性和流動(dòng)控制等方法對預(yù)測大攻角流動(dòng)特性的影響[34]。 NASA的大攻角研究計(jì)劃的前瞻性、 系統(tǒng)性和工程性至今仍值得學(xué)習(xí)和思考。

3.2 先進(jìn)氣動(dòng)布局和創(chuàng)新設(shè)計(jì)概念的挑戰(zhàn)

先進(jìn)氣動(dòng)布局研究不僅要給出滿足導(dǎo)彈總體性能的氣動(dòng)外形， 更重要的目的在于根據(jù)過往型號設(shè)計(jì)過程中遇到的和現(xiàn)有型號設(shè)計(jì)可能遇到的問題， 結(jié)合導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)研究的最新成果， 從氣動(dòng)性能優(yōu)化的角度出發(fā)， 提出一些能夠解決各種矛盾的氣動(dòng)布局或局部外形創(chuàng)新設(shè)計(jì)， 并通過理論分析、 CFD仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)開展驗(yàn)證， 為總體提供滿足高機(jī)動(dòng)、 遠(yuǎn)射程和良好操穩(wěn)特性的備選氣動(dòng)外形方案。

為實(shí)現(xiàn)高機(jī)動(dòng)性， 從空氣動(dòng)力學(xué)的角度講， 提高導(dǎo)彈可用攻角以充分發(fā)揮導(dǎo)彈非線性氣動(dòng)力的優(yōu)勢是簡單易行的思路。 相應(yīng)地， 空空導(dǎo)彈也從小展弦比翼面向極小展弦比翼面氣動(dòng)布局發(fā)展， 控制系統(tǒng)也由線性設(shè)計(jì)向非線性設(shè)計(jì)發(fā)展。

例如， 為實(shí)現(xiàn)高機(jī)動(dòng)性而提出的后置姿控噴管（見圖10）與氣動(dòng)舵復(fù)合氣動(dòng)布局面臨著一系列要解決的問題： 如在導(dǎo)彈建立大攻角的過程中， 彈體具有較大的瞬時(shí)俯仰角速率， 其對側(cè)向噴流干擾流場結(jié)構(gòu)以及直接力作用效果會(huì)產(chǎn)生什么樣的影響必須做出評估， 以較準(zhǔn)確地計(jì)算彈體建立攻角時(shí)間， 該問題面臨著側(cè)向噴流干擾流場預(yù)測技術(shù)[35]、 冷/熱噴流效應(yīng)換算方法、 非定常流場仿真技術(shù)等多方面困難。

此外， 為提高空空導(dǎo)彈的舵面控制效率或降低最大氣動(dòng)鉸鏈力矩， 各國為空空導(dǎo)彈研制了五緣舵（SD-10A）、 格柵舵（AA-11）、 蝶形舵（AA-10）和切削蝶形舵（MICA）等外形舵面， 并取得了良好的預(yù)期效果， 因此有必要在氣動(dòng)舵面設(shè)計(jì)方面開展進(jìn)一步研究。

圖10 后置側(cè)向噴流干擾流場仿真

Fig.10 The numerical investigation of lateral jet interaction

3.3 地面準(zhǔn)確預(yù)測空中導(dǎo)彈氣動(dòng)特性的挑戰(zhàn)

為縮短設(shè)計(jì)周期和降低設(shè)計(jì)成本， 需要在地面開展導(dǎo)彈氣動(dòng)特性預(yù)測工作。 現(xiàn)階段空空導(dǎo)彈研制中使用的氣動(dòng)數(shù)據(jù)幾乎全部來源于風(fēng)洞試驗(yàn)， 嚴(yán)格地講， 風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)不能直接應(yīng)用于設(shè)計(jì)， 除了風(fēng)洞試驗(yàn)本身有精準(zhǔn)度問題之外， 試驗(yàn)條件與真實(shí)飛行條件間也存在差異。 在產(chǎn)品研制過程中， 必須研究風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)與飛行試驗(yàn)中相應(yīng)氣動(dòng)數(shù)據(jù)之間的關(guān)系， 這包括使用各種風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)預(yù)示飛行狀況時(shí)應(yīng)對風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行哪些修正、 如何修正以及修正后的數(shù)據(jù)如何使用等。 圖11給出了不同零阻修正方法與飛行試驗(yàn)結(jié)果的對比。 美國著名的導(dǎo)彈氣動(dòng)力專家Hemsch和Nielsen在其著作中[36]， 介紹了美國“黃銅騎士”Talos防空導(dǎo)彈的彈性變形、 進(jìn)氣和噴流對其氣動(dòng)特性的影響， 有力地說明了研究天地載荷差異的重要性。

