空空导弹气动外形演变历程及启示

李斌 刘仙名

关键词：      空空导弹; 气动外形; 关键技术

中图分类号：       TJ760; V211+.3  文献标识码：     A  文章编号：      1673-5048（2019）02-0001-14

0 引  言

气动外形设计是指根据总体设计要求合理地安排各部件的相对位置， 确定各部件的几何参数， 给出气动数据并分析评估气动特性的过程。

空空导弹与其他战术导弹的气动设计相比， 既存在相同点， 也有独特之处。

相同点在于， 空空导弹气动设计工作也是在总体约束下完成。 气动外形参数与总体性能参数相互交联最多， 影响最大[1] ，  因此气动设计不仅涉及空气动力学问题， 更是系统设计问题， 空空导弹气动外形不能单纯由空气动力学的因素来确定， 还要求气动工程师具有动力学、 热力学、 结构强度、 发动机和控制等方面的基础知识， 甚至考虑材料和工艺等特殊要求，  以使设计的导弹气动特性在满足整个系统要求的前提下， 气动性能最优化。 气动设计的好坏直接影响导弹的总体性能， 甚至决定了总体设计的成败。 有专家认为：不充分利用气动技术设计出来的导弹在一定程度上都是“笨蛋”[2]。

不同点在于， 空空导弹具有独特的工作条件， 即同时具备由载机携带并发射和攻击空中快速高机动目标这两个显著的特征。 这给空空导弹的气动布局和气动外形设计提出了特殊的要求， 增加了空空导弹气动设计的难度， 但这也推动和促进了空空导弹气动设计技术的快速发展。 空空导弹的特殊工作条件使其气动设计具有自己的特点：

一是“宽”， 指空空导弹的气动设计要使其在宽高度带（高度从海平面到接近30 km）、 宽速度域（从亚音速高超声速）和宽攻角范围（最大可达60°）内， 具有良好的空气动力特性， 满足总体性能指标;

二是“高”， 指空空导弹的气动设计追求更高的机动能力和敏捷性， 以满足攻击大机动目标和/或大离轴发射甚至越肩发射的需求;

三是“快”， 指空空导弹的气动设计追求更大的平均速度和更小的响应时间， 以满足攻击快速飞行目标和对过载指令快速响应的要求;

四是“小”， 包含要求空空导弹的弹道系数[3]小和几何尺寸外包络小。 前者是为了满足空空导弹追求更远射程的要求， 后者是为了满足载机挂载和内埋的要求。

1 导弹空气动力学发展简介

正如钱学森提出的[4]“空气动力学是航空航天

事业不可缺少的一项重要工作”， 空气动力学也是新型空空导弹研制发展的重要基础。

第二次世界大战前后， 由于航空和航天技术的兴起， 可压缩空气动力学理论得到迅速发展。 在这个阶段， 建立了亚/跨/超声速无粘流动和可压缩边界层的系统理论， 研究了导弹在不同马赫数范围内的气动特性， 尤其是跨声速面积律的发现和后掠翼新概念的提出， 帮助飞行器突破了“音障”， 实现了跨声速和超声速飞行， 开始了超声速空气动力学发展的新时期。 至20世纪50年代末， 已经初步建成了以细长体理论和干扰因子概念为基础的导弹空气动力学体系， 主要研究线性气动特性， 而对非线性气动特性仅做了初步研究。 在此气动技术背景下， 各国发展了第一代空空导弹， 气动设计的主要特点是“翼展大、 攻角小、 线性化”。

20世纪60年代是导弹空气动力学发展比较缓慢的时期， 但值得一提的是， 计算机技术的飞速发展改变了理论空气动力学的面貌， 计算流体力学作为空气动力学的一个独立分支得到了迅速发展， 使导弹气动设计手段产生了重大变革。

从20世纪70年代开始， 导弹空气动力学进入了快速发展的新时期。 高机动性要求和展弦比的限制， 迫使空空导弹提高最大可用攻角， 而大攻角状态混合流型和非线性涡升力的发现和利用， 为提升导弹机动性指出了方向。 因此， 气动设计范围从小攻角转到大攻角， 导弹空气动力学研究重点从线性气动力问题转到非线性气动力问题， 从研究较简单的小攻角流动现象转到研究大攻角复杂流动现象， 此外， 非定常流动概念也进入了导弹空气动力学视野。 气动设计的主要特点是“非线性、 非对称、 大攻角”。

从20世纪80年代开始， 对空空导弹气动布局的研究非常活跃， 具有良好气动性能的气动布局形式渐渐工程化。 主要表现有：大攻角飞行促进了极小展弦比翼面的出现， 用以提高非线性升力和扩大使用攻角; 大离轴发射能力促进了直接力与气动力复合设计; 超远射程促进了冲压发动机与弹身一体化布局设计; 局部优化设计技术的应用， 如格栅舵和五缘舵降低最大铰链力矩、 前体小翼布局降低中等攻角侧向力等。 气动设计的主要特点是“超大攻角、 极小展弦比、 直接力/气动力复合、 一体化设计”。

2 空空导弹气动外形演变历程

空空导弹的雏形起源于第二次世界大战期间的德国， 战争后期的德国先后研制了Hs-298型空空导弹和X-4型空空导弹[5]， 宣告了空空导弹的问世。 此后历经半个世纪的发展， 现在世界各国研制的空空导弹总计上百种。 根据所攻击目标的特性和所采用技术的特点， 空空导弹的发展经历了四代， 文献[1]给出了四代导弹的大致划分及其研制的大致时間， 这些空空导弹的气动布局和气动外形各有特色。

