鴨舵式火箭彈的氣動(dòng)特性及控制能力分析

王朋飛， 周前進(jìn)

(1.西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院， 西安 710089； 2.國(guó)營(yíng)990廠， 合肥 230601)

鴨舵式火箭彈的氣動(dòng)特性及控制能力分析

王朋飛1， 周前進(jìn)2

(1.西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院， 西安 710089； 2.國(guó)營(yíng)990廠， 合肥 230601)

為了提高火箭彈的密集度，對(duì)鴨舵改變火箭彈氣動(dòng)布局問(wèn)題進(jìn)行了分析?；邙喍媸交鸺龔椀氖芰Ψ治觯M(jìn)行了不同攻角和舵偏角下火箭彈氣動(dòng)特性數(shù)值仿真，并利用仿真數(shù)據(jù)進(jìn)行了縱橫向控制能力計(jì)算。結(jié)果表明：鴨舵的存在使火箭彈的阻力系數(shù)和升力系數(shù)都有所增加，通過(guò)控制鴨舵的起控高度和舵偏角大小可得到火箭彈在縱橫向不同的控制量，從而為彈道修正彈的彈道設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

鴨舵；氣動(dòng)特性；舵偏角；修正能力

為了實(shí)現(xiàn)火箭彈完成精確打擊的能力，通過(guò)簡(jiǎn)易控制技術(shù)對(duì)火箭彈加以改造，使之轉(zhuǎn)化成彈道修正火箭彈，達(dá)到提高射擊精度、降低成本的目的，已是火箭彈發(fā)展主要方向。實(shí)現(xiàn)二維彈道修正執(zhí)行機(jī)構(gòu)主要有微型脈沖推力火箭、燃?xì)馍淞骺刂瓢l(fā)動(dòng)機(jī)和空氣動(dòng)力鴨舵[1-2]。脈沖修正執(zhí)行機(jī)構(gòu)的成本低、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，但只能提供有限次、推力恒定的離散式修正，且需對(duì)全彈進(jìn)行全新設(shè)計(jì)；鴨舵式執(zhí)行機(jī)構(gòu)能提供連續(xù)的控制力、控制能力大、控制精度高，且容易調(diào)整全彈質(zhì)心，因此可對(duì)散布較大的火箭彈進(jìn)行改造，提高射擊精度[3-4]。

本文在分析了鴨舵式火箭彈受力情況的基礎(chǔ)上，利用多種網(wǎng)格技術(shù)建模的方式對(duì)無(wú)舵和有舵火箭彈進(jìn)行了氣動(dòng)仿真，分析了不同舵偏角下鴨舵上下面的流場(chǎng)分布情況及攻角、舵偏角對(duì)火箭彈氣動(dòng)特性的影響；同時(shí)根據(jù)仿真的氣動(dòng)數(shù)據(jù)對(duì)鴨舵式火箭彈進(jìn)行彈道仿真，計(jì)算鴨舵起控高度和舵偏角大小對(duì)火箭彈控制能力的影響。

1 受力分析

與無(wú)控火箭彈相比，鴨舵式火箭彈的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩增加了由舵面產(chǎn)生的控制力和控制力矩[5]，其受力如圖1所示。圖中δ為攻角，α為舵偏角；Rx、Ry和Mz為火箭彈攻角引起的氣動(dòng)阻力、升力和俯仰力矩；DRx、DRy、DMs為由舵偏角引起的附加氣動(dòng)阻力、升力、俯仰力矩。

圖1 舵面偏轉(zhuǎn)時(shí)的受力示意圖

2 氣動(dòng)仿真分析

2.1 網(wǎng)格模型及仿真條件

為消除流場(chǎng)域邊界對(duì)仿真結(jié)果的影響，計(jì)算區(qū)域?yàn)殚L(zhǎng)15倍彈長(zhǎng)，直徑20倍彈徑的圓柱體。由于彈體結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，所以采用分塊對(duì)接的方式將計(jì)算區(qū)域分成若干區(qū)域，采用多種網(wǎng)格技術(shù)，以保證網(wǎng)格的質(zhì)量[6-7]。彈體的網(wǎng)格模型如圖2、圖3所示。

圖2 彈頭部網(wǎng)格模型

圖3 彈尾部網(wǎng)格模型

2.2 外流場(chǎng)力學(xué)模型

流體流動(dòng)需遵守的定律包括：質(zhì)量守恒定律、動(dòng)量守恒定律、能量守恒定律。流體動(dòng)力學(xué)控制方程就是這些守恒定律的數(shù)學(xué)描述[8-9]。

1) 質(zhì)量守恒方程

質(zhì)量方程又稱(chēng)為連續(xù)方程，此方程是質(zhì)量守恒方程的一般形式，適用于可壓流動(dòng)和不可壓流動(dòng)。

2) 動(dòng)量守恒方程

動(dòng)量守恒方程又稱(chēng)運(yùn)動(dòng)方程，式中:p是靜壓；τij為應(yīng)力張量；ρgi和Fi分別為i方向的重力體積力和外部體積力。

3) 能量守恒方程

式中：keff為有效熱傳導(dǎo)系數(shù)；Jj′為組分j′的擴(kuò)散流量。

2.3 氣動(dòng)特性分析

仿真模型的彈體、舵面和尾翼表面采用無(wú)滑移固壁(wall)邊界條件，計(jì)算區(qū)域的入口、出口和外邊界全采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，氣體模型為理想氣體模型，動(dòng)力黏度計(jì)算采用薩蘭德定理。

