卷弧翼火箭彈高原使用穩(wěn)定性分析*

劉志明，韓珺禮，章 曙，李鈺生

(1 63961部隊(duì)，北京 100000;2 國(guó)營(yíng)743廠，太原 035000)

0 引言

西南高原、海拔高、氣壓低、空氣密度小、含氧量少，在高原4 000 m和5 000 m處，氣壓為海平面的60.9%和 53.3%，空氣密度是海平面的 66.9% 和60.1%［1］?？諝饷芏鹊?，氣動(dòng)阻力小，對(duì)尾翼穩(wěn)定火箭彈高空飛行彈道影響較大。由于卷弧翼火箭彈彈道存在滾轉(zhuǎn)導(dǎo)致的馬格努斯效應(yīng)及卷弧尾翼不對(duì)稱產(chǎn)生的側(cè)向力［2-3］，大大增加了火箭彈飛行的不穩(wěn)定性，使得原本在平原保持穩(wěn)定飛行的火箭彈，在高原使用時(shí)，不一定滿足穩(wěn)定要求。文中針對(duì)國(guó)內(nèi)某型火箭彈高原使用失穩(wěn)現(xiàn)象，進(jìn)行了穩(wěn)定性分析，并提出了火箭彈改進(jìn)設(shè)計(jì)方案。

1 火箭彈高原使用失穩(wěn)現(xiàn)象

某型火箭彈在高海拔地區(qū)進(jìn)行遠(yuǎn)程射擊時(shí)，預(yù)定彈道和試驗(yàn)彈道存在較大偏差，如圖1所示。火箭彈在海拔6 000 m以下時(shí)，彈道一致性很好，其后，彈道急劇下沉，偏離預(yù)定彈道，實(shí)際落點(diǎn)為預(yù)定射程的一半左右，火箭彈飛行異常。

圖1 高海拔時(shí)，某型火箭彈進(jìn)行遠(yuǎn)程射擊時(shí)的實(shí)際彈道和預(yù)計(jì)彈道比較

圖2給出了實(shí)測(cè)火箭彈飛行速度的變化規(guī)律與理論彈道計(jì)算的飛行速度比較。從中可以看到:

1)實(shí)測(cè)火箭彈主動(dòng)段末的速度與理論預(yù)計(jì)結(jié)果基本一致，說(shuō)明火箭彈發(fā)動(dòng)機(jī)工作情況和主動(dòng)段飛行情況均正常。

2)火箭彈在主動(dòng)段結(jié)束后較短時(shí)間內(nèi)，火箭彈飛行速度急劇減小，反映出遇到很大的飛行阻力。說(shuō)明火箭彈從這個(gè)時(shí)候開(kāi)始，出現(xiàn)大攻角飛行。

雷達(dá)測(cè)試結(jié)果與理論計(jì)算的阻尼對(duì)比如圖3所示，可以看出，在主動(dòng)段結(jié)束后的某個(gè)時(shí)刻火箭彈的飛行阻力突然增大，并長(zhǎng)時(shí)間維持在高阻力飛行。

圖2 高海拔時(shí)，某火箭彈進(jìn)行遠(yuǎn)程射擊時(shí)飛行速度和預(yù)計(jì)飛行速度比較

圖3 高海拔時(shí)，某火箭彈進(jìn)行遠(yuǎn)程射擊時(shí)飛行阻尼和預(yù)計(jì)阻尼的比較

2 失穩(wěn)原因分析

外彈道學(xué)中給出的飛行穩(wěn)定充要條件為［4］:

其中:Sg為陀螺穩(wěn)定因子;Sd為動(dòng)穩(wěn)定因子?；鸺龔椫饕?dú)鈩?dòng)力系數(shù)變化對(duì)飛行穩(wěn)定性的影響情況為［5］:

1)|Sg|越小，越有利于飛行穩(wěn)定性，即減小轉(zhuǎn)速、加大穩(wěn)定力矩有利于彈箭飛行穩(wěn)定;

2)升力系數(shù)導(dǎo)數(shù)和赤道阻尼力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)對(duì)尾翼穩(wěn)定彈箭是穩(wěn)定因素;

3)馬格努斯力矩是一個(gè)不穩(wěn)定因素，且馬格努斯力矩系數(shù)的大小是決定彈箭飛行穩(wěn)定性的主要因素。

根據(jù)飛行穩(wěn)定的充要條件，可以定義動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性參數(shù)λ在全彈道上滿足下列條件:

經(jīng)對(duì)某型火箭彈的平原和高原使用時(shí)影響火箭彈動(dòng)態(tài)穩(wěn)定的各個(gè)因素變化情況計(jì)算分析，得到:

2)在高原遠(yuǎn)程彈道上，火箭彈飛行至5.6 s左右，動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性參數(shù)λ接近0值，在11s左右，達(dá)到極小值－0.162 0，表明該火箭彈在高原遠(yuǎn)距離射擊時(shí)不能滿足動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性要求。

分析認(rèn)為，造成高原動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性參數(shù)λ為負(fù)的主要原因是，高原空氣密度的降低，使得該型火箭彈的馬格努斯力矩效應(yīng)的不穩(wěn)定作用明顯增大，并超過(guò)了赤道阻尼力矩和升力對(duì)火箭彈運(yùn)動(dòng)的穩(wěn)定作用。

3 火箭彈改型設(shè)計(jì)

為提高火箭彈高原使用的動(dòng)穩(wěn)定性，必需減小火箭彈的馬格努斯效應(yīng)，為此，設(shè)計(jì)了一種可折疊的直尾翼，如圖4所示。

圖4 改進(jìn)設(shè)計(jì)后的可折疊穩(wěn)定裝置示意圖

理論計(jì)算的直尾翼和卷弧翼兩種尾翼的馬格努斯力矩二階導(dǎo)數(shù)隨馬赫數(shù)的變化關(guān)系如圖5所示，計(jì)算表明，直尾翼的馬格努斯力矩要遠(yuǎn)小于卷弧翼的馬格努斯力矩。

圖5 不同尾翼的馬格努斯力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)隨馬赫數(shù)的變化關(guān)系

4 結(jié)論

改型設(shè)計(jì)后的高原使用結(jié)果表明，火箭彈在高原使用飛行穩(wěn)定，可以滿足高原遠(yuǎn)射程使用時(shí)的穩(wěn)定性要求。

［1］王堅(jiān)，王寶貴，張晨.高原氣候環(huán)境對(duì)裝備影響及適應(yīng)性措施［J］.環(huán)境技術(shù)，2013(6):25－28.

［2］謝志敏，楊樹(shù)興，陳偉.大長(zhǎng)徑比卷弧尾翼火箭彈氣動(dòng)特性數(shù)值研究［J］.固體火箭技術(shù)，2009，32(6):596－599.

［3］Curry W H，Reed J F.Measurement of magnus effects on a sounding rocket model in supersonic wind tunnel［R］.AIAA－66－754.

［4］楊紹卿.火箭彈散布和穩(wěn)定性理論［M］.北京:國(guó)防工業(yè)出版社，1979.

［5］翟英存，陶國(guó)輝，黨明利.尾翼穩(wěn)定火箭彈高空氣動(dòng)力與彈道特性研究［J］.彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2011，31(2):142－144.