邱佳偉,陳少松,徐一航,魏 愷,呂代龍

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

巡飛彈作為無(wú)人機(jī)與彈藥技術(shù)有機(jī)結(jié)合的信息化武器,不僅能夠?qū)硨?shí)施精確、有效的打擊,還能夠承擔(dān)戰(zhàn)場(chǎng)偵察監(jiān)視、戰(zhàn)斗毀傷評(píng)估、通信以及無(wú)線電中繼等單一或多項(xiàng)任務(wù),必將成為彈藥發(fā)展的重要趨勢(shì)。受設(shè)計(jì)任務(wù)、起飛場(chǎng)地和發(fā)射裝置的影響,巡飛彈的氣動(dòng)布局形態(tài)各異,目前巡飛彈的氣動(dòng)布局主要有串列折疊雙翼布局、前掠折疊翼布局、固定翼布局、多旋翼布局、懷抱式展開翼布局、一字形展開翼布局等[1-4]。

為了縮小彈箭的橫向尺寸,便于運(yùn)輸和發(fā)射、節(jié)省導(dǎo)彈的儲(chǔ)運(yùn)空間,巡飛彈多采用折疊翼和折疊舵。由于折疊方式的不同,氣動(dòng)布局也有所不同,巡飛彈主要分為軸對(duì)稱氣動(dòng)布局和面對(duì)稱氣動(dòng)布局。而本文所研究的非對(duì)稱×形折疊翼巡飛彈(如圖1所示)為非面對(duì)稱氣動(dòng)布局。與傳統(tǒng)的折疊方式有所不同,該種氣動(dòng)布局的舵翼并不是沿著彈身軸線進(jìn)行折疊,而是從與彈身相切的位置進(jìn)行折疊(如圖2所示),具有大展弦比的特征,可獲得較大的升阻比。

圖1 非對(duì)稱×形折疊翼巡飛彈示意圖Fig.1 The diagram of patrol missile with asymmetric X-folded fin

圖2 ×形折疊翼折疊示意圖Fig.2 Diagram of asymmetric X-folded fin

這種折疊方式可以增大彈身內(nèi)部使用空間,減少?gòu)椛韮?nèi)部設(shè)計(jì)的復(fù)雜程度,且便于攜帶、使用方便,可以為步兵提供精確的視線監(jiān)視和攻擊能力。Uvision公司所研制的Hero-30巡飛彈就是采用該氣動(dòng)布局,Hero-30巡飛彈可以在幾分鐘內(nèi)完成部署,具有30 min續(xù)航時(shí)間,飛行距離可達(dá)40 km,可以打擊輕型裝甲車輛、快艇和步兵等移動(dòng)目標(biāo)[5-8]。

目前,國(guó)內(nèi)外關(guān)于非面對(duì)稱巡飛彈氣動(dòng)布局的研究較少,其氣動(dòng)特性隨馬赫數(shù)、攻角變化規(guī)律尚不明確。因此本文采用數(shù)值模擬的方法對(duì)×形折疊翼巡飛彈的氣動(dòng)特性進(jìn)行研究。

1 計(jì)算模型與計(jì)算方法

1.1 計(jì)算模型

本文所研究的計(jì)算模型如圖3所示,左側(cè)為對(duì)稱模型(symmetric model,SM),右側(cè)為非對(duì)稱模型(asymmetric model,AM)。兩者的彈徑、彈長(zhǎng)、翼與舵的弦長(zhǎng)和暴露展長(zhǎng)均相等,翼型采用NACA0012翼型。最大彈徑D為140 mm,全彈長(zhǎng)L為8.71D。參考長(zhǎng)度為全彈長(zhǎng)L,參考面積S=(πD)2/4,力矩參考點(diǎn)為彈頭,坐標(biāo)為(0,0,0),參考坐標(biāo)系取彈體系。遠(yuǎn)場(chǎng)靜壓為101 325 Pa,靜溫為288.15 K。計(jì)算域邊界參考彈箭長(zhǎng)度,亞音速前場(chǎng)取12.5L,后場(chǎng)取25L,周場(chǎng)取140D[9-11]。

