彈頭可偏轉(zhuǎn)火箭彈外彈道特性研究*

徐永杰，王志軍，吳國(guó)東，尹建平（中北大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院，太原　030051）

彈頭可偏轉(zhuǎn)火箭彈外彈道特性研究*

徐永杰，王志軍，吳國(guó)東，尹建平
（中北大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院，太原030051）

為了研究彈頭偏轉(zhuǎn)角對(duì)彈箭外彈道的影響，進(jìn)行了彈頭可偏轉(zhuǎn)火箭彈的氣動(dòng)特性和彈道特性研究。首先利用流體力學(xué)軟件對(duì)不同彈頭偏轉(zhuǎn)角的彈箭模型在不同馬赫數(shù)飛行的情況進(jìn)行繞流流場(chǎng)數(shù)值模擬，獲得各彈箭模型的氣動(dòng)力參數(shù)，然后通過六自由度彈道模型對(duì)彈頭可偏轉(zhuǎn)火箭彈的外彈道進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，并進(jìn)行典型試驗(yàn)驗(yàn)證。試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果吻合良好，彈頭偏轉(zhuǎn)角可以提供有效的彈箭落點(diǎn)橫向偏移距離，研究結(jié)果可為自適應(yīng)智能彈箭的研制與工程應(yīng)用提供理論與技術(shù)支持。

彈頭可偏轉(zhuǎn)火箭彈；外彈道；六自由度彈道模型

0　引言

科技的發(fā)展推動(dòng)武器裝備的不斷發(fā)展，進(jìn)而使得現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)的模式發(fā)生巨大變化，精確打擊作戰(zhàn)思想的運(yùn)用對(duì)精確制導(dǎo)彈藥提出了越來越高的要求。偏轉(zhuǎn)彈頭控制是一種新穎的控制方式，它是通過控制彈頭部相對(duì)彈軸偏轉(zhuǎn)一定的角度產(chǎn)生控制力，獲得控制力矩從而控制彈箭飛行。相對(duì)于傳統(tǒng)的控制方式，它具有控制規(guī)律簡(jiǎn)潔、響應(yīng)速度快、可實(shí)現(xiàn)連續(xù)控制、彈箭氣動(dòng)特性良好、機(jī)動(dòng)性強(qiáng)、控制效率高等特點(diǎn)。

文獻(xiàn)［1］的研究表明彈頭向下偏轉(zhuǎn)可以提供一個(gè)較大的俯仰力矩和一個(gè)小的法向力，彈頭向上偏轉(zhuǎn)可以提供較大的俯仰力矩和法向力，且彈頭上下偏轉(zhuǎn)對(duì)側(cè)向力和偏航力矩沒有顯著影響。文獻(xiàn)［2］的風(fēng)洞試驗(yàn)研究表明，頭部偏轉(zhuǎn)對(duì)彈下游表面的干擾小于鴨舵控制方式。文獻(xiàn)［3］的風(fēng)洞試驗(yàn)表明，偏轉(zhuǎn)彈頭控制相對(duì)鴨舵控制，彈體阻力要減小5%～13%，且偏轉(zhuǎn)彈頭控制具有更高的俯仰控制效率和靈敏性。文獻(xiàn)［4-5］對(duì)頭部偏轉(zhuǎn)控制的彈箭模型進(jìn)行氣動(dòng)力數(shù)值計(jì)算，結(jié)果表明數(shù)值計(jì)算的結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果很吻合。

國(guó)內(nèi)對(duì)于偏轉(zhuǎn)彈頭控制武器的研究最早見于文獻(xiàn)［6］，建立基于智能材料增程彈箭的外彈道模型，并進(jìn)行初步的力學(xué)仿真。文獻(xiàn)［7］對(duì)偏頭控制和舵翼控制方式的氣動(dòng)力特性進(jìn)行了深入對(duì)比。文獻(xiàn)［8 -11］對(duì)偏轉(zhuǎn)彈頭控制導(dǎo)彈進(jìn)行動(dòng)力學(xué)建模并仿真驗(yàn)證試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，分析得到偏轉(zhuǎn)彈頭控制方式具有控制效率高、抗過載能力大、響應(yīng)速度快的優(yōu)點(diǎn)。文獻(xiàn)［12-14］對(duì)有頭部偏角彈箭的氣動(dòng)特性進(jìn)行深入研究，分析了偏轉(zhuǎn)彈頭控制方式的機(jī)理并指出其在亞、跨音速范圍飛行的彈箭上應(yīng)用的可行性。

