朱少雄，施冬梅

（軍械工程學(xué)院，石家莊 050003）

固定舵二維彈道修正組件結(jié)構(gòu)模型*

朱少雄，施冬梅

（軍械工程學(xué)院，石家莊 050003）

為了滿足二維彈道修正組件小型化設(shè)計要求，設(shè)計了3種二維彈道修正組件模型，應(yīng)用SolidWorks軟件和ICEM軟件分別建立3種修正組件的實體模型和網(wǎng)格模型，并利用Fluent軟件進行氣動特性數(shù)值計算，將計算結(jié)果進行對比分析，得出不同修正組件模型參數(shù)對氣動特性的影響。研究結(jié)果表明，修正組件尺寸的減小會增大阻力系數(shù)；舵片形狀和尺寸對阻力系數(shù)和升力系數(shù)影響較小，但是對滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)影響較大，矩形結(jié)構(gòu)的舵片對舵片周圍氣動特性會產(chǎn)生不利影響；在滿足修正要求的前提下，可以適當(dāng)縮小舵片面積來降低舵機控制難度，提升飛行穩(wěn)定性。

固定舵，二維彈道修正組件，舵片結(jié)構(gòu)，氣動特性

Abstract：In order to meet the design requirements of two-dimensional trajectory correction fuse miniaturization，three models of two-dimensional trajectory correction component are designed in this paper.Solid models and mesh modes of two-dimensional trajectory correction fuse are established by SolidWorks and ICEM software.By using Fluent software，the aerodynamic characteristics values of different correction component models are gained.By comparing the aerodynamic characteristics values ofthethree models，the influence ofdifferentcorrection componentmodelson aerodynamic characteristics is obtained.The result shows reduce the length of correction component will increase the drag coefficient.The rudders’shape and size have little effect on lift and drag coefficient while have larger effect on roll damping moment coefficient.Under the conditions of meeting the correction requirement，the area of rudder can be appropriately decreased to reduce the difficulty of steering control and improve the flight stability.

Key words：fixed canard，two-dimension trajectory correction component，rudderstructure，aerodynamic characteristic

0 引言

在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中，精確制導(dǎo)彈藥發(fā)揮著極其重要的作用，各國為了提高精確打擊能力、減小作戰(zhàn)成本，對二維彈道修正彈進行了深入的研究，世界范圍內(nèi)涌現(xiàn)出了各種各樣的概念和研究思路，各國研究人員對不同原理、不同結(jié)構(gòu)的二維彈道修正彈進行了相應(yīng)的研究［1-3］，對二維彈道修正彈的發(fā)展作出了突出貢獻。文獻分析了固定鴨舵的不同氣動布局對彈丸氣動特性的影響。文獻［5］研究了鴨式布局彈箭的阻力、升力、俯仰力矩等氣動參數(shù)隨攻角、側(cè)滑角、馬赫數(shù)等參數(shù)變化的規(guī)律。文獻［6］研究了舵片位置、形狀等參數(shù)對火箭靶彈氣動特性的影響，得出了控制效率較高、升阻比較大的舵片結(jié)構(gòu)參數(shù)。文獻［7］以加裝不同舵偏角鴨舵的普通制式彈丸為研究對象，對不同舵偏角的舵片結(jié)構(gòu)進行了研究。文獻［8］研究了修正機構(gòu)位置對彈丸氣動特性及彈道特性的影響。文獻［9］分別對155 mm制式彈和采用Course Correction Fuze（CCF）模式的二維彈道修正彈進行氣動特性分析，分析了兩種彈丸的彈道特性。

在普通彈丸上加裝修正組件會對原本彈丸的氣動特性產(chǎn)生一定影響，進而影響到彈丸的彈道特性。國內(nèi)學(xué)者主要研究了舵片結(jié)構(gòu)參數(shù)、安裝位置和角度對氣動特性的影響，并沒有進一步研究修正組件長度尺寸對修正彈氣動特性的影響。為了對比修正組件尺寸和舵片結(jié)構(gòu)對修正彈氣動特性的影響，本文在某制式彈藥的基礎(chǔ)上，建立了3種加裝不同尺寸結(jié)構(gòu)二維彈道修正組件的修正彈實體模型。根據(jù)建立的實體模型，應(yīng)用計算流體力學(xué)的軟件進行數(shù)值計算，得到不同結(jié)構(gòu)下的氣動參數(shù)。通過對比不同修正組件結(jié)構(gòu)的氣動參數(shù)，對比不同修正組件結(jié)構(gòu)的流場特性，分析不同修正組件結(jié)構(gòu)對氣動特性的影響，為下一步進行彈道特性分析提供氣動依據(jù)。