圖3 模型示意圖Fig.3 Diagram of models

1.2 網(wǎng)格劃分

網(wǎng)格的劃分對(duì)于后期的計(jì)算結(jié)果影響較大。計(jì)算網(wǎng)格可分為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,而非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格又可以細(xì)分為兩種:一種是全流域?yàn)榉墙Y(jié)構(gòu)網(wǎng)格,一種是邊界層采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,其它采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,即混合網(wǎng)格。本文所研究的×折疊翼巡飛彈由于外形特殊,舵翼與彈身的連接處結(jié)構(gòu)相當(dāng)復(fù)雜。因此本文采取非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格中的混合網(wǎng)格進(jìn)行劃分。如圖4所示,網(wǎng)格劃分采取的是多面體-六面體核心網(wǎng)格,即主流域采用笛卡爾網(wǎng)格,在近壁面采用多面體網(wǎng)格。

圖4 模型網(wǎng)格示意圖Fig.4 Grids and cells of the model

1.3 控制方程與計(jì)算方法

本文控制方程采用三維積分形式的雷諾平均N-S方程[12]:

(1)

式中:t為時(shí)間,S為面積,V為任意控制體,W為守恒變量,F為無(wú)粘通矢量項(xiàng),FV為粘性通量,?V為控制體邊界,n為控制體邊界單位外法向矢量,Re為雷諾數(shù)。

空間離散采用二階迎風(fēng)格式,對(duì)流分量應(yīng)用Roe通量差分分裂,時(shí)間推進(jìn)格式采用隱式時(shí)間推進(jìn)格式。湍流模型選擇k-ωSST模型。

1.4 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證

本文對(duì)于SM模型和AM模型分別劃分了三套網(wǎng)格:SM模型的網(wǎng)格數(shù)量分別為320萬(wàn)、430萬(wàn)和530萬(wàn);AM模型的網(wǎng)格數(shù)量分別為340萬(wàn)、450萬(wàn)和560萬(wàn)。選擇驗(yàn)證的計(jì)算工況為:Ma=0.6,α=6°,以便進(jìn)行網(wǎng)格數(shù)量收斂性驗(yàn)證。計(jì)算結(jié)果如表1和表2所示,其中N代表網(wǎng)格數(shù)量,|ε|為相對(duì)誤差值,Cn為法向力系數(shù),Cz側(cè)向力系數(shù)。SM模型的相對(duì)誤差值是由320萬(wàn)、530萬(wàn)網(wǎng)格數(shù)量的計(jì)算結(jié)果分別于430萬(wàn)網(wǎng)格數(shù)量的計(jì)算結(jié)果相比得到的,AM模型的相對(duì)誤差值是由340萬(wàn)、560萬(wàn)網(wǎng)格數(shù)量的計(jì)算結(jié)果分別于450萬(wàn)網(wǎng)格數(shù)量的計(jì)算結(jié)果相比得到的。

表1 SM模型網(wǎng)格獨(dú)立性驗(yàn)證Table 1 Cell independence verification of SM model

表2 AM模型網(wǎng)格獨(dú)立性驗(yàn)證Table 2 Cell independence verification of SM model

SM模型的網(wǎng)格驗(yàn)證如表1所示,當(dāng)網(wǎng)格數(shù)由320萬(wàn)增加到430萬(wàn),法向力系數(shù)Cn誤差為5.12%,但當(dāng)網(wǎng)格數(shù)增加到530萬(wàn),與430萬(wàn)的結(jié)果相比,誤差僅為0.45%,所以對(duì)于SM模型本文選取430萬(wàn)這一套網(wǎng)格為后續(xù)計(jì)算。

AM模型的網(wǎng)格驗(yàn)證如表2所示,當(dāng)網(wǎng)格數(shù)由340萬(wàn)增加到450萬(wàn),法向力系數(shù)Cn誤差為3.44%,側(cè)向力系數(shù)的誤差為6.25%,但當(dāng)網(wǎng)格數(shù)增加到560萬(wàn),與450w的結(jié)果相比,法向力系數(shù)Cn與側(cè)向力系數(shù)Cz的誤差為0.11%和0.68%,誤差均在1%以內(nèi),側(cè)向力系數(shù)的誤差之所以偏大,這是由于側(cè)向力的值較小。所以對(duì)于SM模型本文選取450萬(wàn)這一套網(wǎng)格為后續(xù)計(jì)算。