2.1 第一代空空导弹

“响尾蛇”AIM-9B导弹为美国于1948年开始研制的红外型空空导弹， 采用了鸭式气动布局， 舵和翼在同一平面并呈“××”形布置， 弹体头部呈半球形， 见图1（a）。 鸭式气动布局操稳特性易于调整且升阻比较大， 但存在可用攻角小和横滚控制难的问题。 在AIM-9B导弹气动设计中， 俯仰和偏航通道采用气动舵控制， 而在滚转通道引入了陀螺舵， 用来抑制导弹横滚。 导弹飞行过程中， 陀螺舵在来流作用下高速自转， 当导弹绕纵轴滚转时陀螺舵因进动性开始偏转， 偏转方向与导弹滚转方向一致， 并与尾翼面形成一定角度， 产生相反的横滚控制力矩， 迫使导弹横滚角速率稳定在设定范围内， 从而保证了导弹跟踪精度。 需要强调的是， 当陀螺舵舵轴与弹轴不垂直时， 陀螺舵也可在俯仰/偏航方向上产生阻尼力矩。 陀螺舵是气动设计上一项天才的创新工作， 用一种很简单的机械装置达到了与复杂的控制系统相同的作用效果， 陀螺舵的详细控制原理见文献[6]。

“猎鹰”AIM-4导弹为美国于20世纪50年代初开始研制的雷达型空空导弹， 是世界上服役最早的空空导弹[5]。 AIM-4A导弹采用无尾式气动布局， 弹体头部为半球形， 在头部后的弹体上布置四片反安定面， 弹体尾部矩形舵面与弹翼呈“++”形布置， 小展弦比翼面使全弹获得了较好的升阻比， 提高了机动能力， 但也带来了舵面受翼

>70年代开始， 导弹空气动力学进入了快速发展的新时期。 高机动性要求和展弦比的限制， 迫使空空导弹提高最大可用攻角， 而大攻角状态混合流型和非线性涡升力的发现和利用， 为提升导弹机动性指出了方向。 因此， 气动设计范围从小攻角转到大攻角， 导弹空气动力学研究重点从线性气动力问题转到非线性气动力问题， 从研究较简单的小攻角流动现象转到研究大攻角复杂流动现象， 此外， 非定常流动概念也进入了导弹空气动力学视野。 气动设计的主要特点是“非线性、 非对称、 大攻角”。

从20世纪80年代开始， 对空空导弹气动布局的研究非常活跃， 具有良好气动性能的气动布局形式渐渐工程化。 主要表现有：大攻角飞行促进了极小展弦比翼面的出现， 用以提高非线性升力和扩大使用攻角; 大离轴发射能力促进了直接力与气动力复合设计; 超远射程促进了冲压发动机与弹身一体化布局设计; 局部优化设计技术的应用， 如格栅舵和五缘舵降低最大铰链力矩、 前体小翼布局降低中等攻角侧向力等。 气动设计的主要特点是“超大攻角、 极小展弦比、 直接力/气动力复合、 一体化设计”。

2 空空导弹气动外形演变历程

空空导弹的雏形起源于第二次世界大战期间的德国， 战争后期的德国先后研制了Hs-298型空空导弹和X-4型空空导弹[5]， 宣告了空空导弹的问世。 此后历经半个世纪的发展， 现在世界各国研制的空空导弹总计上百种。 根据所攻击目标的特性和所采用技术的特点， 空空导弹的发展经历了四代， 文献[1]给出了四代导弹的大致划分及其研制的大致时间， 这些空空导弹的气动布局和气动外形各有特色。

2.1 第一代空空导弹

面下洗气流影响较大的问题， 同时， 由于弹翼比较

靠后导致静稳定度过大， 所以在导弹头部布置反安定面以提高操纵效率。 AIM-4A导弹是第一个采用无尾式气动布局和前体反安定面的空空导弹， 见图1（b）。

2.2 第二代空空导弹

典型第二代红外型空空导弹有法国“魔术”R· 550、 苏联“蚜虫”AA-8、 美国“响尾蛇”AIM-9D和中国PL-5乙导弹。 R·550导弹为法国于1967年开始研制的红外型空空导弹， 采用了“++”形双鸭式气动布局， 且翼面面积很大， 提高了导弹的机动性， 见图2（a）。 鸭式气动布局虽然减少了导弹的响应时间， 但也带来了横滚控制能力弱甚至反效问题。 为避免舵面偏转在翼面引起的干扰力矩， 采用了自由旋转尾翼， 也就是将弹翼固定在一个能绕弹轴自由旋转的套筒上。 R·550导弹在舵面前布置了一组固定小翼， 可以在提高全弹升力的同时， 利用其产生的下洗气流降低舵面当地攻角， 提高了全弹的可用攻角范围， 即增加了导弹过载能力[7]。 此外由于固定小翼具有特殊的形状， 还可以降低全弹的偏航力矩。 俄罗斯“射手”AA-11、 以色列“怪蛇”Python-4和中国PL-7空空导弹也采用了双鸭式气动布局。

典型第二代雷达型空空导弹有美国“麻雀”AIM-7E、 俄罗斯“灰”AA-5和中国PL-4导弹。 AIM-7E导弹为美国于1962年在AIM-7D导弹基础上进行改进的型號。 其采用了旋翼式气动布局， 头部呈尖卵形， 四片全动式三角形旋转弹翼布置在弹体中部， 弹翼与尾翼呈“++”配置， 见图2（b）。  在四片旋转弹翼中， 有两片相对弹翼可进行

差动偏转， 用于导弹横滚通道的控制。 在AIM-7E气动设计中， 弹翼既是导弹主要升力面也是控制舵面， 弹翼偏转即可产生所需的机动法向力， 因此具有较好的快速性， 但尾翼受旋转翼面影响大， 气动力系数线性度差。

