制導(dǎo)炮彈總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)和性能計(jì)算概述

韓立斌 劉士偉

摘要：精確制導(dǎo)技術(shù)，增程技術(shù)、小型化與模塊化技術(shù)的應(yīng)用以及低成本控制等未來戰(zhàn)爭(zhēng)對(duì)制導(dǎo)炮彈的技術(shù)要求。針對(duì)增程型制導(dǎo)炮彈，概述了目前總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)和性能計(jì)算方面的研究現(xiàn)狀，以期為制導(dǎo)炮彈的研究提供參考。

關(guān)鍵詞：制導(dǎo)炮彈;增程技術(shù);總體設(shè)計(jì)

一、制導(dǎo)炮彈發(fā)展歷程

制導(dǎo)炮彈是在制導(dǎo)技術(shù)、微電子技術(shù)以及空氣動(dòng)力學(xué)等基礎(chǔ)上發(fā)展而來的新型炮彈。相對(duì)于常規(guī)炮彈，制導(dǎo)炮彈具有命中率高、可打擊靜態(tài)和動(dòng)態(tài)目標(biāo)的優(yōu)點(diǎn)，相對(duì)于制導(dǎo)導(dǎo)彈，則具有攜彈量大、布置靈活以及低成本等優(yōu)點(diǎn)[1]。根據(jù)應(yīng)用情景不同，制導(dǎo)炮彈分為陸軍火炮制導(dǎo)炮彈、制導(dǎo)迫擊炮彈[2]、制導(dǎo)火箭彈以及艦炮制導(dǎo)炮彈[3]等。美國和前蘇聯(lián)最初研發(fā)陸軍火炮制導(dǎo)導(dǎo)彈，分別研發(fā)出采用激光半主動(dòng)制導(dǎo)的“銅斑蛇”和“紅土地”。后續(xù)采用INS/GPS復(fù)合制導(dǎo)方式，涌現(xiàn)出“神劍”火炮制導(dǎo)炮彈以及“ERGM”、“鵜鶘”和“火山”等艦炮制導(dǎo)炮彈，射程由早期激光半主動(dòng)制導(dǎo)炮彈的20公里提高到50公里以上。美國、俄羅斯、瑞典和以色列將不同的制導(dǎo)技術(shù)應(yīng)用在常規(guī)迫擊炮彈上，研發(fā)出光電/ 紅外制導(dǎo)的“XM386”迫擊炮彈、半主動(dòng)激光制導(dǎo)的“晶面”、“勇敢者”和“LGMB”迫擊炮彈等[2]。為了適應(yīng)未來高科技戰(zhàn)爭(zhēng)的需求，對(duì)制導(dǎo)炮彈提出了更高技術(shù)要求，包括精確制導(dǎo)技術(shù)，增程技術(shù)、小型化與模塊化技術(shù)以及低成本控制等。

目前常用的增程技術(shù)包括底排增程、沖壓增程、滑翔增程以及復(fù)合增程等。以沖壓- 滑翔復(fù)合增程技術(shù)為例，炮彈以超聲速發(fā)射出炮口，尾翼展開穩(wěn)定彈體，流入進(jìn)氣道的氣流與燃燒室燃料混合燃燒，產(chǎn)生的高溫、高壓氣體由尾噴口噴出，從而彈體迅速加速，為沖壓階段;燃料燃燒結(jié)束后，頭部進(jìn)氣口封閉，炮彈像常規(guī)炮彈一樣爬升，為爬升飛行階段;在炮彈到達(dá)彈道頂點(diǎn)附近，鴨翼彈出用來修正飛行彈道，為滑翔階段。彈體總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)、進(jìn)氣道流場(chǎng)特性和鴨翼氣動(dòng)效率等直接決定制導(dǎo)炮彈性能，下面概述增程制導(dǎo)炮彈設(shè)計(jì)和計(jì)算方面的研究現(xiàn)狀。

二、總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)