2 計(jì)算結(jié)果

針對(duì)對(duì)稱模型(SM)與非對(duì)稱模型(AM)分析馬赫數(shù)和攻角對(duì)升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD、側(cè)向力系數(shù)Cz與滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cmx的影響。

2.1 側(cè)向力系數(shù)隨攻角和馬赫數(shù)的變化規(guī)率

圖5為SM模型與AM模型在不同馬赫數(shù)下側(cè)向力系數(shù)隨攻角的變化曲線。由圖可知,兩種模型側(cè)向力系數(shù)的大小有所不同。

圖5 側(cè)向力系數(shù)隨馬赫數(shù)和攻角的變化規(guī)律Fig.5 Variation of lateral force coefficient with Mach number and angle of attack

對(duì)于SM模型,側(cè)向力系數(shù)最大為0.017,而AM模型的最大值為-0.49(負(fù)號(hào)代表方向)。因此,與AM模型的偏航力矩系數(shù)相比,SM模型側(cè)向力系數(shù)的值幾乎為0。對(duì)于AM模型,側(cè)向力系數(shù)隨著攻角的增大,呈現(xiàn)先增大后減小,再增大的趨勢(shì)。

2.2 滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨攻角和馬赫數(shù)的變化規(guī)律

圖6為SM模型與AM模型在不同馬赫數(shù)下滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨攻角的變化曲線。與AM模型相比,SM模型的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)幾乎為0;而AM模型在0～6°攻角內(nèi),不同馬赫數(shù)下滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為正,且值是逐漸減小的;在8～10°攻角內(nèi),不同馬赫數(shù)下滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為負(fù),且值(絕對(duì)值)逐漸增大。當(dāng)Ma=0.4,α=2°時(shí),其滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的最大值為0.011 95。

圖6 滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)和攻角的變化規(guī)律Fig.6 Variation of rolling moment coefficients with Mach number and angle of attack

2.3 升力系數(shù)隨攻角和馬赫數(shù)的變化規(guī)律

圖7為SM模型與AM模型在不同馬赫數(shù)下升力系數(shù)隨攻角的變化曲線。SM模型與AM模型的升力系數(shù)隨著攻角的增大而線性增大,符合升力系數(shù)的氣動(dòng)規(guī)律;升力系數(shù)在同一攻角下隨著馬赫數(shù)的增大,升力系數(shù)也略有增大,且隨著攻角的增大,升力系數(shù)增大的越明顯。SM模型與AM模型的升力系數(shù)隨著攻角和馬赫數(shù)的變化趨勢(shì)大致相同,由于兩者的暴露展長(zhǎng)保持一致,所以升力系數(shù)的差值不大。從整體上來(lái)看,SM模型的升力系數(shù)略大于AM模型。

圖7 升力系數(shù)隨馬赫數(shù)和攻角的變化規(guī)律Fig.7 Variation of lift coefficients with Mach number and angle of attack

2.4 阻力系數(shù)隨攻角和馬赫數(shù)的變化規(guī)律

圖8為SM模型與AM模型在不同馬赫數(shù)下阻力系數(shù)隨攻角的變化曲線。隨著攻角的增大,彈箭的迎風(fēng)面積增大,因此阻力系數(shù)也相應(yīng)增大。在Ma=0.4～0.5時(shí),阻力系數(shù)相差不是很大,當(dāng)Ma≥0.6,阻力系數(shù)增大得比較明顯;從整體上來(lái)看,SM模型的阻力系數(shù)略小于AM模型。

圖8 阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)和攻角的變化規(guī)律Fig.8 Variation of drag coefficients with Mach number and angle of attack

3 SM模型與AM模型氣動(dòng)參數(shù)比較分析

SM模型與AM模型在氣動(dòng)參數(shù)上存在差異,主要是由模型上的改變?cè)斐傻?但是這是采用折疊翼和折疊舵所必須付出的氣動(dòng)代價(jià)。而折疊方式的不同所帶來(lái)的結(jié)果是氣動(dòng)布局上由對(duì)稱變?yōu)榉敲鎸?duì)稱。非對(duì)稱的氣動(dòng)布局必然會(huì)導(dǎo)致非對(duì)稱的氣動(dòng)參數(shù),如側(cè)向力系數(shù)與滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù),因此需對(duì)AM模型與SM模型的氣動(dòng)差異進(jìn)行比較分析[13,14]。