1 實體模型

以某制式彈藥為原型，通過在頭部加裝修正組件替代原頭部組件來構(gòu)建不同的模型，實體模型如圖1。其中圖1表示模型I，該模型尺寸與制式彈一致，修正組件相比原制式彈藥引信部分未縮短，舵片截面為菱形；圖2表示模型II，該模型修正組件縮短15 mm，舵片截面為菱形，模型I舵片面積比模型II大10%左右；圖3表示模型III，其修正組件縮短15 mm，舵片截面為矩形，模型II和模型III舵片后掠角、舵片面積基本相同。

圖1 實體模型I

2 網(wǎng)格模型

圖2 實體模型II

圖3 實體模型III

根據(jù)第1節(jié)建立的實體模型，應(yīng)用ICEM軟件對其進行網(wǎng)格劃分，得到的網(wǎng)格模型如圖4、圖5。各個模型在網(wǎng)格生成過程使用相同的方法，最終生成的網(wǎng)格數(shù)量基本一致。圖4、圖5為模型I的網(wǎng)格模型，圖6、圖7為模型II的網(wǎng)格模型，圖8、圖9為模型III的網(wǎng)格模型。3個模型外流場網(wǎng)格基本相同，只在舵片周圍有所區(qū)別。生成的網(wǎng)格模型在舵片和彈體周圍進行了加密并建立了邊界層棱柱網(wǎng)格，保證在計算過程中的精確度［10］。

圖4 模型I彈體網(wǎng)格

圖5 模型I對稱面網(wǎng)格

3 氣動特性分析

應(yīng)用Fluent軟件對不同網(wǎng)格模型進行計算，計算條件和設(shè)置相同。通過對不同網(wǎng)格模型進行數(shù)值計算，得到不同修正組件結(jié)構(gòu)修正彈的氣動參數(shù)。Fluent設(shè)置如下［11］：

圖6 模型II彈體網(wǎng)格

圖7 模型II對稱面網(wǎng)格

圖8 模型III彈體網(wǎng)格

圖9 模型III對稱面網(wǎng)格

1）求解器選擇密度求解器（Density-Based），能夠適用于超聲速流場的計算；

2）計算域流場邊界條件選取Pressure-Far-Field，流體物質(zhì)選擇Idea-Gas，氣壓P=101 325 Pa、溫度T=300 K、密度 ρ=1.225 kg/m3；

3）湍流模型選擇 S-A 模型（Spalart-Allmaras），適用于航空領(lǐng)域的計算，能夠減小計算時間；

4）殘差收斂標(biāo)準(zhǔn)設(shè)置為0.000 1，收斂因子初始值均設(shè)置為0.1，根據(jù)計算過程中殘差變化進行調(diào)整。

3.1 CFD數(shù)值方法

CFD數(shù)值方法是通過求解N-S方程來求解氣動問題［12］。Fluent軟件采用的是有限體積法。有限體積法的基本過程是：將計算區(qū)域劃分為有限個連續(xù)的網(wǎng)格，使每個網(wǎng)格節(jié)點的周圍存在一個互不重復(fù)的控制體積，然后在每一個控制體積上對微分方程進行積分，求解積分形式的守恒方程為：

利用高斯公式可以轉(zhuǎn)化為：

式（2）等號左邊第1項表示變量φ的總量在控制體積內(nèi)隨時間的變化量，左邊第2項表示變量φ因?qū)α鞫鸬难乜刂企w積表面外法線方向n的流出率。右邊第2項是擴散項的積分，物理意義就是控制體積內(nèi)變量因擴散而引起的凈增加量。

