陳　超,陳　圣,徐　晗,惲炅明

(安徽神劍科技股份有限公司,安徽合肥　230601)

?

某尾翼式火箭增程迫彈飛行失穩(wěn)原因分析

陳超,陳圣,徐晗,惲炅明

(安徽神劍科技股份有限公司,安徽合肥230601)

摘要:針對某尾翼式火箭增程迫彈彈道飛行失穩(wěn)的現(xiàn)象,建立了火箭增程迫彈的六自由度彈道模型,仿真分析了該彈丸的擺動角變化規(guī)律、全彈道靜穩(wěn)定度、動態(tài)穩(wěn)定度,共振轉(zhuǎn)速、平衡轉(zhuǎn)速等,最終確定共振為該彈飛行失穩(wěn)的主要原因。為避免彈丸共振的產(chǎn)生,研究確定了該彈的最佳轉(zhuǎn)速范圍,通過最大射程及密集度試驗結(jié)果表明平衡轉(zhuǎn)速為8r～10r時,發(fā)動機(jī)作用對彈丸飛行影響較小,密集度最好。

關(guān)鍵詞:增程彈;轉(zhuǎn)速;共振;飛行穩(wěn)定性

修回日期： 2015-03-20

陳圣(1989-),男,工程師。

徐晗(1987-),男,工程師。

惲炅明(1988-),男,碩士,工程師。

隨著戰(zhàn)場局勢越來越復(fù)雜,常規(guī)迫彈的射程越來越不能滿足實戰(zhàn)需要,因此火箭增程迫彈受到更廣泛的關(guān)注,許多學(xué)者對于尾翼式火箭增程彈進(jìn)行了大量研究[1-4]。

火箭增程迫彈是一種依靠尾翼穩(wěn)定的彈丸,由于氣動偏心、加工偏差、初始擾動等因素的存在,火箭增程迫彈的彈道散步較大,為了提高和優(yōu)化彈丸的密集度,在設(shè)計過程中讓尾翼彈低速繞縱軸旋轉(zhuǎn),然而在發(fā)動機(jī)作用后出現(xiàn)部分彈丸飛行不穩(wěn),甚至近彈現(xiàn)象。為此對尾翼式火箭增程迫彈的飛行失穩(wěn)原因進(jìn)行排查,研究和分析了該尾翼彈的最佳轉(zhuǎn)速,確定解決方案。

1火箭增程迫彈飛行不穩(wěn)原因分析

假設(shè)火箭增程迫彈彈長為935mm,彈重16.3kg,受自身彈形及發(fā)射條件限制,將發(fā)動機(jī)部分設(shè)計在尾弧部,為減小發(fā)動機(jī)推力偏心對飛行穩(wěn)定性的不利影響,通過調(diào)整噴管角度,使發(fā)動機(jī)合推力通過質(zhì)心,發(fā)動機(jī)點(diǎn)火時間為8s,作用時間為3.4s,彈尾采用斜切式,斜切角度為30°。

造成增程彈飛行不穩(wěn)定原因較多,經(jīng)對飛行過程進(jìn)行初步排查,可將初始擾動、質(zhì)量偏心等因素排除,最終將彈丸飛行失穩(wěn)的原因鎖定為以下4種：1)發(fā)動機(jī)作用時彈丸的擺動角未衰減到位,發(fā)動機(jī)作用后,導(dǎo)致擺動角急劇增大,飛行失穩(wěn);2)彈丸靜穩(wěn)定裕度較小,發(fā)動機(jī)工作后,燃?xì)饬鲗椢舶?導(dǎo)致尾翼不起作用,進(jìn)而飛行不穩(wěn);3)彈丸飛行動態(tài)不穩(wěn)定,在飛行中攻角處于發(fā)散狀態(tài);4)隨著彈丸的低速旋轉(zhuǎn),當(dāng)自轉(zhuǎn)頻率等于俯仰頻率時,會引起共振,從而導(dǎo)致攻角突增,飛行失穩(wěn)?，F(xiàn)對上述4種原因展開分析。

2火箭增程迫彈的模型建立

采用CFD軟件對該彈進(jìn)行氣動力分析,獲取彈丸在不同馬赫數(shù)下的氣動力參數(shù),利用 VC++編制程序?qū)鸺龀虖椷M(jìn)行了六自由度彈道仿真,六自由度彈道方程如下[5]：

(1)

Fpcosδ1cosδ2-mgsinθ1cosψ2

(2)

Fpsinδ1cosδ2-mgcosθ1

(3)

Fpsinδ2+mgsinθ1sinψ2

(4)

(5)

(6)

(7)

式中，F(xiàn)p為發(fā)動機(jī)推力,其他參數(shù)含義詳見文獻(xiàn)[5]。

3飛行失穩(wěn)原因分析

3.1彈丸擺動角變化規(guī)律

圖1為彈丸由起始擾動引起的擺動運(yùn)動規(guī)律的仿真結(jié)果,彈丸攻角的幅值是逐漸衰減的,彈丸飛行至6s后攻角已衰減了90%,8s后基本衰減完。彈丸高原擺動比平原有所增大,衰減性也比平原小,但仍滿足動態(tài)穩(wěn)定性要求。且所設(shè)計的發(fā)動機(jī)為小推力,故可知發(fā)動機(jī)作用后,擺動角已衰減到位。