3.1 側(cè)向力系數(shù)分析比較

如圖5所示,SM模型的側(cè)向力系數(shù)可以忽略。對(duì)于AM模型而言,主翼在總的氣動(dòng)參數(shù)上起著很大的作用。在主翼前的流場(chǎng),由于未受到翼身干擾的影響,流場(chǎng)應(yīng)是對(duì)稱分布,而對(duì)于主翼后的流場(chǎng),由于受到了翼身干擾的影響,流場(chǎng)應(yīng)為非對(duì)稱分布。而側(cè)向力正是由翼身干擾引起的,為了驗(yàn)證這一點(diǎn),本文在彈身X=0.3 m與X=1.0 m處分別取剖面1與剖面2(如圖9所示),用以觀察主翼前的流場(chǎng)與主翼后的流場(chǎng)的分布情況。

圖9 彈身的剖面位置Fig.9 Sectional position of patrol missile body

圖10為Ma=0.6,α=10°時(shí),剖面1與剖面2兩個(gè)平面的壓力云圖與流線分布情況。在X=0.3 m處,由于流場(chǎng)未受到翼的干擾,所以在這個(gè)平面上的流線與壓力云圖分布是對(duì)稱的;但X=1.0 m處,受到了翼的干擾,這個(gè)平面上的流線和壓力云圖呈現(xiàn)非對(duì)稱分布的規(guī)律。

圖10 Ma=0.6,α=10°時(shí),流線與壓力分布情況Fig.10 Flow line and pressure distribution when Ma=0.6 and α=10°

為了進(jìn)一步說(shuō)明翼前流場(chǎng)和翼后流場(chǎng)的變化規(guī)律,給出了剖面1與剖面2處彈身表面壓力的分布隨著攻角的變化情況,如圖11所示。在剖面1處,隨著攻角的增大,壓力也隨之改變,壓力總體上是對(duì)稱分布的。

圖11 Ma=0.6,彈身壓力分布隨攻角變化情況Fig.11 Variation of missile body pressure distribution with angle of attack when Ma=0.6

但是在剖面2處,壓力呈非對(duì)稱分布,且隨著攻角的增大,這種非對(duì)稱情況就越來(lái)越明顯,在10°攻角的情況下尤為突出。所以剖面1處的壓力分布情況與流線分布情況是吻合的,均為對(duì)稱分布,而剖面2處的壓力分布與流線分布是非對(duì)稱的。(注:0°到180° 為彈身上半部分,180°到360°為彈身下半部分)

通過(guò)上述對(duì)兩處剖面的壓力、流線與彈身壓力分布的分析,可以確定AM模型的翼身干擾是非對(duì)稱的,但是并不能確定側(cè)向力的產(chǎn)生是由翼身干擾的非對(duì)稱性造成的,因此需要分別對(duì)AM模型的彈身與舵翼的側(cè)向力進(jìn)行分析。圖12給出了AM模型彈身與舵翼的側(cè)向力系數(shù)隨攻角的變化規(guī)律。對(duì)于單個(gè)主翼來(lái)說(shuō),側(cè)向力系數(shù)較大,但是翼1與翼3的側(cè)向力系數(shù)與翼2與翼4的側(cè)向力系數(shù)的符號(hào)相反,代表側(cè)向力的方向是相反的,因此四個(gè)主翼的側(cè)向力系數(shù)可以相互抵消一部分的,且側(cè)向力系數(shù)的大小隨著攻角的增大而增大;舵的側(cè)向力系數(shù)的分布和變化規(guī)律與翼的大致相同,唯一的區(qū)別就是舵的側(cè)向力系數(shù)較小。

圖12 Ma=0.4時(shí),AM模型彈身、翼和舵的側(cè)向力系數(shù)隨攻角的變化規(guī)律Fig.12 Variation of lateral force coefficient of body,fin and canard of AM model with angle of attack when Ma=0.4