2.3 第三代空空导弹

由于导弹性能和使用方便程度的限制， 第二代空空导弹在实战中表现不佳。 在越南战争中， 红外与雷达型空空导弹命中率分别约为20%和10%[8]， 鉴于此， 美国开始了第三代红外型空空导弹的研制， 使其具有了一定的离轴发射能力和对目标的全向攻击能力。 典型红外型号有美国“响尾蛇”AIM-9L、 以色列“怪蛇”Python-3、 南非“短刀”V3和中国PL-9导弹。 AIM-9L导弹为美国于1971年开始研制的红外型空空导弹， 该弹采用鸭式气动布局， 是在AIM-9B导弹的基础上对气动外形进行改进， 主要是采用较大翼展的双三角鸭式舵代替原三角形舵面， 见图3（a）。 双三角舵面利用前缘脱体涡增大了舵面法向力， 同时延迟涡破裂提高了可用攻角， 从而使全弹获得了更大的机动能力。

为对具有电子干扰能力的超声速机动目标进行攻击[8]， 20世纪60年代各国开始研制第三代雷达型空空导弹。 典型型号有苏联的“白杨树”AA-10， 意大利“阿斯派德”Aspide、 美国“不死鸟”AIM-54A和法国Super 530导弹。 AA-10导弹为苏联研制的中距拦截弹， 由于采用模块化设计， 可交替使用红外和雷达型导引头。 AA-10导弹采用带反安定面的鸭式气动布局， 弹体呈圆柱形， 头部母线外形为抛物线， 弹体尾部采用锥形收缩。 该弹从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空空导弹采用了独特的“蝶形舵面”（见图3（b））， 因其外形像蝴蝶的翅膀而得名。 蝶形舵具有前掠优点的同时又提供了较大的展弦比， 在横滚控制上具有非常明显的优势， 尤其是在跨声速段抑制了鸭式布局固有的滚转控制反效。 在主动段以及动压较高的被动段， 蝶形舵控制能力非常好， 因此赋予AA-10导弹较高的机动性， 但在动压较低的被动段， 蝶形舵控制效果明显下降， 导致过载下降。 在舵面面积一定时， 与采用切尖三角形和双三角形相比， 采用蝶形舵面可以大幅降低鸭式导弹的诱导滚转力矩[9]。

从气动外形设计创新角度看， 南非V3和日本的AAM-3红外型空空导弹是典型代表，见图3（c）～（d）。 V3导弹采用非对称双鸭式气动布局， 第一组翼面为两片固定反安定面， 第二组为四片气动舵面。 在水平面内布置双鸭式气动舵面， 用于导弹俯仰通道控制， 而在垂直平面内， 仅有一对三角形舵面用于导弹横滚通道控制， 导弹尾翼采用类似R·550的自由旋转尾翼。 日本的AAM-3空空导弹鸭式全动舵面采用了独一无二的外形设计， 舵面前缘设计成尖犬齿形， 有利于减小舵面尾流对翼面的气动干扰。 这种气动布局和外形的优势有待于进一步研究。

2.4 第四代空空导弹

随着目标性能不断提高和空战技术改进， 缺乏复杂背景作战能力的第三代空空导弹已不适应现代空战的需要， 于是性能更加先进的第四代空空导弹出现了。 典型第四代红外型空空导弹有俄罗斯“射手”AA-11、 以色列“怪蛇”Python-4、 美国AIM-9X、 德国IRIS-T、 英国ASRAAM和法国MICA导弹。 AA-11导弹是俄罗斯于20世纪70年代初研制的红外型空空导弹， 严格意义上讲并不是真正的第四代弹， 但它在空空导弹发展史上具有极其独特的地位。 AA-11导弹是世界上第一个采用直接力和气动力复合气动设计的空空导弹， 其采用的多项技术已作为四代弹的衡量标准。 AA-11导弹采用了复杂的鸭式气动布局， 共有20片气动面， 见图4（a）。 在半球形整流罩后布置四片活动的风标可用于测量导弹飞行时的攻角。 风标后为四片矩形反安定面， 用于提高鸭式舵面可用攻角和导弹操纵性， 从而增大导弹机动能力。 反安定面后为四片切尖三角形舵面， 控制导弹的俯仰与偏航， 而在弹体尾部装有四片直角梯形弹翼， 每片弹翼后缘装有副翼控制导弹的横滚， 保证导弹的横滚稳定性， 避免高速滚转引起的控制通道耦合， 影响导弹命中精度。 此外， 为提高机动能力和实现大离轴发射， AA-11导弹还采用了推力矢量控制， 考虑到尾部的结构布局和发动机推力损失因素， 在发动机尾喷管处设置了四片活动的挡流片用于改变推力方向， 通过扰流板来改变发动机推力的方向， 可以迅速改变导弹姿态， 大幅提高响应速度， 有效解决弹道初始段的大转弯速率问题（约40 （°）/s）， 提高导弹的格斗能力。 扰流板不工作时不会损失发动机推力， 但增加了导弹被动段的废质量， 且在工作时降低了主动段发动机推力（挡流片每偏1°轴向推力损失约1%）。

基于提高导弹格斗能力的目的， 美国AIM-9X、 德国IRIS-T、 法国MICA和英国ASRAAM空空导弹都采用了推力矢量装置实现越肩发射。 AIM-9X导弹是美国研制的第四代近距格斗空对空导弹， 是“响尾蛇”家族中的最新成员。 与前期“响尾蛇”导弹不同的是， AIM-9X导弹采用正常式气动布局， 三角形翼面和舵面呈“××”配置， 且翼面和舵面尺寸均有所减小， 以满足第四代战斗机F-22的内埋挂装要求。 AIM-9X导弹后端安装了推力矢量控制装置（见图4（b））， 采用气动力与推力矢量复合控制的方式可显著提高导弹的机动能力， AIM-9X导弹的瞬时转弯角速率可达100 （°）/s。 图4（c）～（d）所示的IRIS-T和MICA导弹都采用了小展弦比翼面的正常式布局， 并都在弹体尾部装有推力矢量装置， 但是这两种导弹在头部布置有四片窄条小翼， 并且与主翼和舵面呈“+××”配置， 可降低大攻角时的导弹侧向力[10]。 ASRAAM是英国设计的红外型空空导弹， 见图4（e）。 该弹采用了独特的无翼式气动布局， 尾部布置了四片切尖三角形舵面， 大攻角机动时主要靠弹体产生升力。 无翼式气动布局减小了全弹阻力和诱导滚转力矩， 有利于导弹在大动压飞行的射程和大攻角稳定性控制， 但却给小动压飞行的射程、 制导时间常数、 法向过载和气动弹性方面带来了不利影响。 需要说明的是， 采用直接力等非常规控制方法可抑制这些不利影响[11]。