3.2 風(fēng)洞試驗驗證

為了確定計算所得數(shù)據(jù)的有效性，需通過風(fēng)洞試驗驗證Fluent軟件設(shè)置是合理可信的。本文對側(cè)滑角為 0°，馬赫數(shù)為 2.5，攻角為 -2°、0°、2°和4°的彈體模型進行計算，將得到的阻力系數(shù)Cd與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)進行對比。數(shù)值計算結(jié)果與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)結(jié)果如表1、圖10所示。

表1 不同攻角下阻力系數(shù)計算值和試驗值

圖10 阻力系數(shù)對比曲線

根據(jù)表1和圖10可知，計算值與風(fēng)洞試驗數(shù)值最大誤差為5.41%，說明計算得到的數(shù)據(jù)和風(fēng)洞實驗數(shù)據(jù)相符，且計算得到的阻力系數(shù)隨攻角變化規(guī)律與試驗基本吻合，說明建立的氣動模型和Fluent設(shè)置是合理可信的，可以應(yīng)用到以后的仿真計算。

3.3 阻力系數(shù)

根據(jù)Fluent計算結(jié)果，選取攻角為0°時氣動數(shù)據(jù)進行分析。3種模型的阻力系數(shù)與馬赫數(shù)的關(guān)系如圖11所示。由圖可知，3種模型阻力系數(shù)曲線變化規(guī)律相同，均在1.2 Ma附近達到最大值。出現(xiàn)這種現(xiàn)象是因為在跨聲速階段，彈體周圍出現(xiàn)局部激波［13］，阻力系數(shù)逐漸上升。隨著馬赫數(shù)的繼續(xù)增大，彈體周圍激波逐漸趨于穩(wěn)定，阻力系數(shù)緩慢減小。由圖11可以看出，模型I的阻力系數(shù)最小，模型III的稍大，模型II的最大。這是因為模型I的修正組件長度未縮短，如圖12所示，面1和面2處的曲面比較平緩，因此，模型I的阻力系數(shù)較小，曲線趨勢較平緩。而模型II和模型III的修正組件長度均縮短了15 mm，面1和面2處的曲面較陡，因此，模型II和模型III的阻力系數(shù)較大，且曲線斜率較大。模型II和模型III舵片結(jié)構(gòu)不同，模型II的舵片截面為菱形，模型III的舵片截面為矩形，模型II舵片與來流接觸面積更大一些，因此，模型II的阻力系數(shù)比模型III的大，模型II、模型III與模型I的偏差如表2所示。

圖11 阻力系數(shù)與馬赫數(shù)曲線

圖12 彈體頭部結(jié)構(gòu)

表2 阻力系數(shù)偏差

3.4 升力系數(shù)

根據(jù)Fluent計算結(jié)果，選取1.5 Ma時氣動數(shù)據(jù)進行分析，對比升力系數(shù)與攻角的關(guān)系，并分析升阻比。3種模型的升力系數(shù)與攻角的關(guān)系如圖13所示，可以看出，3種模型升力系數(shù)均與攻角呈線性關(guān)系［14］，且模型I變化率最大，模型II次之。在馬赫數(shù)一定的情況下，升力系數(shù)主要與攻角有關(guān)，并與攻角呈線性關(guān)系。因模型I舵片比模型II稍大，因此，模型I升力系數(shù)比模型II稍大，而模型III舵片截面為矩形，舵片與來流接觸角度比模型II稍小一些，因此，升力系數(shù)比模型III要小，模型II、模型III與模型I的升力系數(shù)偏差如表3所示。

圖13 升力系數(shù)與攻角曲線

表3 升力系數(shù)偏差

3.4 滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)

圖14 滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)與馬赫數(shù)曲線

根據(jù)Fluent計算結(jié)果，選取攻角為0°時數(shù)據(jù)，對比3種模型的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cm。計算條件設(shè)置側(cè)滑角為0°時，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)較小，如圖14所示。從圖14可以看出，模型I的滾轉(zhuǎn)力矩在不同馬赫數(shù)時都是最大的，而模型II的較小，變化趨勢較平緩，模型III的滾轉(zhuǎn)力矩變化幅度較大。模型I與模型II的滾準(zhǔn)力矩系數(shù)變化規(guī)律基本一致，模型I比模型II稍大。這是因為模型I的舵片比模型II大，作用在舵片上的力也大一些，因此，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)比模型I偏大。而模型III的舵片形狀與模型I和模型II不同，模型III的舵片截面為矩形，在不同馬赫數(shù)下舵片上力的作用點與模型II不同，因此，模型III的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)變化與模型II不同。滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)越大，對應(yīng)的減旋控制時需要的力矩就會相應(yīng)增大，對控制舵機的要求越高。因此，模型II的舵片結(jié)構(gòu)對舵機要求較低。