圖11 風(fēng)洞試驗(yàn)與飛行試驗(yàn)對比

Fig.11 Comparison of wind tunnel and flight test

例如， 在空空導(dǎo)彈研制過程中， 氣動(dòng)加熱[37-39]現(xiàn)象將給氣動(dòng)等分系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來多方面巨大的挑戰(zhàn)。 （1）空空導(dǎo)彈熱防護(hù)設(shè)計(jì)需要?dú)鈩?dòng)熱的精確預(yù)示。 解決導(dǎo)彈熱防護(hù)問題的技術(shù)途徑很多， 但對于彈徑不大的空空導(dǎo)彈， 通常選擇在彈體外表面涂隔熱材料， 輔以在彈體內(nèi)表面裝隔熱材料的方式進(jìn)行熱防護(hù)。 涂層與隔熱材料的選取、 涂層厚度和范圍的確定不僅受濕熱等環(huán)境影響， 更與導(dǎo)彈所受的氣動(dòng)熱密切相關(guān)， 可以說， 正確預(yù)測氣動(dòng)熱環(huán)境和準(zhǔn)確模擬防熱結(jié)構(gòu)溫度場是熱防護(hù)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。 （2）空空導(dǎo)彈氣動(dòng)指標(biāo)設(shè)計(jì)需要?dú)鈩?dòng)熱的精確預(yù)示。 在彈體外表面涂有用于熱防護(hù)設(shè)計(jì)的涂層， 該涂層在長時(shí)間高溫作用下可能會(huì)出現(xiàn)破損， 見圖12。 這種現(xiàn)象顯著增大了彈體外表面的粗糙度， 進(jìn)而增大了全彈的摩擦阻力， 使導(dǎo)彈性能變差。 為了對導(dǎo)彈的彈道進(jìn)行精確地預(yù)示， 需要明確涂層在什么時(shí)候以何種方式開始破損， 這樣才能對導(dǎo)彈阻力進(jìn)行修正。 更進(jìn)一步的困難是， 如何在外部氣動(dòng)加熱條件下， 準(zhǔn)確地給出彈體內(nèi)部的元器件環(huán)境溫度， 提高導(dǎo)彈的熱環(huán)境設(shè)計(jì)能力。

圖12 飛行試驗(yàn)后的彈體燒蝕表面

Fig.12 The ablation surface after flight test

遺憾的是， 無論是工程方法、 CFD仿真還是風(fēng)洞試驗(yàn)尚無法對局部復(fù)雜流動(dòng)的氣動(dòng)熱環(huán)境以及結(jié)構(gòu)熱響應(yīng)進(jìn)行高精度預(yù)示， 離型號“精細(xì)化”和“正向”設(shè)計(jì)要求還有較大的差距。

3.4 動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性預(yù)測的挑戰(zhàn)

動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性研究是為了滿足空空導(dǎo)彈飛行安全的需求， 主要包括四個(gè)方面：（1）導(dǎo)彈與載機(jī)分離后的飛行軌跡; （2）導(dǎo)彈大機(jī)動(dòng)飛行過程動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性; （3）導(dǎo)彈自身部件（例如折疊舵）引起的非定常流動(dòng); （4）導(dǎo)彈因彈性振動(dòng)引起的非定常氣動(dòng)力。

空空導(dǎo)彈與載機(jī)分離后的飛行軌跡預(yù)示不僅關(guān)系到載機(jī)的安全， 還影響著導(dǎo)彈的飛行性能， 其重要性無論怎么強(qiáng)調(diào)都不過分， 這部分內(nèi)容已有很多專門的總結(jié)[34， 40]。 但是， 現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)采用內(nèi)埋彈艙發(fā)射是一項(xiàng)新設(shè)計(jì)， 在包含氣動(dòng)噪聲等的空空導(dǎo)彈載荷預(yù)示方面遇到了許多嶄新的問題， 有必要針對性系統(tǒng)性地開展研究工作。 在空空導(dǎo)彈與載機(jī)分離過程中最基本的要求是載機(jī)與導(dǎo)彈不能碰撞， 這不僅取決于制導(dǎo)回路接入時(shí)間， 更取決于與載機(jī)分離時(shí)導(dǎo)彈上的氣動(dòng)載荷以及附近的流場狀態(tài)， 而后者又與載機(jī)飛行條件（如外形和速度）和導(dǎo)彈發(fā)射條件（如位置和內(nèi)埋與否）密切相關(guān)。 載機(jī)在“單環(huán)”或“雙環(huán)”等近距格斗過程發(fā)射導(dǎo)彈時(shí)， 空空導(dǎo)彈處于非常復(fù)雜的干擾流場中， 與處于均勻流場中的氣動(dòng)特性相差很大， 要準(zhǔn)確地預(yù)測此時(shí)空空導(dǎo)彈上的氣動(dòng)載荷以及附近的流場是非常困難的。