以6°攻角為例,四個(gè)主翼的側(cè)向力系數(shù)的代數(shù)和為0.359,四個(gè)尾舵的側(cè)向力系數(shù)的代數(shù)和為0.092,兩者的和為0.451。但是由圖5可知,在馬赫數(shù)為0.4、攻角為6°的狀態(tài)下,側(cè)向力系數(shù)為負(fù),這是由于主翼對(duì)彈身的干擾使得彈身也產(chǎn)生了側(cè)向力。由圖12可知,彈身的側(cè)向力系數(shù)為負(fù),與舵翼總的側(cè)向力系數(shù)相反,且絕對(duì)值大于舵翼總的側(cè)向力系數(shù),所以總的側(cè)向力系數(shù)是負(fù)的,為-0.133,與彈總的側(cè)向力系數(shù)是相符的。由此可得,側(cè)向力是由翼身干擾的非對(duì)稱性引起的。

3.2 滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)分析比較

如圖6所示,SM模型的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為零,而AM模型存在滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)。圖13給出了AM模型彈身與舵翼的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨攻角的變化規(guī)律。由圖可知,彈身的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為零,因此彈身并不存在滾轉(zhuǎn)力矩;對(duì)于舵,雖然隨著攻角的增大,滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)也隨之增大,但最大絕對(duì)值僅為0.037,而舵1與舵4的值為正,舵2與舵3的值為負(fù),因此與側(cè)向力一樣也可以相互抵消,四個(gè)舵的最大代數(shù)和為0.007;四個(gè)主翼的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的分布情況與四個(gè)尾舵一致,翼1與翼4的值為正,翼2與翼3的值為負(fù),四個(gè)翼的最大代數(shù)和為0.017 539。因此總的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為正。

圖13 Ma=0.4時(shí)AM模型彈身、翼和舵的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨攻角的變化規(guī)律Fig.13 Variation of rolling moment coefficient of body,fin and canard of AM model with angle of attack when Ma=0.4

3.3 升力系數(shù)分析比較

由前文可知,AM模型和SM模型的升力系數(shù)在不同馬赫數(shù)與攻角下的變化趨勢(shì)大致相同。本節(jié)將分成三個(gè)部分,分別從彈身、翼、舵三個(gè)方面進(jìn)行分析。

3.3.1 彈身的升力系數(shù)分析

由前文分析可知,AM模型受翼身干擾,氣動(dòng)參數(shù)與SM模型有所區(qū)別,升力系數(shù)也有所不同。圖14給出了SM模型與AM模型在Ma=0.4時(shí),彈身的升力系數(shù)隨著攻角的變化規(guī)律:AM模型與SM模型彈身的升力系數(shù)均是隨著攻角的增大而增大,但是AM模型的升力系數(shù)總是小于SM模型,且隨著攻角的增大,兩者的差值越來(lái)越大,這是由于主翼和彈身之間產(chǎn)生的干擾,使得翼的洗流洗到彈身上,降低了AM模型的彈身升力,且隨著攻角的增大,AM模型受到的影響越大。

圖14 彈身的升力系數(shù)比較Fig.14 Comparison of lift coefficient of patrol missile body

3.3.2 翼的升力系數(shù)分析

由于SM模型的四個(gè)翼,沿彈身是對(duì)稱分布的,所以SM模型四翼的升力系數(shù)應(yīng)該相等的。

對(duì)于AM模型而言,由于翼沿著彈身的分布是非對(duì)稱的,所以四個(gè)翼受到彈身的干擾不是完全相同,從而四個(gè)翼的法向力系數(shù)也不是完全相同。圖15(a)給出了SM模型與AM模型翼1和翼2升力系數(shù)隨攻角的變化規(guī)律。由圖可知:SM模型與AM模型的翼1和翼2升力系數(shù)差別很小,這是由于AM模型的翼1與翼2處于彈身的上半部分,受到的干擾比較小,且暴露展長(zhǎng)相同。圖15(b)為SM模型與AM模型翼3和翼4升力系數(shù)隨著攻角的變化規(guī)律。由圖可知:SM模型的翼3與翼4升力系數(shù)相同;AM模型的翼3的升力系數(shù)小于SM模型的翼3,而AM模型的翼4的升力系數(shù)大于SM模型的翼4。之所以會(huì)出現(xiàn)這種情況,是因?yàn)橐?與翼4位于彈身的下半部分,且由于兩者并不是面對(duì)稱布置的,所以受到的干擾不相同,所造成的結(jié)果就是兩者的升力系數(shù)不相同。圖16為Ma=0.4,α=8°時(shí)AM模型的翼的壓力云圖。由圖可知,翼4下翼面的總體壓力要高于翼3下翼面的,因此翼4的升力系數(shù)要大于翼3的,這與上述分析相符。