以色列研制的Python-4/5空空导弹气动设计思路独树一帜， 见图4（f）。气动工程师认为采用推矢装置虽然有助于提高导弹的机动能力， 但却造成了较大的推力损失， 而且其发动机工作时间很短， 这样大的推力损失会降低导弹飞行末端的机动能力和射程。 因此， Python-4/5导弹采用了双鸭式气动布局， 并在弹体上布置了多达五组（十八片）气动面， 使其具有优良的气动特性和超强的机动能力。 在半球形头部后装有四片固定三角形翼面作为反安定面， 以提高鸭式舵的控制效率， 在反安定面后是四片直角三角形舵面， 用于进行俯仰和偏航通道控制。 在舵面后是两片细长矩形舵面， 用于导弹横滚通道控制， 这是Python-4/5导弹拥有超强机动能力的关键气动设计技术。 在弹体尾部是四片小展弦比窄条翼面和四片尾翼。 窄条翼既可以作为升力面提供升力， 也可增大弹体刚度， 四片尾翼是自由旋转尾翼， 尾翼前缘后掠角较大， 可降低导弹零阻。

AIM-120是美国于1975年开始研制的雷达型空空导弹， 现已有AIM-120A/B/C/D多种改型。 AIM-120导弹采用正常式气动布局， 头部为尖拱形， 弹体中部有四片三角形翼面， 用于低速飞行时提供升力以及调整全弹压心变化范围， 尾部有四片类似梯形气动舵面， 弹翼和舵面呈“××”形配置。 AIM-120C/D导弹对翼面进行切削以适应四代机内埋挂装要求。

AA-12导弹为乌克兰和俄罗斯于1982年开始共同研制的雷达型空空导弹。 AA-12导弹采用正常式气动布局， 抛物线形头部和圆柱形弹身， 四片极小展弦比矩形翼面布置在弹体后部， 在翼面面积一定时， 采用极小展弦比翼面可降低翼面载荷， 减轻翼面结構重量。 AA-12导弹在气动外形上最突出的特征是采用四片格栅舵， 取代传统的平板式气动舵面， 见图5（b）。 格栅舵是一种新型的升力面， 其中的格栅剖面可以优化设计， 使其在高达40°～50°攻角时绕流仍不分离， 具有良好的舵面控制效率和大攻角气动特性。 在超声速条件下即使格栅布置的较密也可做到互不干扰， 因此可在小体积下得到较大的升力面积。 格栅舵的弦长很短， 可减小舵面气动铰链力矩， 从而降低舵机电源功率和体积。 当然采用格栅舵的缺点也显而 易见， 即增大了导弹的零阻和雷达反射面积。 AA- 12空空导弹格栅舵采用了可折叠设计， 这种设计只是为了便于存储和运输， 而不是为了易于挂机或内埋。

Meteor导弹为欧洲多国联合研制的雷达型空空导弹， 其最突出的特点是采用了可变流量固体火箭冲压发动机。 Meteor导弹采用无翼正常式气动布局， 双下侧二元进气道入口在弹体中部， 与弹体一起为导弹提供主要升力， 在导弹尾部布置四片气动舵， 见图5（c）。 与飞机不同， Meteor导弹的进气道唇口是固定不可调节的， 且将压缩面倾斜以利用双下侧二元进气道产生的激波来改善导弹的超声速升力特性。 在巡航段， Meteor导弹采用BTT控制技术， 利于发动机稳定工作， 而在飞行末端机动时采用STT控制技术， 因为此时， 无论发动机工作与否， 导弹都具有足够的动能完成机动。 Meteor导弹采用双下侧二元进气道的主要原因可能是体积限制， 该种布置形式既可充分利用空间， 又可使舵机布置在进气道的延伸整流罩内。

2.5 未来空空导弹

在空空导弹发展历程中， 美国无疑是最成功的， 现役的AIM-120C与AIM-9X-2分别代表了雷达与红外空空导弹的最高性能。 为了继续保持空中优势， 20世纪90年代以来， 美国一方面持续改进AIM-120和AIM-9系列空空导弹， 另一方面对下一代空空导弹进行积极的技术探索。 美国下一代导弹严格按照联合能力集成与开发系统（JCIDS）开发， 在形成初始能力文档草案后， 波音、 雷神、 洛克希德·马丁和诺斯罗普·格鲁曼等主要导弹研制厂商都分别提出了各自的导弹方案[13]， 見图6。 这些方案展示的干净气动设计思路值得借鉴。

波音公司展示了一款双任务导弹模型[14]， 该弹采用传统固体火箭发动机推进， 为无翼式气动布局; 雷神公司展示了一款配有变流量涵道式火箭冲压发动机的双任务导弹实物模型[15]， 用以替代AIM-120中距空空导弹和AGM-88高速反辐射导弹; 洛克希德·马丁公司展出了美国空军下一代导弹（NGM）的概念模型[16]， 该导弹看起来像一个标准的“先进中距空空导弹”， 只是弹体中部的四个翼面具有很大的后缘前掠角; 美国国防高级研究计划局（DARPA）发起“三类目标终结者（T3）”计划， 目标是研发一种能够摧毁高性能飞机、 巡航导弹和防空目标的高速远程导弹[17]， 该弹采用了冲压发动机， 气动外形示意图见图6（d）; 美国诺斯罗普·格鲁曼公司展出了一款采用额下进气冲压发动机推动导弹模型， 见图6（e）。