在空空導(dǎo)彈大機(jī)動(dòng)過程中， 繞導(dǎo)彈質(zhì)心的角速度帶來導(dǎo)彈氣動(dòng)力的遲滯效應(yīng)， 即產(chǎn)生了與靜態(tài)時(shí)導(dǎo)彈表面壓力分布的差異。 細(xì)長導(dǎo)彈與單獨(dú)三角翼的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性規(guī)律存在顯著差異， 三角翼的法向力和俯仰力矩都具有相似的動(dòng)態(tài)特性， 在大攻角狀態(tài)下產(chǎn)生氣動(dòng)力遲滯效應(yīng)， 而細(xì)長導(dǎo)彈的法向力遲滯效應(yīng)很小或基本沒有， 俯仰力矩遲滯效應(yīng)則發(fā)生在全攻角范圍。 準(zhǔn)確預(yù)測導(dǎo)彈的遲滯動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性是比較困難的。

在折疊舵展開過程中， 驅(qū)動(dòng)力矩不僅要大于鎖制力矩以使折疊舵面展開， 還要克服氣動(dòng)力矩與氣動(dòng)阻尼力矩做功之和， 才能保證折疊舵鎖制可靠、 展開快速同步的要求。 這就需要對折疊狀態(tài)的折疊舵氣動(dòng)載荷極值進(jìn)行預(yù)測用于設(shè)計(jì)驅(qū)動(dòng)力矩， 也需要對折疊舵快速展開（約10 000 （°）/s）過程中的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)載荷進(jìn)行預(yù)測用于估算折疊舵展開時(shí)間。 驅(qū)動(dòng)力矩值太小會(huì)導(dǎo)致折疊舵無法展開， 而太大又會(huì)面臨折疊舵展開到位后的強(qiáng)度沖擊問題。 圖13給出了常值驅(qū)動(dòng)力矩、 飛行馬赫數(shù)1.2、 零攻角狀態(tài)時(shí)折疊舵復(fù)雜結(jié)構(gòu)流場壓力云圖和折疊舵展開過程中的氣動(dòng)阻尼力矩， 顯然動(dòng)態(tài)引起的阻尼力矩不可忽略。

空空導(dǎo)彈的長細(xì)比一般在20左右， 在其研制過程中必須考慮氣動(dòng)彈性的影響。 氣動(dòng)彈性研究難點(diǎn)之一就是非定常氣動(dòng)力的建模， 非定常氣動(dòng)力的計(jì)算準(zhǔn)確度和計(jì)算效率直接決定了氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)的水平。 對于空空導(dǎo)彈而言， 采用CFD方法給出的非定常氣動(dòng)力要比工程方法更準(zhǔn)確， 但CFD方法較大的計(jì)算量嚴(yán)重制約了其在解決工程氣動(dòng)彈性問題中的應(yīng)用。 雖然許多學(xué)者研究了各種方法代替CFD方法， 以期高效地得到高精度的非定常氣動(dòng)力， 但目前工程中仍是以活塞理論等簡單理論方法應(yīng)用為主。 工程研制中需要高效準(zhǔn)確的非定常氣動(dòng)力計(jì)算方法， 以提高靜氣彈/伺服氣彈設(shè)計(jì)能力。

圖13 折疊舵流場仿真[41]和氣動(dòng)阻尼力矩

Fig.13 ?The numerical investigation of folded fins[41] and damping torque

3.5 多學(xué)科一體化設(shè)計(jì)的挑戰(zhàn)

空空導(dǎo)彈設(shè)計(jì)過程是一個(gè)復(fù)雜的系統(tǒng)工程[1]， 是現(xiàn)代科學(xué)技術(shù)最新成果的綜合應(yīng)用和體現(xiàn)， 其發(fā)展依賴于許多基礎(chǔ)學(xué)科和其他學(xué)科的發(fā)展， 同時(shí)， 空空導(dǎo)彈設(shè)計(jì)技術(shù)的發(fā)展也推動(dòng)了眾多相關(guān)學(xué)科與專業(yè)的進(jìn)步。 空空導(dǎo)彈的氣動(dòng)設(shè)計(jì)工作不僅涉及空氣動(dòng)力學(xué)、 飛行力學(xué)、 固體力學(xué)、 熱物理學(xué)、 應(yīng)用數(shù)學(xué)等學(xué)科， 還要綜合考慮計(jì)算機(jī)科學(xué)、 雷達(dá)、 電子、 舵機(jī)、 動(dòng)力和控制等眾多學(xué)科， 這對氣動(dòng)分系統(tǒng)與其他分系統(tǒng)的集成和驗(yàn)證提出了非常高的要求。 空空導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)時(shí)要充分權(quán)衡氣動(dòng)性能與其他各總體性能指標(biāo)， 詳細(xì)評估在各種發(fā)射平臺(tái)、 發(fā)射條件下的氣動(dòng)特性， 這些都需要多學(xué)科一體化設(shè)計(jì)。

