摘要
现代战争对于制导弹箭的作战能力要求越来越高，弹箭需要在实现长航程飞行的同时，实现高效率的气动力和飞行控制，从而顺利完成飞行和精确打击任务。变体式弹箭在气动力环境自适应调节和飞行控制方面有独特的优势，因此，本文主要围绕变体式弹箭的气动特性和弹道特性开展研究，为变体式弹箭的气动设计、弹道规划和变体策略提供经验和依据。 第一，以偏转头式弹箭为研究对象，采用数值模拟方法分析了弹箭的气动特性和弹道特性。首先，利用计算流体力学仿真软件计算了偏转头式弹箭在不同工况下，多个头部偏角的外部流场情况，分析了偏转头式弹箭的气动力系数随头部偏角、马赫数和攻角变化的规律，仿真结果表明，偏转头弹箭在零攻角下超声速飞行的工况下，改变偏转头弹箭头部偏角可以改变弹箭气动特性。基于弹箭的气动力数据，建立了弹箭的外弹道方程，根据弹道方程研究了不同工况下的偏转头弹箭的外弹道特性，结果表明，弹箭在高空飞行中可以通过调整头部偏角实现弹道修正效果，因此，偏转头控制可以作为末段弹道修正的执行方式。 第二，以变掠翼式弹箭为研究对象，对不同掠角的弹箭在多个工况下的气动流场和气动力特性进行数值模拟与分析；利用流固耦合方法研究了飞行条件下机翼的变形与应力情况，结果表明超声速工况时变掠翼弹箭机翼的最大应力位于翼根前缘，最大变形位于翼尖前缘；根据气动力数据研究了变掠翼式弹箭的弹道特性，探索了掠角变化对弹箭飞行射程的影响。研究结果表明变掠翼式控制可以有效改善弹箭气动力性能，从而提高其射程。 第三，对偏转头式和变掠翼式弹箭分别开展了气动力参数响应面的构建，在此基础上以升阻比为约束条件，以遗传算法为优化算法，对弹箭的气动力系数及其对应的变体策略进行了全局寻优。结果表明，偏转头式弹箭在超声速工况下头部偏转角为零的升阻比高；而变掠翼式弹箭可以通过改变掠翼掠角在亚声速和超声速飞行时均获得良好的气动特性，具体表现为在亚声速阶段，掠翼完全展开升力系数比弹翼完全收缩时高 76%，在超声速段，结合工况逐渐提高掠角，掠翼完全收缩的阻力系数比弹翼完全展开时低53%。
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