1　模型建立

1.1物理模型

以單兵火箭彈為彈丸平臺(tái)，建立三維物理模型，為方便建模對(duì)物理模型進(jìn)行相應(yīng)的簡(jiǎn)化處理，彈長(zhǎng)L =596.0 mm，彈徑D=92.6 mm，見圖1所示。

圖1　標(biāo)準(zhǔn)火箭彈模型

頭部偏轉(zhuǎn)即是彈箭頭部相對(duì)于彈軸偏轉(zhuǎn)一定角度［14］，見圖2所示。

圖2　帶頭部偏轉(zhuǎn)角的火箭彈模型

建立頭部偏角為0°、2°、4°、6°、8°的彈箭模型，各彈箭模型的物理特性如表1所示。

表1　彈箭模型的物理特性

1.2有限元模型

火箭彈模型長(zhǎng)徑比約為6.4∶1，為了清晰地獲得彈體表面的氣動(dòng)變化規(guī)律，整個(gè)計(jì)算域設(shè)置為底面半徑300.0 mm、高4 200.0 mm的圓柱體，彈丸模型位于計(jì)算域的中前部，以非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分半模型對(duì)稱計(jì)算域，以確保網(wǎng)格精度。在劃分網(wǎng)格過程中，使用Size Function［15］來控制網(wǎng)格疏密度，以保證在最大限度模擬火箭彈表面的氣動(dòng)特性的同時(shí)適當(dāng)減小網(wǎng)格數(shù)量。

圖3　彈表面網(wǎng)格劃分結(jié)果

圖4　計(jì)算域網(wǎng)格劃分結(jié)果剖面圖

2　空氣動(dòng)力特性

2.1飛行彈箭的壓力場(chǎng)

根據(jù)單兵火箭彈的實(shí)戰(zhàn)背景條件，選取典型計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析，如圖5～圖6顯示的是M0模型在0.5 Ma時(shí)壓力云圖及等值線圖。

圖5　M0模型在0.5 Ma時(shí)壓力云圖

圖6　M0模型在0.5 Ma時(shí)壓力等值線圖

在無來流攻角并且無頭部偏轉(zhuǎn)角情況時(shí)，隨著彈箭飛行速度的增大，彈體表面周圍流場(chǎng)的壓力也在逐漸增加，且壓力場(chǎng)整體呈軸對(duì)稱結(jié)構(gòu)，彈頭部是全彈壓力最大的位置。隨著速度的增加，彈頭部區(qū)域的壓力不斷增大，同時(shí)呈現(xiàn)擴(kuò)大的趨勢(shì)且逐漸覆蓋整個(gè)彈箭表面，在氣體通過這一區(qū)域之后，彈體的肩部位置上有一個(gè)突然的壓力降低區(qū)域，產(chǎn)生了氣體膨脹波，隨著速度的增大，壓力的降低區(qū)域也越來越大。由于火箭彈的尾翼對(duì)氣體產(chǎn)生了阻礙作用，尾翼的前緣位置會(huì)產(chǎn)生一個(gè)壓力增大區(qū)域，而彈箭底部會(huì)產(chǎn)生一個(gè)較大的低壓區(qū)。

0°攻角、來流速度一定時(shí)，隨著火箭彈頭部偏轉(zhuǎn)角度的增大，彈體周圍的流場(chǎng)壓力也相應(yīng)地發(fā)生了一系列變化。當(dāng)彈體頭部發(fā)生偏轉(zhuǎn)的時(shí)刻，彈箭的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)變化具有一定相似性；但是，火箭彈流場(chǎng)的上下表面產(chǎn)生了明顯的不對(duì)稱，且隨著火箭彈飛行速度的增大，不對(duì)稱性也逐漸加劇，與文獻(xiàn)［6］的研究結(jié)果相符。隨著頭部偏轉(zhuǎn)角度的增大，不僅火箭彈整體周圍所受壓力有所增大，而且在彈頭部的下表面產(chǎn)生了高壓區(qū)域，且這一區(qū)域也有逐漸增大趨勢(shì)，說明頭部偏轉(zhuǎn)角度的存在對(duì)于火箭彈周圍流場(chǎng)壓力是有較大影響的。同時(shí)，由于頭部偏轉(zhuǎn)角度的存在，在頭部位置，迎風(fēng)面的壓力要大于背風(fēng)面的壓力，而在肩部后，迎風(fēng)面壓力減小，背風(fēng)面壓力增大，導(dǎo)致在彈身靠后的位置，流場(chǎng)呈現(xiàn)近似的軸對(duì)稱結(jié)構(gòu)。由此可知，頭部偏轉(zhuǎn)角對(duì)于火箭彈彈身靠后部分流場(chǎng)的影響不是很大，與文獻(xiàn)［2］的研究結(jié)果相符。

2.2飛行彈箭的速度場(chǎng)