例如， 為滿足快速打擊遠(yuǎn)距離目標(biāo)的需求， 開展了氣動(dòng)推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)[42]; 為提高快速響應(yīng)的能力， 開展了氣動(dòng)控制一體化設(shè)計(jì)[43]; 為實(shí)現(xiàn)隱身的能力， 開展了氣動(dòng)隱身一體化設(shè)計(jì)[44]， 甚至更復(fù)雜的氣動(dòng)/控制/總體性能一體化設(shè)計(jì)[45]; 為高超聲速飛行器設(shè)計(jì)開展的機(jī)身/推進(jìn)一體化算力體系研究[46]; 為提高大長細(xì)比空空導(dǎo)彈動(dòng)態(tài)品質(zhì)， 開展了氣動(dòng)伺服彈性研究[47-48]等。 此外， 基于CFD的虛擬飛行仿真技術(shù)也是一項(xiàng)非常重要的一體化設(shè)計(jì)技術(shù)， 其將CFD、 空氣動(dòng)力學(xué)、 飛行動(dòng)力學(xué)、 自動(dòng)駕駛儀和舵機(jī)耦合求解， 模擬導(dǎo)彈在空中飛行時(shí)的運(yùn)動(dòng)姿態(tài)、 軌跡等， 成為研究氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)耦合機(jī)理、 檢驗(yàn)優(yōu)化飛行性能、 動(dòng)態(tài)品質(zhì)和自動(dòng)駕駛設(shè)計(jì)的一種新方法。 通俗地講， 就是在計(jì)算機(jī)上模擬空空導(dǎo)彈的真實(shí)飛行條件， 包括真實(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)、 自動(dòng)駕駛儀、 氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)參數(shù)等。 虛擬飛行仿真技術(shù)是為彌補(bǔ)風(fēng)洞試驗(yàn)、 飛行試驗(yàn)和飛行模擬器等方法的不足而在近些年發(fā)展起來的基于CFD的虛擬飛行仿真技術(shù)[49-51]。 虛擬飛行仿真技術(shù)的主要難點(diǎn)在于：（1）需要高精度、 高效的非定常CFD仿真技術(shù)， 影響虛擬飛行仿真周期的因素有實(shí)際飛行時(shí)間長、 高精度模擬流場所要求的巨量計(jì)算網(wǎng)格以及為提高精度避免積累誤差而設(shè)定的小時(shí)間步長; （2）需要快速、 高效的計(jì)算網(wǎng)格自動(dòng)生成技術(shù)， 在自動(dòng)駕駛儀給出控制指令后， 各舵面可能偏轉(zhuǎn)到不同角度， 甚至在舵面與彈體間出現(xiàn)較大的“剪刀縫”， 給計(jì)算網(wǎng)格快速生成帶來了困難; （3）需要精確捕捉彈體運(yùn)動(dòng)和舵面運(yùn)動(dòng)引起的動(dòng)態(tài)效應(yīng)， 彈體和舵面的偏轉(zhuǎn)角速率可能分別高達(dá)200 （°）/s和500 （°）/s， 必須在計(jì)算中考慮角速率對氣動(dòng)特性的影響。

4 結(jié) ?論

本文主要回顧了典型空空導(dǎo)彈氣動(dòng)外形的特點(diǎn)和演變趨勢， 并結(jié)合在型號研制中遇到的工程實(shí)際問題和未來空戰(zhàn)對空空導(dǎo)彈的氣動(dòng)需求， 提出了空空導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)面臨的技術(shù)困難。 這些挑戰(zhàn)具有非線性（大攻角設(shè)計(jì)）、 非定常（動(dòng)態(tài)特性）、 跨學(xué)科（一體化設(shè)計(jì)）、 多尺度（湍流流場預(yù)測）和化學(xué)非平衡（氣動(dòng)熱和熱噴）等特點(diǎn)， 這些特點(diǎn)將成為導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)發(fā)展的內(nèi)在動(dòng)力。 計(jì)算機(jī)性能的提高、 CFD方法的進(jìn)步和風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)的成熟， 為導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)發(fā)展提供了堅(jiān)實(shí)的技術(shù)基礎(chǔ)， 并加速導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)與相關(guān)交叉學(xué)科的協(xié)同研究， 使空空導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)出現(xiàn)了新的生機(jī)與活力。

空空導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)面臨著艱巨的技術(shù)挑戰(zhàn)， 也面臨著新的發(fā)展機(jī)遇。 顯而易見的是， 上述技術(shù)難點(diǎn)的進(jìn)步或突破將會(huì)顯著提高空空導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)水平。

參考文獻(xiàn)：

[1] ?樊會(huì)濤.空空導(dǎo)彈方案設(shè)計(jì)原理[M].北京： 航空工業(yè)出版社， 2013： 2-4， 25-28， 31-32.