圖1　擺動角沿全彈道的變化

3.2靜穩(wěn)定度

圖2　靜穩(wěn)定儲備量沿全彈道的變化

由圖2可知,迫彈全彈道處于靜穩(wěn)定狀態(tài),出炮口穩(wěn)定儲備量最小,為12.4%,靜穩(wěn)定量設(shè)計合理?？膳懦o穩(wěn)定裕度較小的因素。

3.3動穩(wěn)定度分析

根據(jù)外彈道理論,尾翼彈的動態(tài)穩(wěn)定條件為

(8)

其中，b為攻角衰減指數(shù),bx、by和kzz分別為彈丸的阻力、升力和赤道阻尼力矩有關(guān)的特征參量,g為重力加速度,θ為彈道傾角,V為彈丸飛行速度。

圖3　攻角衰減指數(shù)沿全彈道的變化

由圖3可知,該彈丸在不同射擊條件下下均能滿足動態(tài)飛行穩(wěn)定 要求。經(jīng)上述研究表明彈丸的動態(tài)穩(wěn)定性良好,不應(yīng)出現(xiàn)飛行不穩(wěn)及近彈現(xiàn)象。

3.4共振分析

為推算該彈丸是否在發(fā)動機(jī)作用時引發(fā)共振,現(xiàn)對彈丸的平衡轉(zhuǎn)速及共振轉(zhuǎn)速進(jìn)行仿真分析,結(jié)果如圖4,發(fā)現(xiàn)該彈丸平衡轉(zhuǎn)速高于共振轉(zhuǎn)速,但余量較小,有可能在轉(zhuǎn)速上升過程中,穿越共振區(qū)時停留時間較長,引發(fā)共振。

圖4　平衡轉(zhuǎn)速和共振轉(zhuǎn)速沿全彈道的變化(射角51°)

為確認(rèn)該問題，裝配了飛行參數(shù)測試彈,內(nèi)部裝填鋰電池、陀螺、加速度計及記錄儀,通過配重保證測試彈特征參數(shù)與尾翼式火箭增程彈基本一致,在某靶場實測彈丸飛行轉(zhuǎn)速及擺動,記錄儀采集的數(shù)據(jù)見圖5～6。

圖5　30°斜切角彈尾方案全彈道轉(zhuǎn)速曲線

圖6　30°斜切角彈尾方案擺動加速度曲線

由圖5～6可知，該彈在發(fā)動機(jī)工作后,轉(zhuǎn)速及擺動加速度明顯增加,出現(xiàn)共振現(xiàn)象,彈丸失穩(wěn)。

4改進(jìn)設(shè)計

為了避免彈丸飛行過程中共振現(xiàn)象的產(chǎn)生,通過增大彈丸自轉(zhuǎn)角速度,以減少彈丸穿越共振區(qū)停留的時間。

4.1彈丸最佳轉(zhuǎn)速范圍

尾翼式火箭增程迫彈的轉(zhuǎn)速是依據(jù)避免共振和動態(tài)穩(wěn)定條件來共同確定,而尾翼彈的動態(tài)穩(wěn)定因子基本上都是大于1的,這就對轉(zhuǎn)速有了限制,另一方面,為了避免共振,又要求彈丸的自轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)速遠(yuǎn)離自由擺動頻率。

尾翼彈的動態(tài)穩(wěn)定因子為

(9)

式中，Sg為陀螺穩(wěn)定因子,Sd為動態(tài)穩(wěn)定因子。

對于尾翼彈而言,Sg<0,|Sd|>1,故上式可改寫為

(10)

可知陀螺因子為

(11)

式中，τ彈丸自轉(zhuǎn)角頻率,kz為彈丸的翻轉(zhuǎn)力矩。

(12)

式中,C為彈丸的極轉(zhuǎn)動慣量,A為彈丸的赤道轉(zhuǎn)動慣量,故可知彈丸轉(zhuǎn)速在3r/s～18r/s就可以避免共振的產(chǎn)生,保證其飛行穩(wěn)定性。

4.2彈尾優(yōu)化

較快的轉(zhuǎn)速,會引起馬格努斯力矩的增加,從而對密集度產(chǎn)生不利的影響,并且轉(zhuǎn)速往往是以犧牲彈丸自身能量獲得的,因此在滿足其他要求的前提下,轉(zhuǎn)速應(yīng)取小不取大[6]。

為在不大改原彈形結(jié)構(gòu)的前提下,適當(dāng)提高轉(zhuǎn)速,對彈尾進(jìn)行優(yōu)化改進(jìn),翼片斜置角度分別為0.4°、0.6°、0.8°、1.0°,并對上述4種方案進(jìn)行仿真,彈丸平衡轉(zhuǎn)速及點(diǎn)火時刻轉(zhuǎn)速如表1所示。