2013年洛克希德·马丁公司展出了“CUDA”空空导弹的模型。 该导弹是一种采用“碰撞杀伤（hit-to-kill）”的正常式气动布局中距空空导弹， 没有配备传统的近炸引信爆炸战斗部， 而是靠直接撞击来摧毁目标[18]。 洛克希德·马丁公司只公布了“CUDA”导弹的弹长为1 778 mm， 并未公布导弹的其他外形尺寸。 在对“CUDA”导弹的模型图片测量， 可得到其外形参数： 弹径127 mm， 导弹长细比14; 尖拱型头部形状， 头部长径比约2.4; 舵面形状为直角梯形舵， 翼面形状为切削三角翼， 舵翼展255 mm。 最大横向挂机包络不大于180 mm×180 mm， 可大幅提高四代机内埋弹舱挂弹数量， 大幅提升四代机作战效能。 “CUDA”导弹最大特点是采用了类似“PAC-3”导弹的侧向喷流直接力进行姿态控制， 见图7。 与喷口位于质心附近的轨控方式不同， “CUDA”导弹的姿控由布置在弹体前部多个独立工作的小固体火箭发动机实现。 这种控制方式对总体、 气动和控制提出了非常高的要求。 总体性能和控制方面要重点考虑何时用、 怎么用、 用哪些喷口问题， 也就是说， 在导弹建立、 维持和退出攻角时要怎么使用姿控发动机， 而气动设计则要关注多喷复杂干扰流场的准确预测， 以及弹体滚转带来的喷流控制效率问题。 显然， 弹体不滚转则不能有效利用众多姿控发动机， 弹体滚转快（如滚转周期与喷流工作时间一致）则喷流工作效率近似为零， 即喷流工作效率与喷流工作时间、 弹体滚转角速率密切相关  。

以色列研制空空导弹的卓越性能已经过了实战考验， 并取得了良好的作战效果。 其在空空导弹气动设计方面的独特、 创新的思路非常值得借鉴与学习。

Python-6导弹是以色列拉斐尔武器局基于Stunner[19]拦截弹研发的具有直接碰撞杀伤能力的新一代空空导弹， 其可能取消了尾部助推器。 Python-6导弹并未沿用Python-4/5导弹成熟的气动布局设计， 但秉承了以色列空空导弹一贯的多气动面设计风格， 气动布局非常新颖。 在弹体头部为四片弹翼， 后部为两组近距弹翼， 其中最后一组为四片气动控制舵面。 此外， 该弹最显著的气动特征是采用了非对称的 “海豚鼻” 头部， 见图8。 这种设计可能是为了合理布置双模导引头， 在弹头最前方为红外导引头， 其后为雷达导引头， 此外采用 “海豚鼻” 头部有利于提高导弹机动能力。

2.6 小结

通过上述介绍， 可将空空导弹气动外形变化归结为三个阶段， 第一个阶段是“一顶帽子+一根棍子+几块板子”排排坐的设计， 如前三代空空导弹; 第二阶段是“干净气动外形+部件优化+直接力/气动力复合”的设计， 如第四代空空导弹; 第三阶段是“冲压发动机+BTT或创新气动外形”的设计， 如美国和以色列的下一代空空导弹。

结合四代空空导弹的发展以及各国展示的下一代空空导弹， 可以看出， 由于攻击目标性能的提高和作战方式的改变， 各代空空导弹气动设计特征也出现非常显著的变化， 主要是：

a. 空空导弹可用过载不断提高， 在气动外形设计中体现为可用攻角不断增大和直接力/气动力复合气动设计的应用;

b. 空空导弹平均速度和射程不断提高， 在气动外形设计中体现为冲压发动机与弹体一体化设计;

c. 主翼式气动布局已经退出空空导弹气动设计的历史舞台， 鸭式气动布局的滚转控制效率需要进一步妥善解决， 正常式布局已成为现代空空导弹气动设计的首要选择;

d. 创新的气动外形设计概念和应用， 如格栅舵和五缘舵、 交错小翼和“海豚鼻”头部、 融合体和放宽静稳定度、 小倾斜力矩和可变外形、 高速翼身干扰和涡运动[20]等。

上述变化可以认为是导弹气动设计对大机动能力、 高平均速度和远发射距离需求的相应技术反馈。 空空导弹静稳定度和最大可用攻角是气动设计中非常重要的设计参数。 前者是气动设计与导弹各分系统交联设计的关键参数， 例如火箭弹气动设计需考虑避免纵向通道运动频率与横滚通道运动频率接近导致的“转速闭锁”等现象; 自动驾驶仪设计需考虑导弹刚体固有频率对自动驾驶仪频带的影响， 以及自动驾驶仪对静不稳定度的有效控制边界[21]等。 后者不仅决定了导弹气动布局的选取， 舵/翼面气动外形的确定， 还影响了控制方式的确定、 结构强度的设计等。 图9给出了18种典型空空导弹最大可用攻角随年代的变化曲 线[22]。  该图表明，  空空导弹的最大可用攻角有持

续变大的趋势， 甚至第四代空空导弹最大可用攻角处于超大攻角范围， 使其气动特性相比前几代导弹有了根本性的变化。 但要特别强调的是， 正如在第1节提到的“高机动性要求和展弦比的限制， 迫使空空导弹提高最大可用攻角”， 大攻角又带来非定常、 非线性、 非对称等一系列难题， 因此， 从总体性能、 气动设计、 结构强度和飞行控制等方面考虑， 在符合导弹外包络限制条件下， 导弹达到需用过载时对应的攻角越小越好。