圖15 翼的升力系數(shù)比較Fig.15 Comparison of lift coefficient of fins

圖16 Ma=0.4,α=8°時(shí)AM模型的翼的壓力云圖Fig.16 Pressure contour of fin of AM model when Ma=0.4 and α=8°

3.3.3 舵的升力系數(shù)分析

對(duì)于SM模型,舵的變化規(guī)律應(yīng)與翼的變化規(guī)律一致,由圖17可知,舵1與舵2、舵3與舵4的升力系數(shù)的值是一樣的。對(duì)于AM模型而言,舵位于翼的后方,因此不僅會(huì)受彈身的影響,也會(huì)受到翼的影響,因此洗流對(duì)舵的影響比較復(fù)雜。

圖17(a)給出了SM模型與AM模型舵1和舵2升力系數(shù)隨攻角的變化規(guī)律,圖17(b)給出了SM模型與AM模型舵3和舵4升力系數(shù)隨攻角的變化規(guī)律,由圖可知:由于受到翼身干擾的影響,使得AM模型的舵1與舵2的升力系數(shù)均大于SM模型的;AM模型的舵3的升力系數(shù)卻小于SM模型,而AM模型的舵4的升力系數(shù)卻大于SM模型,這是由于AM模型的舵3與舵4受到的干擾不同,從而造成兩者附近的壓力分布的差異。圖18給出了Ma=0.4,α=10°時(shí)AM模型的舵的壓力云圖(左側(cè)為舵4,右側(cè)為舵3),在舵4下舵面的壓力要高于舵3下舵面的壓力,因此舵4的升力系數(shù)要大于舵3的,這與計(jì)算的結(jié)果也是符合的。

圖17 舵的升力系數(shù)比較Fig.17 Comparison of lift coefficient of canards

圖18 Ma=0.4,α=10°時(shí)AM模型的舵的壓力云圖Fig.18 Pressure contour of canard of AM model when Ma=0.4 and α=10°

3.4 阻力系數(shù)分析比較

圖19給出了SM模型和AM模型的正視圖,SM模型是常規(guī)的×字布局,而AM模型采用折疊翼和折疊舵,由于舵翼并不是沿著彈身軸線進(jìn)行折疊,而是從與彈身相切的位置,因此在保證彈長(zhǎng),彈徑、暴露展長(zhǎng)等幾何特征相同的情況下,AM模型的迎風(fēng)面積要略大于SM模型,而阻力系數(shù)的大小隨著迎風(fēng)面積的增大而增大,因此AM模型的阻力系數(shù)要略大于SM模型,這與阻力系數(shù)的計(jì)算結(jié)果也是相符的。

圖19 SM模型與AM模型正視圖Fig.19 Front view of SM model and AM model

4 結(jié)論

本文通過(guò)數(shù)值模擬方法,對(duì)巡飛彈非對(duì)稱×形折疊翼氣動(dòng)特性進(jìn)行仿真分析,將計(jì)算結(jié)果與×形翼氣動(dòng)布局進(jìn)行比較,比較了二者的氣動(dòng)差異,得到以下結(jié)論:

①在亞音速下,SM模型的側(cè)向力系數(shù)與滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為零,而AM模型的側(cè)向力系數(shù)與滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)不為零。

②在亞音速下,AM模型的側(cè)向力系數(shù)隨著攻角的增大呈現(xiàn)先增大后減小再增大的趨勢(shì);隨著馬赫數(shù)的增大而增大。

③在亞音速下,AM模型的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)在0到6°攻角內(nèi),滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為正,且值是逐漸減小的,在8到10°攻角內(nèi),滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為負(fù),且值(絕對(duì)值)逐漸增大。

④與SM模型相比,AM模型的阻力系數(shù)略大于SM模型,升力系數(shù)略小于SM模型。