表1　不同斜置角和斜切角賦予彈丸平衡轉(zhuǎn)速及點(diǎn)火時刻轉(zhuǎn)速

經(jīng)重新裝配飛行參數(shù)測試彈,分別對彈尾斜置0.4°和0.8°的轉(zhuǎn)速和擺動加速度進(jìn)行了測算,記錄儀采集的數(shù)據(jù)見圖7～10。由圖7～8可知,采用斜置0.4°和0.8°彈尾后,未出現(xiàn)共振現(xiàn)象,且轉(zhuǎn)速有明顯提升。圖9～10為0.8°斜置角彈尾方案和0.4°斜置角彈尾方案的擺動加速度,因為彈尾失穩(wěn)在發(fā)動機(jī)工作后出現(xiàn)的,故而在此只給出發(fā)動機(jī)工作期間彈丸擺動的數(shù)據(jù)曲線,由圖可知0.8°方案相對比0.4°方案擺動較小。綜上可知,改進(jìn)彈尾之后,彈丸飛行失穩(wěn)這一問題有效解決了。

圖7　0.4°斜置角彈尾方案全彈道轉(zhuǎn)速曲線

通過對彈丸彈尾斜置0.4°、0.6°、0.8°、1.0°配重彈進(jìn)行最大射程及密集度射擊試驗,試驗結(jié)果表明彈尾斜置0.6°和0.8°時,密集度較好,且兩者相差不大,表明彈丸平衡轉(zhuǎn)速在8～10轉(zhuǎn)時,發(fā)動機(jī)作用對彈丸的密集度影響較小,超過10轉(zhuǎn)時,由于馬格努斯力矩也顯著增大,導(dǎo)致密集度反而下降,綜合考慮到加工的難度,及加工周期,可以考慮將斜置彈尾的轉(zhuǎn)速定為0.6°。

圖8　0.8°斜置角彈尾方案全彈道轉(zhuǎn)速曲線

圖9　0.4°斜置角彈尾方案擺動加速度曲線

圖10　0.8°斜置角彈尾方案擺動加速度曲線

5結(jié)束語

本文研究了導(dǎo)致某火箭增程彈飛行失穩(wěn)的原因,并通過數(shù)值仿真及實驗驗證逐一分析排查原因,結(jié)果表明:共振是導(dǎo)致該彈丸失穩(wěn)的主要因素,仿真及理論計算推測了增程彈丸的最佳轉(zhuǎn)速范圍,通過試驗表明該彈丸轉(zhuǎn)速平衡轉(zhuǎn)速為8r～10r時,發(fā)動機(jī)作用對彈丸飛行影響較小,密集度最好。

同時斜置翼片能夠顯著提高彈丸的轉(zhuǎn)速,減少在共振區(qū)停留的時間,有效地避免了共振的產(chǎn)生，可為火箭增程彈的設(shè)計提供參考。

參考文獻(xiàn):

[1]劉怡昕,劉玉文. 外彈道學(xué)[M]. 北京:海潮出版社,1998.

[2]徐明友. 火箭外彈道學(xué)[M]. 哈爾濱: 哈爾濱工業(yè)大學(xué)出版社,2004.

[3]劉文生,周建中,金衛(wèi)平. 尾翼式無控火箭飛行穩(wěn)定性研究[J].江西科學(xué),2010,18(6):820-821.

[4]楊紹卿. 火箭外彈道偏差與修正理論[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2011.

[5]韓子鵬. 彈箭外彈道學(xué)[M]. 北京: 北京理工大學(xué)出版社, 2008：127-142.

[6]董亮,王宗虎,趙子華,等.彈箭飛行穩(wěn)定性理論及其應(yīng)用[M]. 北京: 兵器工業(yè)出版社, 1990.

Flying Unstability Research of Tail-type Extended Range shell

CHEN Chao, CHEN Sheng, XU Han, YUN Jiong-ming

(Anhui Shenjian Technology Company Limited, Hefei 230601, China)

Abstract:Aimming at the unstable problem during the development process of tail-type extended range shell, six DOF trajectory model of Extended Range shell is established, swing angle variation of projectile,the whole trajectory of static stability, dynamic stability,critical speed,balancing speed is analysis by simulation. last the resonance is found which is main reason of the instability flying bomb. In order to avoid the resonance, the optimal speed range of missile is being research, experiment shows that when the balance of speed is 8r-10r, the role of flight engine has little effect on projectile.

Key words:extended range shell; speed; resonance; flight stability

作者簡介：陳超(1984-),男,安徽宣城人,工程師,研究方向為飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計。

收稿日期：2015-02-26

中圖分類號:TJ630.3+4；E917

文獻(xiàn)標(biāo)志碼:A

DOI:10.3969/j.issn.1673-3819.2016.01.024

文章編號：1673-3819(2016)01-0112-04