Fan Huitao. AirtoAir Missile Conceptual Design[M]. Beijing： ?Aviation Industry Press， ?2013： 2-4， ?25-28， ?31-32. （in Chinese）

[2] ?倪亞琴.提高超音速高超音速導(dǎo)彈性能的一些研究[C]∥提高精確打擊導(dǎo)彈性能的氣動(dòng)設(shè)計(jì)研究報(bào)告集. ?綿陽： 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心， ?2005： 13-35.

Ni Yaqin. The Research of Improving Hypersonic and Supersonic Missile Performance[C]∥ Proceedings of the Aerodynamic Design Conference of Improving Missile Performance. ?Mianyang： ?China Aerodynamics Research & Development Center， ?2005： 13-35. （in Chinese）

[3] ?樊會(huì)濤， 呂長起， 林忠賢， 等.空空導(dǎo)彈系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)[M].北京： 國防工業(yè)出版社， ?2007： 74-75.

Fan Huitao， ?Lü Changqi， ?Lin Zhongxian， ?et al. Overall Design of AirtoAir Missile System[M]. Beijing： ?National Defense Industry Press， ?2007： 74-75. （in Chinese）

[4] ?張涵信. 2020年中國空氣動(dòng)力學(xué)發(fā)展研究[C]∥2020年中國科學(xué)和技術(shù)發(fā)展研究（下）. ?北京： 中國空氣動(dòng)力學(xué)會(huì)， ?2004： 957-962.

Zhang Hanxin. The Research of 2020 China Aerodynamics Development[C]∥The Research of 2020 China Science and Technology Development. ?Beijing： ?Chinese Aerodynamics Research Society， ?2004： 957-962. （in Chinese）

[5] ?王祖典. 空空導(dǎo)彈發(fā)展今昔[J]. 航空兵器， ?2004（2）： 1-4.

Wang Zudian. The Development of AirtoAir Missile[J]. Aero Weaponry， ?2004（2）： 1-4. （in Chinese）

[6] ?薛曉中， 糜志浩， 魏靖彪， 等.氣動(dòng)陀螺舵的穩(wěn)定原理及退役陀螺舵的利用[J].彈道學(xué)報(bào)， 2001， 13（4）：55-58.

Xue Xiaozhong， ?Mi Zhihao， ?Wei Jingbiao， ?et al. Stable Principle of Pneumatic GyroRudder and Reuse of Retired Gyroscope[J]. Journal of Ballistics， ?2001， 13（4）： ?55-58. （in Chinese）

[7] ?魏毅寅.世界導(dǎo)彈大全[M].北京： 軍事科學(xué)出版社， ?2011： 641-804.

Wei Yiyin. World Missiles Book[M]. Beijing： ?Military Science Publishing House， ?2011： 641-804.（in Chinese）

[8] ?白曉東， 劉代軍， 張蓬蓬， ?等. 空空導(dǎo)彈[M].北京： 國防工業(yè)出版社， ?2014： 40-41， ?44.

Bai Xiaodong， ?Liu Daijun， ?Zhang Pengpeng， ?et al. AirtoAir Missiles[M]. Beijing： ?National Defense Industry Press， ?2014： 40-41， ?44. （in Chinese）

[9] ?李文俊.蝶形翼的氣動(dòng)特性研究[J]. 航空兵器， ?1996（3/4）： 82-85.

Li Wenjun. The Aerodynamic Characteristic Research of Butterfly Fins[J]. Aero Weaponry， ?1996（3/4）： 82-85.（in Chinese）

[10] ?丁煜， 李斌， 劉仙名， 等.極小展弦比翼身組合體大攻角氣動(dòng)特性研究[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)， ?2010， 30（3）： 135-137.

Ding Yu， ?Li Bin， ?Liu Xianming， ?et al. Study of Aerodynamic Characteristics of WingBody Configuration with Very Low Aspect Ratio[J]. Journal of Projectiles， ?Rockets， ?Missiles and Guidance， ?2010， 30（3）： 135-137. （in Chinese）

[11] ? Fleeman E L. Missile Design and System Engineering[M]. AIAA Inc.， 2012： 61-63.

[12] ?劉代軍， 天光. 最新空空導(dǎo)彈彩色圖片集[M]. 北京： 國防工業(yè)出版社， 2006： 84.

Liu Daijun， Tian Guang. Photo Album on Latest AirtoAir Missiles[M]. Beijing： ?National Defense Industry Press， 2006： 84. （in Chinese）

[13] ?劉代軍， 張蓬蓬. 美國下一代空空導(dǎo)彈發(fā)展歷程與啟示[J]. 航空兵器， ?2016（2）： ?3-8.

Liu Daijun， ?Zhang ?Pengpeng. Development and Revelation of US Next Generation AirtoAir Missile[J]. Aero Weaponry， ?2016（2）： 3-8. （in Chinese）

[14] ?AirtoAir Domination[J]. Janes Defense Weekly， ?2011， 48（10）： ?24-29.