圖7～圖8顯示的是M0模型在0.5 Ma時(shí)速度云圖及等值線圖。

圖7　M0模型在0.5 Ma速度云圖

0°攻角的情況，當(dāng)火箭彈以0°頭部偏轉(zhuǎn)角飛行時(shí)，速度場(chǎng)呈現(xiàn)對(duì)稱分布結(jié)構(gòu)；由于火箭彈頭部的阻礙使得頭部位置流場(chǎng)速度降低，且隨著彈丸飛行速度的增大，低速區(qū)域也逐漸擴(kuò)大并向后移動(dòng)。當(dāng)火箭彈的飛行速度一定時(shí)，隨著火箭彈頭部偏轉(zhuǎn)角的逐漸增大，彈身表面的流場(chǎng)發(fā)生了巨大改變，不僅火箭彈的上下表面失去了軸對(duì)稱結(jié)構(gòu)，而且彈身表面的湍流結(jié)構(gòu)也發(fā)生了巨大的變化，隨著頭部偏轉(zhuǎn)角度的增大，火箭彈上下表面的不對(duì)稱性越來越大，層流底層區(qū)域也越來越大。可以看出，頭部偏轉(zhuǎn)角的存在是影響火箭彈湍流結(jié)構(gòu)的重要因素。

圖8　M0模型在0.5 Ma速度等值線圖

3　外彈道特性

3.1六自由度彈道模型

質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程和繞心運(yùn)動(dòng)方程決定火箭彈在空間的運(yùn)動(dòng)姿態(tài)，即六自由度彈道數(shù)學(xué)模型［16］。

3.2彈道計(jì)算

火箭彈外彈道計(jì)算的基礎(chǔ)參數(shù)：

質(zhì)量m=3.9 kg；

初始速度V0=156.0 m/s；

彈形系數(shù)i=2.26；

逆風(fēng)風(fēng)速：1.0 m/s，橫風(fēng)風(fēng)速：2.0 m/s；

計(jì)算終止條件：高度Y=0。

在預(yù)定射程的情況下，計(jì)算初始射角。表2～表3為彈頭部偏角固定4°時(shí)彈箭的彈道計(jì)算結(jié)果，其中表2為彈道頂點(diǎn)諸元的計(jì)算結(jié)果，表3為彈道落點(diǎn)諸元的計(jì)算結(jié)果。

表2　彈道頂點(diǎn)諸元

在預(yù)定的計(jì)算條件下，計(jì)算結(jié)果表明，彈頭偏轉(zhuǎn)可以提供一定的落點(diǎn)橫向偏移量，能夠有效提高彈箭的射擊精度。

3.3試驗(yàn)驗(yàn)證

根據(jù)彈道計(jì)算結(jié)果，設(shè)計(jì)頭部偏角固定為4°的火箭彈進(jìn)行飛行試驗(yàn)，預(yù)定射程為200.0 m，試驗(yàn)彈共計(jì)3發(fā)。

試驗(yàn)方案整體布置示意圖見圖9所示，試驗(yàn)彈實(shí)體圖見圖10所示。

試驗(yàn)結(jié)果如表4所示。

在預(yù)設(shè)的試驗(yàn)條件下，試驗(yàn)用火箭彈的落點(diǎn)平均偏差為0.547 m，與數(shù)值計(jì)算方法得到的結(jié)果相差4.2%，試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果吻合良好，同時(shí)驗(yàn)證了繞流流場(chǎng)數(shù)值模擬方法的正確性、結(jié)果的可信性。

圖9　試驗(yàn)方案示意圖

圖10　固定頭部偏轉(zhuǎn)角的試驗(yàn)彈

表4　飛行試驗(yàn)結(jié)果

4　結(jié)論

智能控制的自適應(yīng)彈箭技術(shù)是目前智能彈藥領(lǐng)域發(fā)展的重要方向，同時(shí)也是世界各國(guó)研究的前沿技術(shù)。彈頭偏轉(zhuǎn)控制方式是一種新穎的控制方式，開展對(duì)其研究具有重要的工程應(yīng)用價(jià)值。文中以單兵火箭彈為彈箭平臺(tái)，首先，設(shè)計(jì)不同彈頭偏轉(zhuǎn)角的火箭彈模型并對(duì)其進(jìn)行繞流流場(chǎng)的數(shù)值模擬，然后，利用獲得的氣動(dòng)力參數(shù)，通過六自由度彈道模型對(duì)帶頭部偏轉(zhuǎn)角的火箭彈進(jìn)行外彈道數(shù)值模擬，最后對(duì)典型的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果吻合良好，驗(yàn)證了數(shù)值仿真及試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)方法的正確性與結(jié)果的可信性。在后續(xù)的研究中，需要對(duì)偏轉(zhuǎn)執(zhí)行機(jī)構(gòu)進(jìn)行深入研究，同時(shí)需要設(shè)計(jì)更加全面的彈箭飛行試驗(yàn)，以期對(duì)頭部偏轉(zhuǎn)控制的自適應(yīng)彈箭的工程應(yīng)用提供技術(shù)支持與理論依據(jù)。

［1］THOMSON K D.The use of a deflectable nose on a missileas a control device：WSRL-0211-TR［R］.Defence Research Centre Salisbury，1981.