2.3.1 不同攻角下的氣動(dòng)特性分析

圖4是舵偏角α=0°時(shí)，阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)、攻角的變化曲線(xiàn)。由圖4可知，在小攻角范圍內(nèi)，隨著攻角的增大，攻角引起的誘導(dǎo)阻力也隨之增大，使全彈阻力系數(shù)隨著增加，且全彈阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律基本一致[10]。

圖4 阻力系數(shù)變化曲線(xiàn)

圖5、圖6分別是攻角δ=4°，舵偏角α=0°時(shí)，無(wú)控火箭彈和鴨舵式火箭彈阻力系數(shù)和升力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化曲線(xiàn)。由其可知，在同一攻角下，鴨舵式火箭彈的阻力系數(shù)、升力系數(shù)比同馬赫數(shù)下的無(wú)控火箭彈要大。這說(shuō)明有攻角時(shí)，鴨舵的存在增加了全彈的升力，同時(shí)全彈阻力也相應(yīng)增加。

2.3.2 舵偏角對(duì)流場(chǎng)的影響

圖7～圖9為鴨舵式火箭靶彈在馬赫數(shù)Ma=1.5、攻角δ=0°時(shí)舵面截面處(平行于彈體縱向平面)壓力分布云圖。

由圖7～圖9可知，鴨舵的前緣出現(xiàn)了激波，迎風(fēng)面氣流壓縮劇烈，形成高壓區(qū)；舵偏角的存在引起舵面上下區(qū)域流場(chǎng)不對(duì)稱(chēng)，下區(qū)域流場(chǎng)的壓力明顯高于上區(qū)域，這個(gè)壓力差使鴨舵產(chǎn)生附加的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩；隨著舵偏角的增大，舵面上下區(qū)域流場(chǎng)的壓力差越大。因此，可通過(guò)控制鴨舵起控高度和舵偏角，調(diào)整彈體飛行姿態(tài)，實(shí)現(xiàn)火箭彈在縱向和橫向上的彈道修正。

圖5 δ=4°、α=0°時(shí)阻力系數(shù)對(duì)比曲線(xiàn)

圖6 δ=4°、α=0°時(shí)升力系數(shù)對(duì)比曲線(xiàn)

圖7 舵偏角α=0°

圖8 舵偏角α=5°

圖9 舵偏角α=10°

3 控制能力分析

第2小節(jié)分析了不同舵偏角大小對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)特性影響火箭彈縱橫向控制能力的情況。鴨舵在彈道上起控高度和舵偏角大小將影響火箭彈的控制能力[11-12]。為此基于前文的氣動(dòng)力參數(shù)，進(jìn)行了不同高度和舵偏角下火箭彈在縱橫向的控制能力計(jì)算，計(jì)算結(jié)果如表1所示。在縱向控制，10 km高度起控時(shí)，飛行高度隨時(shí)間和舵偏角變化曲線(xiàn)如圖10所示。由表1的結(jié)果可見(jiàn)：鴨舵在彈道上起控的高度越高，在縱向和橫向的控制量越大，反之起控的高度越??；舵偏角越大，其控制量也越大。

表1 不同舵偏角下的控制能力 m

圖10 飛行高度-時(shí)間變化曲線(xiàn)

4 結(jié)論

分析了不同攻角和舵偏角對(duì)火箭彈氣動(dòng)特性的影響規(guī)律，并針對(duì)鴨舵起控高度和舵偏角大小引起的控制能力問(wèn)題進(jìn)行了彈道仿真分析。隨著攻角的增大，全彈的阻力系數(shù)隨著增大；舵偏角的存在，引起了舵面上下表面的壓力差，可為火箭彈彈道修正提供控制力和力矩；在彈道上鴨舵起控高度越高，舵偏角越大，其縱橫向的控制能力越大。在10 km高度起控時(shí)，6°舵偏角下的縱向控制量將近是4°舵偏角下控制量的1.8倍。

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(責(zé)任編輯周江川)

AnalysisofCanardRocketforAerodynamicCharacteristicsandControlAbility

WANG Pengfei1， ZHOU Qianjin2

(1 Xi’an Aeronautical Polytechnic Institute, Xi’an 710089, China； 2.State Factory No.990, Hefei 230601, China)

In order to improve the intensity of the rocket, the problem of changing the aerodynamic layout of the canard is analyzed. Based on the analysis of the canard rocket, the numerical simulation of the aerodynamic characteristics of the rocket under different angle of attack and elevator angle is carried out, and the vertical and horizontal control capability is calculated by using the simulation data. The results show that the existence of the canard has increased the resistance coefficient and the lift coefficient of the rocket. By controlling the height of the canard and the elevator angle, the rocket can get different control in the vertical and horizontal directions, the ballistic design of the bullet is provided.

canard; aerodynamic characteristics; elevator angle; correction capability

2017-07-04；

2017-07-31

王朋飛(1986—)，男，碩士，主要從事氣動(dòng)仿真和飛行技術(shù)研究。

裝備理論與裝備技術(shù)

10.11809/scbgxb2017.11.009

本文引用格式：王朋飛，周前進(jìn).鴨舵式火箭彈的氣動(dòng)特性及控制能力分析[J].兵器裝備工程學(xué)報(bào)，2017(11):41-44.

formatWANG Peng-fei，ZHOU Qian-jin.Analysis of Canard Rocket for Aerodynamic Characteristics and Control Ability[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(11):41-44.

TJ714

A

2096-2304(2017)11-0041-04