图9 最大可用攻角

Fig.9 The maximum operational angle of attack

3 空空导弹气动设计将遇到的挑战

空空导弹的更新换代是一个典型的“需求牵引、 技术推动”的过程[23]。 从需求牵引的角度来看， 空空导弹的作战环境决定了其特殊性， 既受到四代机内埋或其他载机需求的牵引和制约， 也受到作战目标、 作战环境和作战方式的牵引， 还要受抗干扰需求的牵引。

作战目标的改变需要性能更好的空空导弹， 第四代战斗机、 超声速巡航导弹和无人机将出现在未来战场上。 第四代战斗机的典型特征是隐身、 超声速巡航和高机动性， 无人机的机动过载更是可高达15～20， 并且同样具备隐身能力， 而超声速巡航导弹的马赫速度通常在3以上（例如美国ASALM巡航马赫速度为3.5～4.5）， 高速、 隐身和高机动性对空空导弹机动能力等提出了新的更高的要求。

作战环境的改变需要性能更好的空空导弹， 这点主要体现在载机性能的提高和信息技术的发展。 未来空战将是以预警机为中心， 以载机为作战平台， 通过信息网络形成一个完整的作战体系， 在各种干扰下完成战斗的模式。 这就要求空空导弹具有适应载机各种复杂发射条件， 能够综合利用各种信息， 可以全向攻击， 甚至超遠距离攻击敌方预警机的能力。 这对空空导弹敏捷性和一体化设计能力等提出了更高的要求。

作战方式的改变需要性能更好的空空导弹， 现代空战的一个重要的特征是高强度的攻防对抗， 传统的空战“三先”原则（先敌发现、 先敌发射和先敌命中）作为空战制胜的评定原则和武器系统的设计目标存在片面性， 为此， 樊会涛[24]提出“先敌脱离”作为空战制胜的“第四先”原则。 提高导弹的最大发射距离和导弹平均速度是空空导弹实现“先敌脱离”能力的关键技术途径。 这对空空导弹气动阻力特性等提出了更高的要求。

从总体上看， 适应对不断出现的各种更高性能空战目标的有效打击、 持续增强复杂战场环境的作战能力、 不断提高载机的作战使用灵活性， 这三个方面共同构成了对空空导弹不断跨代发展的需求[25]。

在分析未来空战对空空导弹的作战需求时， 结合国外四代后空空导弹的相关研究状况后， 未来空空导弹应具备以下典型战术特征[26]：有效打击高性能空中目标、 多任务和双射程、 具有优良的抗干扰能力、 具有全方位立体攻击能力、 具有网络化制导能力以及高密度内埋挂装。

未来空战特点的变化对下一代空空导弹气动设计提出了一系列创新发展的需求， 亟需更有威力的设计手段。 概括地说就是要提出创新的气动布局与外形、 创新的推进与控制和创新的多学科一体化概念等手段， 用以进一步揭示全高度、 宽速域和大攻角飞行范围内新的空气动力学流动机理， 满足高性能空空导弹气动设计发展需求。

本文根据未来空空导弹应具备的典型技术特征[26]， 再结合工程实际需求， 提出了在空空导弹气动布局设计、 气动外形设计、 气动热设计和气动特性预测等方面遇到的挑战， 这些挑战同样可视为空空导弹气动设计技术进一步发展的可能性和新的技术生长点。

需要说明的是， 受综合技术实力的影响， 这些挑战对于不同国家而言其难易程度也是不同的。

气动设计面临的挑战主要但不局限于以下几个方面。

3.1 大机动能力需求的挑战

具备对未来作战目标的打击能力是对未来空空导弹的核心要求，  因此要求空空导弹具有全过程大机动性， 即大机动飞行能力和大离轴发射能力。

提高导弹机动性有很多种方法， 如增大弹翼面积、 采用侧向直接力、 放宽静稳定度设计[27]和增大导弹可用攻角等。 受发动机、 热防护、 内埋体积和技术储备等各种因素的限制， 增大导弹可用攻角是当前最简单有效的方法， 因此， 准确预测空空导弹大攻角空气动力特性是非常重要的。

空空导弹在大攻角飞行时的气动特性非常复杂。 例如在亚/跨音速大攻角状态， 导弹主要的空气动力特征有：导弹气动力/力矩非线性加剧、 舵面可能出现失速现象; 在中小攻角下要求的稳定性和操纵性遭到严重破坏; 超大攻角下流动对雷诺数、 流场微小扰动、 模型表面粗糙度、 边界层转捩位置等十分敏感， 气动数据具有非常大的不确定性; 此外， 纵、 横向气动力出现强烈耦合， 且呈现非定常变化， 气动力迟滞严重; 大攻角流动机理的研究还不够成熟[28-29]等， 因此， 大攻角气动设计难度非常大， 对导弹气动计算和试验都提出了很大的挑战。 现阶段无论是采用风洞试验还是CFD仿真方法， 准确预测导弹大攻角气动特性仍存在较大的困难， 尤其是后者对复杂外形导弹的大攻角气动特性的预测是一大难题。 我国科研工作者在大攻角流动机理分析[30]、 流动控制[31]、 CFD方法[32]和风洞试验方法[33]等方面开展了研究， 但对此项工作的认识还远远不足， 很难提出大攻角设计的一般性准则。

NASA在20世纪80年代采用风洞试验、 CFD仿真和飞行试验等手段开展了以提高飞机机动性为目的的大攻角研究计划， 主要是通过研究不同几何外形的流动机理、 特性和流动控制等方法对预测大攻角流动特性的影响[34]。 NASA的大攻角研究计划的前瞻性、 系统性和工程性至今仍值得学习和思考。