［2］THOMSON K D.Wind tunnel tests on a tube-lanched missile configuration with a deflectable nose control and a novel wrap-around fin stabilizer：WSRL-0327-TR［R］.Defence Research Centre Salisbury，1983.

［3］ LANDERS M G，HALL L H，AUMAN L M，et al.Deflectable nose and canard controls for a fin-stabilized projectile at supersonic and hypersonic speeds：AIAA 2003-3805 ［R］.2003.

［4］SHOESMITH Ben，BIRCH Trevor，MIFSUD Michael，et al.CFD analysis of a supersonic projectile with deflectable nose control：AIAA Paper 2006-3200［R］.2006.

［5］WILLIAM B Blake，ETAN D Karni.A cambered body

method for missile datcom：AIAA 2005-4971［R］.2005.

［6］ 王飛，王志軍，吳國(guó)東，等.基于智能材料的彈箭增程數(shù)值仿真［J］.彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2004，24（4）：553 -558.

［7］ 高聽欣.偏頭控氣動(dòng)特性研究［C］∥航空飛行器發(fā)展與空氣動(dòng)力學(xué)研討會(huì)，2006.

［8］谷良賢，白壬潮，孫曉峰，等.兩種彈頭偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的適用性研究［J］.應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào)，2014，31（5）：678 -684.

［9］孫曉峰，谷良賢.偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈動(dòng)力學(xué)建模研究［J］.西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào)，2011，29（5）：766-771.

［10］楊博，周軍，郭建國(guó).偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈的動(dòng)力學(xué)建模方法研究［J］.航空學(xué)報(bào)，2008，29（4）：909-913.

［11］ZHANG Bo，WANG Shushan，CAO Mengyu，et al.Impacts of deflection nose on ballistic trajectory control law ［J］.Mathematical Problems in Engineering，2014，2014 （Article ID984840）.

［12］余文杰.有頭部偏角的尾翼彈箭的氣動(dòng)特性研究［D］.南京：南京理工大學(xué)，2010.

［13］郭玉潔.偏轉(zhuǎn)頭彈箭的超聲速流場(chǎng)與氣動(dòng)特性［D］.南京：南京理工大學(xué)，2014.

［14］李婧偉.頭部偏轉(zhuǎn)修正彈技術(shù)研究［D］.太原：中北大學(xué)，2015.

［15］吳光中，宋婷婷，張毅.FLUENT基礎(chǔ)入門與案例精通［M］.北京：電子工業(yè)出版社，2012：102-113.

［16］ 韓子鵬.彈箭外彈道學(xué)［M］.北京：北京理工大學(xué)出版社，2008：121-142.

Research on External Ballistics Characteristics of Rocket Projectile with Deflectable Nose

XU Yongjie，WANG Zhijun，WU Guodong，YIN Jianping
（School of Mechatronics Engineering，North University of China，Taiyuan 030051，China）

In order to study effect of nose deflection angle on missile’s external ballistics，research on aerodynamic and ballistic characteristics of rocket projectile with deflectable nose was conducted.Flow field numerical simulation for rocket projectile with different nose deflection angle flying under different Mach number was made by CFD software and aerodynamic parameters of each rocket projectile model was obtained，and then six degrees of freedom exterior ballistic calculation was made for rocket projectile with different nose deflection nose，typical experiment was done for verifying the results of numerical simulation.The simulation results coincide well with the experimental results and nose deflection angle can provide falling point lateral migration distance effectively，research results can provide theoretical and technical support for adaptive intelligent missile and its engineering applications.

rocket projectile with deflectable nose；external ballistics；six degrees of freedom ballistic model

TJ410.3

A

10.15892/j.cnki.djzdxb.2016.01.030

2015-08-29

國(guó)家自然科學(xué)基金（11572291）；山西省高?？萍紕?chuàng)新項(xiàng)目（20130103Z70）；中北大學(xué)研究生科技基金（20151201；20151202）資助

徐永杰（1987-），男，河北遵化人，碩士研究生，研究方向：火炮、自動(dòng)武器與彈藥工程。