3.5 流場特性分析

超聲速流場中激波的捕捉往往是人們關(guān)注的重點之一。圖15為模型I在馬赫數(shù)為1.5時的流場壓力云圖，因3種模型僅頭部修正組件尺寸結(jié)構(gòu)不同，對整體流場影響不大，因此，流場壓力云圖基本相同，而彈體頭部附近壓力云圖不同，如圖16～圖18所示。

從圖15可看出，在彈體頭部周圍產(chǎn)生了一系列的壓力激波，尾部產(chǎn)生了一系列的膨脹波，并在底部產(chǎn)生了明顯的回流區(qū)并形成了低壓區(qū)。由圖16～圖18可以看出舵片結(jié)構(gòu)的不同會對頭部周圍流場產(chǎn)生一定的影響，菱形結(jié)構(gòu)的舵片后方會產(chǎn)生較大的膨脹波，而矩形結(jié)構(gòu)的舵片后方產(chǎn)生的膨脹波較?。?種模型的舵片前方均會產(chǎn)生壓力激波，而矩形結(jié)構(gòu)的舵片由于與來流接觸面為非流線型壁面，邊界層不能承受較大的逆壓梯度，因此，出現(xiàn)了邊界層分離。邊界層分離可能會對修正彈的氣動特性和操縱性能產(chǎn)生不利影響，因此，在選擇舵片結(jié)構(gòu)時，應(yīng)該優(yōu)先選擇流線型結(jié)構(gòu)，可在一定程度上減小阻力，避免激波振動、氣動載荷振蕩的現(xiàn)象。

圖15 流場壓力云圖

圖16 模型I頭部壓力云圖

4 結(jié)論

圖17 模型I頭部壓力云圖

圖18 模型I頭部壓力云圖

為了滿足小型化的要求，本文以二維彈道修正彈為基礎(chǔ)模型對修正組件進行參數(shù)調(diào)整，得到固定舵修正組件的新結(jié)構(gòu)。通過對不同舵片結(jié)構(gòu)的固定舵二維彈道修正組件進行氣動特性分析，研究了不同舵片結(jié)構(gòu)、不同修正組件尺寸對二維彈道修正彈的氣動特性影響。根據(jù)得到的計算數(shù)據(jù)，主要分析了3種模型的阻力系數(shù)、升力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和流場特性，通過分析得到以下結(jié)論：①縮短頭部修正組件的尺寸會增大彈體頭部曲面坡度，進而增大修正彈的阻力系數(shù)；②不同舵片形狀對阻力系數(shù)、升力系數(shù)等氣動參數(shù)均有一定影響，相同舵片面積條件下，舵片截面為菱形的修正組件比舵片截面為矩形的修正組件的阻力系數(shù)和升力系數(shù)都大一些；③不同舵片形狀對滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)影響較大，舵片截面為菱形的修正組件滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)變化較平緩，舵片面積小的修正組件對舵機控制的要求較小；④采用矩形舵片形狀會在舵片周圍產(chǎn)生邊界層分離現(xiàn)象，可能對舵片結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性和可操縱性產(chǎn)生不利影響。因此，在滿足一定修正能力的前提下，可以優(yōu)先采用舵片截面為菱形的修正組件，適當(dāng)縮小舵片的面積，進而降低舵機的控制難度，使其滿足二維彈道修正組件的小型化要求。

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Research on Two-dimensional Trajectory Correction Component Structure with Fixed Canards

ZHU Shao-xiong，SHI Dong-mei
（Ordnance Engineering College，Shijiazhuang 050003，China）

TJ410

A

10.3969/j.issn.1002-0640.2017.09.039

1002-0640（2017）09-0175-05

2016-08-19

2016-09-27

軍隊武器裝備預(yù)研基金資助項目（9140A05040114JB34015；9140A05040213JB34069）

朱少雄（1992- ），男，河北保定人，碩士。研究方向：二維彈道修正彈氣動仿真。