[15] ?Stephen Trimble. Raytheon Reveals First Glimpse of NextGeneration Missile [EB/OL]. （2011-02-18）[2018-10-28]. https：∥www.flightglobal.com/news/articles/raytheonrevealsfirstglimpseofnextgenerationmi-353359/.

[16] ?Stephen Trimble. Lockheed Martin Stays in Competition to Replace AMRAAM， ?HARM with New Missile[EB/OL].（2011-09-22）[2018-10-28].https：∥www.flightglobal.com/news/articles/lockheedmartinstaysincompetitiontoreplaceamra-362403/.

[17] ?Doug Richardson. Raytheon Funded to Work on Multirole AirLaunched Missile[J]. Janes Missiles and Rockets， ?2010/12： 5-5.

[18] ?Dave Majumda. Lockheed Working on New AirtoAir ?HittoKill Missile[EB/OL]. （2012-12-04）[2018- 10-28]. http： ∥www.flightglobal.com.

[19] ?北京航天情報(bào)與信息研究所.世界防空反導(dǎo)導(dǎo)彈手冊[M].北京： 中國宇航出版社， ?2010： ?503-505.

Beijing Aerospace Intelligence and Information Research Institute. Handbook of World Air Defense AntiMissile[M]. Beijing： ?China Astronautic Publishing House， ?2010： ?503-505. （in Chinese）

[20] ?Nielsen J N. The Present Status and the Future of Missile Aerodynamics， NASATM-100063 [R]. ? 1988.

[21] ?鄭鹍鵬， 華建林， 姜殿民.三回路駕駛儀控制下的導(dǎo)彈靜不穩(wěn)定性邊界[J].四川兵工學(xué)報(bào)， ?2013， 34（5）： ?27-31.

Zheng Kunpeng， ?Hua Jianlin， ?Jiang Dianmin. StaticUnstable Stability Limitation of Missile under Control of Three Loop Autopilot[J]. Sichuan Ordnance Journal， ?2013， 34（5）： ?27-31. （in Chinese）

[22] ?Fleeman E L. Tactics Missile Design[M]. AIAA Inc.， ?2001： ?258-258.

[23] ?樊會(huì)濤， 崔顥， 天光.空空導(dǎo)彈70年發(fā)展綜述 [J].航空兵器， 2016（1）： 3-12.

Fan Huitao， Cui Hao， Tian Guang.A Review on the 70Year Development of AirtoAir Missiles[J]. Aero Weaponry， ?2016（1）： 3-12. （in Chinese）

[24] ?樊會(huì)濤.空戰(zhàn)制勝“四先”原則[J].航空兵器， 2013（1）： 3-7.

Fan Huitao. Four "First" Principles to Win in Air Combat[J]. Aero Weaponry， ?2013（1）： ?3-7. （in Chinese）

[25] ?Stillion J， ?Perdue S. Air Combat Past， ?Present and Future [EB/OL].（2008-08-01）[2018-10-28].http：∥ www.defenseindustrydaily.com/files/2008_RAND_Pacific_View_Air_Combat_Briefing.pdf.

[26] ?樊會(huì)濤. 第五代空空導(dǎo)彈的特點(diǎn)及關(guān)鍵技術(shù)[J].航空科學(xué)技術(shù)， 2011（3）： 1-5.

Fan Huitao. Characteristics and Key Technologies of the Fifth Generation of Air to Air Missiles[J]. Aeronautical Science & Technology， ?2011（3）： ?1-5. （in Chinese）

[27] ?劉代軍.空空導(dǎo)彈放寬靜穩(wěn)定性設(shè)計(jì)技術(shù)初探[J]. 航空兵器， 2002（3）： ?8-11.

Liu Daijun. The Research of Relaxed Static Stability for AirtoAir Missile[J]. Aero Weaponry， ?2002（3）： ?8-11. （in Chinese）

[28] ?中國科學(xué)技術(shù)協(xié)會(huì). 2012-2013航空科學(xué)技術(shù)學(xué)科發(fā)展報(bào)告[M]. 北京：中國科學(xué)技術(shù)出版社， ?2014： 45-47.

The Institute of Chinese Science & Technology. The Report on Advances in 2012-2013 Aeronautical Science and Technology[M]. Beijing： ?China Science and Technology Press， ?2014： ?45-47. （in Chinese）

[29] ?中國科學(xué)院. 中國學(xué)科發(fā)展戰(zhàn)略： ?流體動(dòng)力學(xué)[M]. 北京： 科學(xué)出版社， ?2014： 181-196.