3.2 先进气动布局和创新设计概念的挑战

先进气动布局研究不仅要给出满足导弹总体性能的气动外形， 更重要的目的在于根据过往型号设计过程中遇到的和现有型号设计可能遇到的问题， 结合导弹空气动力学研究的最新成果， 从气动性能优化的角度出发， 提出一些能够解决各种矛盾的气动布局或局部外形创新设计， 并通过理论分析、 CFD仿真和风洞试验开展验证， 为总体提供满足高机动、 远射程和良好操稳特性的备选气动外形方案。

为实现高机动性， 从空气动力学的角度讲， 提高导弹可用攻角以充分发挥导弹非線性气动力的优势是简单易行的思路。 相应地， 空空导弹也从小展弦比翼面向极小展弦比翼面气动布局发展， 控制系统也由线性设计向非线性设计发展。

例如， 为实现高机动性而提出的后置姿控喷管（见图10）与气动舵复合气动布局面临着一系列要解决的问题： 如在导弹建立大攻角的过程中， 弹体具有较大的瞬时俯仰角速率， 其对侧向喷流干扰流场结构以及直接力作用效果会产生什么样的影响必须做出评估， 以较准确地计算弹体建立攻角时间， 该问题面临着侧向喷流干扰流场预测技术[35]、 冷/热喷流效应换算方法、 非定常流场仿真技术等多方面困难。

此外， 为提高空空导弹的舵面控制效率或降低最大气动铰链力矩， 各国为空空导弹研制了五缘舵（SD-10A）、 格栅舵（AA-11）、 蝶形舵（AA-10）和切削蝶形舵（MICA）等外形舵面， 并取得了良好的预期效果， 因此有必要在气动舵面设计方面开展进一步研究。

图10 后置侧向喷流干扰流场仿真

Fig.10 The numerical investigation of lateral jet interaction

3.3 地面准确预测空中导弹气动特性的挑战

为缩短设计周期和降低设计成本， 需要在地面开展导弹气动特性预测工作。 现阶段空空导弹研制中使用的气动数据几乎全部来源于风洞试验， 严格地讲， 风洞试验数据不能直接应用于设计， 除了风洞试验本身有精准度问题之外， 试验条件与真实飞行条件间也存在差异。 在产品研制过程中， 必须研究风洞实验数据与飞行试验中相应气动数据之间的关系， 这包括使用各种风洞试验数据预示飞行状况时应对风洞试验数据进行哪些修正、 如何修正以及修正后的数据如何使用等。 图11给出了不同零阻修正方法与飞行试验结果的对比。 美国著名的导弹气动力专家Hemsch和Nielsen在其著作中[36]， 介绍了美国“黄铜骑士”Talos防空导弹的弹性变形、 进气和喷流对其气动特性的影响， 有力地说明了研究天地载荷差异的重要性。

图11 风洞试验与飞行试验对比

Fig.11 Comparison of wind tunnel and flight test

例如， 在空空导弹研制过程中， 气动加热[37-39]现象将给气动等分系统设计带来多方面巨大的挑战。 （1）空空导弹热防护设计需要气动热的精确预示。 解决导弹热防护问题的技术途径很多， 但对于弹径不大的空空导弹， 通常选择在弹体外表面涂隔热材料， 辅以在弹体内表面装隔热材料的方式进行热防护。 涂层与隔热材料的选取、 涂层厚度和范围的确定不仅受湿热等环境影响， 更与导弹所受的气动热密切相关， 可以说， 正确预测气动热环境和准确模拟防热结构温度场是热防护设计的基础。 （2）空空导弹气动指标设计需要气动热的精确预示。 在弹体外表面涂有用于热防护设计的涂层， 该涂层在长时间高温作用下可能会出现破损， 见图12。 这种现象显著增大了弹体外表面的粗糙度， 进而增大了全弹的摩擦阻力， 使导弹性能变差。 为了对导弹的弹道进行精确地预示， 需要明确涂层在什么时候以何种方式开始破损， 这样才能对导弹阻力进行修正。 更进一步的困难是， 如何在外部气动加热条件下， 准确地给出弹体内部的元器件环境温度， 提高导弹的热环境设计能力。

图12 飞行试验后的弹体烧蚀表面

Fig.12 The ablation surface after flight test

遗憾的是， 无论是工程方法、 CFD仿真还是风洞试验尚无法对局部复杂流动的气动热环境以及结构热响应进行高精度预示， 离型号“精细化”和“正向”设计要求还有较大的差距。

3.4 动态气动特性预测的挑战

动态气动特性研究是为了满足空空导弹飞行安全的需求， 主要包括四个方面：（1）导弹与载机分离后的飞行轨迹; （2）导弹大机动飞行过程动态气动特性; （3）导弹自身部件（例如折叠舵）引起的非定常流动; （4）导弹因弹性振动引起的非定常气动力。

空空导弹与载机分离后的飞行轨迹预示不仅关系到载机的安全， 还影响着导弹的飞行性能， 其重要性无论怎么强调都不过分， 这部分内容已有很多专门的总结[34， 40]。 但是， 现代战斗机采用内埋弹舱发射是一项新设计， 在包含气动噪声等的空空导弹载荷预示方面遇到了许多崭新的问题， 有必要针对性系统性地开展研究工作。 在空空导弹与载机分离过程中最基本的要求是载机与导弹不能碰撞， 这不仅取决于制导回路接入时间， 更取决于与载机分离时导弹上的气动载荷以及附近的流场状态， 而后者又与载机飞行条件（如外形和速度）和导弹发射条件（如位置和内埋与否）密切相关。 载机在“单环”或“双环”等近距格斗过程发射导弹时， 空空导弹处于非常复杂的干扰流场中， 与处于均匀流场中的气动特性相差很大， 要准确地预测此时空空导弹上的气动载荷以及附近的流场是非常困难的。