鴨翼對(duì)于制導(dǎo)炮彈滑翔階段至關(guān)重要，史金光[4-5]進(jìn)行了滑翔增程彈舵面的氣動(dòng)設(shè)計(jì)，研究了鴨式舵的幾何參數(shù)選擇、舵面尺寸確定的方法，采用該方法確定的舵面具有較好的穩(wěn)定性和操縱性。另外還建立了鴨式制導(dǎo)炮彈氣動(dòng)外形優(yōu)化參數(shù)數(shù)學(xué)模型進(jìn)行了氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)。雷娟棉[6]對(duì)鴨式布局增程制導(dǎo)炮彈進(jìn)行了總體設(shè)計(jì)，采用6葉片大展弦比無后掠尾翼提高靜穩(wěn)定性，鴨舵采用無彎度NACA層流翼型提高氣動(dòng)控制效率，彈體頭部采用卡門曲線降低壓差阻力。風(fēng)洞試驗(yàn)證實(shí)設(shè)計(jì)的制導(dǎo)炮彈具有較高的升阻比和滑翔增程能力，以及較小的雷達(dá)散射面積。孫世巖[7]將基于CAD系統(tǒng)的制導(dǎo)炮彈參數(shù)化建模與基于面元法氣動(dòng)性能評(píng)估方法相結(jié)合，建立了一種能夠滿足制導(dǎo)炮彈復(fù)雜氣動(dòng)外形的設(shè)計(jì)方法。朱胤[8]通過對(duì)頭部、彈身彈尾、尾翼和鴨翼設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)了一種采用“一”字平面鴨舵的尾翼式制導(dǎo)炮彈氣動(dòng)布局，計(jì)算表明可控性良好。

三、氣動(dòng)性能計(jì)算

制導(dǎo)炮彈氣動(dòng)性能計(jì)算為外形設(shè)計(jì)提供依據(jù)和驗(yàn)證，目前常用的計(jì)算流體數(shù)值模擬方法具有較好的可靠性。符蓓蓓[9]用數(shù)值模擬方法研究了不同船尾和尾翼剖面形狀對(duì)超遠(yuǎn)程制導(dǎo)炮彈阻力的影響，計(jì)算結(jié)果表明尾翼厚度及剖面前后緣鈍度對(duì)阻力影響較大。杜韓東[10]數(shù)值模擬了翼型對(duì)舵翼氣動(dòng)特性的影響，得到了不同翼型的舵翼氣動(dòng)參數(shù)隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律。張寧[11]數(shù)值研究了沖壓增程制導(dǎo)炮彈在沖壓助推、爬升飛行和滑翔三種狀態(tài)下的氣動(dòng)特性，計(jì)算結(jié)果具有良好的精度，在相同條件下沖壓助推、滑翔以及爬升飛行對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)外形阻力依次遞減。黃玉才[12]采用SST湍流模型和AUSM+格式對(duì)高超聲速炮彈進(jìn)行非定常數(shù)值模擬，計(jì)算結(jié)果與工程計(jì)算結(jié)果吻合較好，數(shù)值模擬能夠較好的再現(xiàn)高超聲速條件下彈體周圍復(fù)雜的流動(dòng)現(xiàn)象，便于揭示流場(chǎng)的分布規(guī)律。馬曄璇[13]對(duì)鴨式布局沖壓增程制導(dǎo)炮彈進(jìn)行了數(shù)值模擬，獲取升阻系數(shù)和激波結(jié)構(gòu)，相對(duì)于無

沖壓無鴨翼同外形參考彈，鴨式?jīng)_壓制導(dǎo)炮彈在沖壓工作狀態(tài)和被動(dòng)飛行狀態(tài)下的阻力增大，升力減小，阻力的增大幅度大于升力的減小幅度。另外，與沖壓工作狀態(tài)相比，被動(dòng)飛行狀態(tài)下炮彈的阻力系數(shù)更小，升力系數(shù)更大。趙占龍[14]運(yùn)用橫流比擬法和等效攻角法計(jì)算彈體、彈翼非線性氣動(dòng)特性，考慮兩者之間的氣動(dòng)干擾，指出制導(dǎo)炮彈在設(shè)計(jì)中應(yīng)注意的大攻角非對(duì)稱側(cè)向力以及靜不穩(wěn)定性問題。劉亞杰[15]采用動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)非定常數(shù)值模擬了艦炮制導(dǎo)炮彈彈托分離過程，分離初始階段，彈托和彈體存在明顯的氣動(dòng)干擾，彈托前的激波打到彈體，使得彈體氣動(dòng)特性振蕩變化，隨后分離距離增大，兩者的氣動(dòng)干擾逐漸消失。程誠[16]對(duì)某制導(dǎo)炮彈內(nèi)彈道性能進(jìn)行了二維兩相流數(shù)值模擬，數(shù)值結(jié)果能夠準(zhǔn)確反映整個(gè)內(nèi)彈道循環(huán)膛內(nèi)兩相流的流動(dòng)特性及動(dòng)態(tài)發(fā)展過程。