Chinese Academy of Sciences. China Subject Development Strategy： Fluid Dynamics[M]. Beijing： ?Science Press， ?2014： ?181-196. （in Chinese）

[30] ?龔安龍， 周偉江， 紀(jì)楚群. 減小導(dǎo)彈超聲速大攻角斜吹力矩的邊條布局及其原理分析[J]. 宇航學(xué)報(bào)， ?2011， ?32（2）： ?250-254.

Gong Anlong， ?Zhou Weijiang， ?Ji Chuqun. A Finned Configuration to Reduce Rolling Moment in Oblique Flows at Supersonic Speed and High Angle of Attack and Principle Analysis of Its Action[J]. Journal of Astronautics， ?2011， 32（2）： ?250-254. （in Chinese）

[31] ?顧蘊(yùn)松， 明曉.大攻角非對稱流動(dòng)的非定常弱擾動(dòng)控制[J].航空學(xué)報(bào)， ?2003， 24（2）： ?102-106.

Gu Yunsong， ?Ming Xiao. Forebody Vortices Control Using a FastSwinging MicroTipStrake at High Angles of Attack[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， ?2003， ?24（2）： 102-106. （in Chinese）

[32] ?王光學(xué)， 鄧小剛， 劉化勇， 等.高階精度格式WCNS在三角翼大攻角模擬中的應(yīng)用研究[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)， ?2012， 30（1）： ?28-33.

Wang Guangxue， ?Deng Xiaogang， ?Liu Huayong， ?et al. Application of HighOrder Scheme WCNS at High Angles of Incidence for Delta Wing[J]. Acta Aerodynamica Sinica， ?2012， 30（1）： ?28-33. （in Chinese）

[33] ?程松， 劉曉暉， 溫渝昌.大攻角連續(xù)掃描試驗(yàn)技術(shù)在某型號飛機(jī)上的應(yīng)用[J].流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測量， ?1999， 13（4）： ?27-31.

Cheng Song， ?Liu Xiaohui， ?Wen Yuchang. An Application of the Continuous Scan Technique to the High Angle of Attack Fighter Model Test[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics， ?1999， 13（4）： ?27-31. （in Chinese）

[34] ?洪金森， 楊其德， 毛國良.戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)（上）： 基本論題[M].北京： 宇航出版社， 1999： 203-255.

Hong Jinsen， Yang Qide， ?Mao Guoliang. Tactical Missile Aerodynamics： ?General Topics[M]. Beijing： ?China Astronautic Publishing House， 1999： 203-255.（in Chinese）

[35] ?李斌， 王學(xué)占， 劉仙名. 大攻角側(cè)向多噴干擾流場特性數(shù)值模擬[J]. 航空學(xué)報(bào)， 2015， ?36（9）： 2828-2839.

Li Bin， Wang Xuezhan， Liu Xianming. Numerical Investigation of MultiLateral Jets Interactions Flow Characteristics at High Angle of Attack[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， ?2015， ?36（9）： 2828-2839. （in Chinese）

[36] ? Hemsch M J， ?Nielsen J N. Tactical Missile Aerodynamics[M]. AIAA Inc.， ?1986.

[37] ?洪金森， 楊其德， 毛國良.戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈空氣動(dòng)力學(xué)（下）： 預(yù)估方法[M].北京： 宇航出版社， 1999： 59-111.

Hong Jinsen， Yang Qide， ?Mao Guoliang. Tactical Missile Aerodynamics： Prediction Methodology[M]. Beijing： China Astronautic Publishing House， ?1999： 59-111.（in Chinese）

[38] ?Hirschel E H， ?Weiland C.高超聲速飛行器氣動(dòng)熱力學(xué)設(shè)計(jì)問題精選[M].唐志共， 孫宗祥， 蘇馮念， 譯. 北京： 國防工業(yè)出版社， 2013： 56-70.

Hirschel E H， ?Weiland C. The Aerodynamics Heating Design of Hypersonic Flight Vehicle[M]. Translated by Tang Zhigong， ?Sun Zongxiang， ?Su Fengnian. Beijing： ?National Defense Industry Press， ?2013： 56-70.（in Chinese）

[39] ?Anderson J D， ?Jr. 高超聲速和高溫氣體動(dòng)力學(xué)[M]. 楊永， 李棟， ?譯.北京： 航空工業(yè)出版社， ?2013： 21-24.

Anderson J D， ?Jr. Hypersonic and HighTemperature Gas Dynamics[M]. Translated by Yang Yong， ?Li Dong. Beijing： ?Aviation Industry Press， ?2013： ?21-24. （in Chinese）

[40] ? 倪亞琴.飛機(jī)攜帶與釋放導(dǎo)彈特性的研究與預(yù)測[C]∥ 提高精確打擊導(dǎo)彈性能的氣動(dòng)設(shè)計(jì)研究報(bào)告集. ?綿陽： 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心， ?2005： 92-109.