在空空导弹大机动过程中， 绕导弹质心的角速度带来导弹气动力的迟滞效应， 即产生了与静态时导弹表面压力分布的差异。 细长导弹与单独三角翼的动态气动特性规律存在显著差异， 三角翼的法向力和俯仰力矩都具有相似的动态特性， 在大攻角状态下产生气动力迟滞效应， 而细长导弹的法向力迟滞效应很小或基本没有， 俯仰力矩迟滞效应则发生在全攻角范围。 准确预测导弹的迟滞动态气动特性是比较困难的。

在折叠舵展开过程中， 驱动力矩不仅要大于锁制力矩以使折叠舵面展开， 还要克服气动力矩与气动阻尼力矩做功之和， 才能保证折叠舵锁制可靠、 展开快速同步的要求。 这就需要对折叠状态的折叠舵气动载荷极值进行预测用于设计驱动力矩， 也需要对折叠舵快速展开（约10 000 （°）/s）过程中的动态气动载荷进行预测用于估算折叠舵展开时间。 驱动力矩值太小会导致折叠舵无法展开， 而太大又会面临折叠舵展开到位后的强度冲击问题。 图13给出了常值驱动力矩、 飞行马赫数1.2、 零攻角状态时折叠舵复杂结构流场压力云图和折叠舵展开过程中的气动阻尼力矩， 显然动态引起的阻尼力矩不可忽略。

空空導弹的长细比一般在20左右， 在其研制过程中必须考虑气动弹性的影响。 气动弹性研究难点之一就是非定常气动力的建模， 非定常气动力的计算准确度和计算效率直接决定了气动弹性设计的水平。 对于空空导弹而言， 采用CFD方法给出的非定常气动力要比工程方法更准确， 但CFD方法较大的计算量严重制约了其在解决工程气动弹性问题中的应用。 虽然许多学者研究了各种方法代替CFD方法， 以期高效地得到高精度的非定常气动力， 但目前工程中仍是以活塞理论等简单理论方法应用为主。 工程研制中需要高效准确的非定常气动力计算方法， 以提高静气弹/伺服气弹设计能力。

图13 折叠舵流场仿真[41]和气动阻尼力矩

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

3.5 多学科一体化设计的挑战

空空导弹设计过程是一个复杂的系统工程[1]， 是现代科学技术最新成果的综合应用和体现， 其发展依赖于许多基础学科和其他学科的发展， 同时， 空空导弹设计技术的发展也推动了众多相关学科与专业的进步。 空空导弹的气动设计工作不仅涉及空气动力学、 飞行力学、 固体力学、 热物理学、 应用数学等学科， 还要综合考虑计算机科学、 雷达、 电子、 舵机、 动力和控制等众多学科， 这对气动分系统与其他分系统的集成和验证提出了非常高的要求。 空空导弹气动设计时要充分权衡气动性能与其他各总体性能指标， 详细评估在各种发射平台、 发射条件下的气动特性， 这些都需要多学科一体化设计。

例如， 为满足快速打击远距离目标的需求， 开展了气动推进一体化设计[42]; 为提高快速响应的能力， 开展了气动控制一体化设计[43]; 为实现隐身的能力， 开展了气动隐身一体化设计[44]， 甚至更复杂的气动/控制/总体性能一体化设计[45]; 为高超声速飞行器设计开展的机身/推进一体化算力体系研究[46]; 为提高大长细比空空导弹动态品质， 开展了气动伺服弹性研究[47-48]等。 此外， 基于CFD的虚拟飞行仿真技术也是一项非常重要的一体化设计技术， 其将CFD、 空气动力学、 飞行动力学、 自动驾驶仪和舵机耦合求解， 模拟导弹在空中飞行时的运动姿态、 轨迹等， 成为研究气动/运动耦合机理、 检验优化飞行性能、 动态品质和自动驾驶设计的一种新方法。 通俗地讲， 就是在计算机上模拟空空导弹的真实飞行条件， 包括真实的发动机、 自动驾驶仪、 气动和结构参数等。 虚拟飞行仿真技术是为弥补风洞试验、 飞行试验和飞行模拟器等方法的不足而在近些年发展起来的基于CFD的虚拟飞行仿真技术[49-51]。 虚拟飞行仿真技术的主要难点在于：（1）需要高精度、 高效的非定常CFD仿真技术， 影响虚拟飞行仿真周期的因素有实际飞行时间长、 高精度模拟流场所要求的巨量计算网格以及为提高精度避免积累误差而设定的小时间步长; （2）需要快速、 高效的计算网格自动生成技术， 在自动驾驶仪给出控制指令后， 各舵面可能偏转到不同角度， 甚至在舵面与弹体间出现较大的“剪刀缝”， 给计算网格快速生成带来了困难; （3）需要精确捕捉弹体运动和舵面运动引起的动态效应， 弹体和舵面的偏转角速率可能分别高达200 （°）/s和500 （°）/s， 必须在计算中考虑角速率对气动特性的影响。

4 结  论

本文主要回顾了典型空空导弹气动外形的特点和演变趋势， 并结合在型号研制中遇到的工程实际问题和未来空战对空空导弹的气动需求， 提出了空空导弹气动设计面临的技术困难。 这些挑战具有非线性（大攻角设计）、 非定常（动态特性）、 跨学科（一体化设计）、 多尺度（湍流流场预测）和化学非平衡（气动热和热喷）等特点， 这些特点将成为导弹空气动力学发展的内在动力。 计算机性能的提高、 CFD方法的进步和风洞试验技术的成熟， 为导弹空气动力学发展提供了坚实的技术基础， 并加速导弹空气动力学与相关交叉学科的协同研究， 使空空导弹气动设计出现了新的生机与活力。

空空导弹气动设计面临着艰巨的技术挑战， 也面临着新的发展机遇。 显而易见的是， 上述技术难点的进步或突破将会显著提高空空导弹气动设计水平。

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