四、總結(jié)

隨著科技發(fā)展以及未來戰(zhàn)場(chǎng)需求，制導(dǎo)炮彈將成為應(yīng)對(duì)未來戰(zhàn)爭(zhēng)的途徑之一?？諝鈩?dòng)力學(xué)在制導(dǎo)導(dǎo)彈的氣動(dòng)總體設(shè)計(jì)，尤其是在增程技術(shù)方面起著先導(dǎo)作用。

參考文獻(xiàn)：

[1]?? 王偉，馬志賽.制導(dǎo)炮彈的優(yōu)勢(shì)特點(diǎn)及發(fā)展趨勢(shì)[J].飛航導(dǎo)彈，2011，7：10-13.

[2]?? 朱少雄，施冬梅.制導(dǎo)迫擊炮彈發(fā)展現(xiàn)狀及關(guān)鍵技術(shù)[J].飛航導(dǎo)彈，2016，376（04）：67-70.

[3]?? 胡江，王連柱，解維河.艦炮火箭助推滑翔增程制導(dǎo)炮彈現(xiàn)狀及應(yīng)用研究[J].飛航導(dǎo)彈，2013，000（010）：67-71.

[4]?? 史金光，王中原，許厚謙，等.滑翔增程彈鴨式舵的氣動(dòng)設(shè)計(jì)與分析[J].彈道學(xué)報(bào)，2006（04）：33-37.

[5]?? 史金光，王中原，常思江，等.鴨式制導(dǎo)炮彈氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)方法研究[J].南京理工大學(xué)學(xué)報(bào)：自然科學(xué)版，2009，033（005）：555-559.

[6]?? 雷娟棉，吳甲生.增程制導(dǎo)炮彈氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)[J].航空學(xué)報(bào)，2005，26（003）：294-297.

[7]?? 孫世巖，梁偉閣，陳俊丞.適合概念設(shè)計(jì)的制導(dǎo)炮彈氣動(dòng)外形優(yōu)化方法[J].海軍工程大學(xué)學(xué)報(bào)，2020，32（2）：81-86.

[8]?? 朱胤，王旭剛.多尾翼式高超聲速制導(dǎo)炮彈氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)與特性分析[J].兵器裝備工程學(xué)報(bào)，2020.

[9]?? 符蓓蓓，吳甲生，雷娟棉.超遠(yuǎn)程制導(dǎo)炮彈船尾和尾翼剖面形狀對(duì)阻力影響的數(shù)值模擬[J].北京理工大學(xué)學(xué)報(bào)，2008（02）：104-107.

[10] 杜韓東，李娜，張康康.翼型對(duì)舵翼氣動(dòng)特性的影響分析[J].兵器裝備工程學(xué)報(bào)，2018，039（004）：34-37.

[11] 張寧，史金光，馬曄璇.沖壓增程制導(dǎo)炮彈氣動(dòng)特性研究[J].兵工學(xué)報(bào).2020，（3）.524-527.

[12] 黃玉才，李巖，HUANG，等.高超聲速炮彈氣動(dòng)數(shù)值模擬[J].兵器裝備工程學(xué)報(bào)，2017，38（5）：65-68，72.

[13] 馬曄璇，史金光，張寧，等.鴨式布局沖壓增程制導(dǎo)炮彈三維流場(chǎng)模擬與數(shù)值分析[J].彈道學(xué)報(bào)，2019（3）：18-23.

[14] 趙占龍，王良明.制導(dǎo)炮彈大攻角范圍氣動(dòng)特性的計(jì)算分析[J].兵器裝備工程學(xué)報(bào)，2012，33（006）：12-15.

[15] 劉亞杰，孫世巖.艦炮制導(dǎo)炮彈彈托分離過程非定常流場(chǎng)數(shù)值模擬[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2016（4）：98-104.

[16] 程誠，張小兵.某制導(dǎo)炮彈二維兩相流內(nèi)彈道性能分析與數(shù)值模擬研究[J].兵工學(xué)報(bào)，2015，36（1）：58-63.