Ni Yaqin. The Launch Safety Analysis of Ejected Separation of Airborne Guided Weapon[C]∥ Proceedings of the Aerodynamic Design Conference of Improving Missile Performance. ?Mianyang： ?China Aerodynamics Research & Development Center， ?2005： ?92-109. （in Chinese）

[41] ?李東， 李斌， 劉仙名.空空導(dǎo)彈折疊舵展開過程氣動(dòng)載荷分析[J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)， ?2014， 34（3）： 154-156.

Li Dong， ?Li Bin， ?Liu Xianming. Analysis on Aerodynamic Loads during Deployment of Folded Tails of an AirtoAir Missile[J].Journal of Projectiles， ?Rockets， ?Missiles and Guidance， ?2014， 34（3）： ?154-156. （in Chinese）

[42] ?蔣妮， 王永衛(wèi)， 凌文輝， 等.典型布局的進(jìn)氣道/導(dǎo)彈一體化性能分析[J]. 推進(jìn)技術(shù)， ?2011， ?32（4）： ?451-454.

Jiang Ni， ?Wang Yongwei， ?Ling Wenhui， ?et al. Integration Performance Analysis of Typical Arrangement Inlet/Missile[J]. Journal of Propulsion Technology， ?2011， ?32（4）： ?451-454. （in Chinese）

[43] ?朱隆魁.防空導(dǎo)彈直接力和氣動(dòng)力復(fù)合控制技術(shù)研究[D]. 長沙： 國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)， ?2008.

Zhu Longkui. A Survey of Combined Control Methods with Lateral Thrust and Aerodynamic Force for Antiaircraft Missiles[D]. Changsha： ?National University of Defense Technology， ?2008. （in Chinese）

[44] ?夏露.導(dǎo)彈氣動(dòng)外形與隱身一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)研究[D]. 西安： ?西北工業(yè)大學(xué)， ?2001.

Xia Lu. Investigation into Collaborative Optimization Design Techniques of Aircraft Aerodynamics and Stealth Performances[D]. Xian： ?Northwestern Polytechnical University， ?2001. （in Chinese）

[45] ?谷良賢.整體式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)導(dǎo)彈總體一體化設(shè)計(jì)[D]. 西安： ?西北工業(yè)大學(xué)， 2002.

Gu Liangxian. Integrated Design of the Missile with Integral RocketRamjet Missile[D]. Xian： ?Northwestern Polytechnical University， ?2002. （in Chinese）

[46] ?蔡國飆， ?徐大軍. 高超聲速飛行器技術(shù)[M]. 北京： 科學(xué)出版社， ?2012： 168-172.

Cai Guobiao， ?Xu Dajun. Hypersonic Aircraft Technology[M]. Beijing： ?Science Press， ?2012： 168-172. （in Chinese）

[47] ?楊執(zhí)鈞， 黃銳， 劉豪杰， 等.大長細(xì)比導(dǎo)彈的氣動(dòng)彈性降階模型[J]. 力學(xué)學(xué)報(bào)， ?2017， 49（3）： ?517-527.

Yang Zhijun， ?Huang Rui， ?Liu Haojie， ?et al. Aeroelastic Model of ReducedOrder for a Slender Missile[J]. Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics， ?2017， 49（3）： ?517-527. （in Chinese）

[48] ?楊超， 黃超， 吳志剛， ?等.氣動(dòng)伺服彈性研究的進(jìn)展與挑戰(zhàn)[J]. 航空學(xué)報(bào)， 2015， 36（4）： 1011-1033.

Yang Chao， ?Huang Chao， ?Wu Zhigang， ?et al . Progress and Challenges for Aeroservoelasticity Research[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， ?2015， ?36（4）： ?1011-1033. （in Chinese）

[49] ?陶洋， 范召林， 吳繼飛.基于CFD的方形截面導(dǎo)彈縱向虛擬飛行模擬[J]. 力學(xué)學(xué)報(bào)， ?2010， 42（2）： 169-176.

Tao Yang， ?Fan Zhaolin， ?Wu Jifei. CFD Based Virtual Flight Simulation of Square CrossSection Missile with Control in Longitudinal Flight[J]. Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics， ?2010， 42（2）： ?169-176. （in Chinese）

[50] ?席柯， 袁武， 閻超， 等.基于閉環(huán)控制的帶翼導(dǎo)彈虛擬飛行數(shù)值模擬[J]. 航空學(xué)報(bào)， ?2014， 35（3）： ?634-642.

Xi Ke， ?Yuan Wu， ?Yan Chao， ?et al. Virtual Flight Numerical Simulation of the Basic Finner Projectile with Closed Loop[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， ?2014， ?35（3）： ?634-642. （in Chinese）

[51] ?Salas M D. Digital Flight： ?the Last CFD Aeronautical Grand Challenge[J]. Journal of Scientific Computing， ?2006， ?28（2-3）： ?479-505.