梁毅辰

(西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院,西安　710077)

?

偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈氣動方案設(shè)計研究

梁毅辰

(西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院,西安710077)

摘要：在外軍某型導(dǎo)彈的基礎(chǔ)上，將偏轉(zhuǎn)彈頭控制方式引入導(dǎo)彈，重新設(shè)計了其氣動方案；在設(shè)計的過程當(dāng)中，針對偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈特有設(shè)計約束，對原準(zhǔn)彈的設(shè)計進(jìn)行了調(diào)整；新設(shè)計的方案綜合考慮了各分系統(tǒng)之間的約束，解決了將這種新的控制方式引入導(dǎo)彈設(shè)計后所帶來的一些問題；計算結(jié)果顯示：該氣動方案解決了一般偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈低速可用過載低的問題，與傳統(tǒng)導(dǎo)彈相比具有包絡(luò)小，阻力低，高速下可用過載大等特點。

關(guān)鍵詞：航空宇航科學(xué)與技術(shù)；飛行器設(shè)計；導(dǎo)彈總體設(shè)計； 偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈

本文引用格式：梁毅辰.偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈氣動方案設(shè)計研究[J].兵器裝備工程學(xué)報，2016(7):47-50.

Citation format:LIANG Yi-chen.Aerodynamic Design of Deflectable Nose Missile[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2016(7):47-50.

近年來，來襲的空中目標(biāo)日益呈現(xiàn)出體積小、速度快、機(jī)動能力強的特點，給現(xiàn)役防空系統(tǒng)提出了巨大的挑戰(zhàn)?，F(xiàn)役防空導(dǎo)彈大多采用傳統(tǒng)的氣動舵面控制方式，存在控制響應(yīng)時間長、控制效率低等缺點，推力矢量控制與側(cè)向力控制等控制方法也存在著結(jié)構(gòu)復(fù)雜，控制力的生成受燃料局限等問題。因此，發(fā)展一種新的控制方法以滿足導(dǎo)彈快速、大機(jī)動飛行的要求，勢在必行。

偏轉(zhuǎn)彈頭控制是通過彈頭的擺動產(chǎn)生控制力，進(jìn)而對導(dǎo)彈進(jìn)行控制的技術(shù)。與普通導(dǎo)彈相比具有導(dǎo)彈包絡(luò)小、氣動特性優(yōu)異、防熱難度小等特點，是一種極具應(yīng)用前景的導(dǎo)彈控制方式。

1偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈設(shè)計約束條件

1.1偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈的外形設(shè)計約束

在頭部外形設(shè)計上，在CATIA中分別對長度相等的尖頭與鈍頭導(dǎo)彈進(jìn)行了建模，用Gambit生成網(wǎng)格，用Fluent進(jìn)行氣動計算，數(shù)值解法采用有限體積法，空間離散按中心差分格式，時間離散采用二階迎風(fēng)格式，湍流模型采用RNGk-ε模型。得出氣動數(shù)據(jù)后根據(jù)瞬時平衡假設(shè)插值計算平衡狀態(tài)下的最大可用過載。計算結(jié)果如表1所示。通過氣動計算比較可以看出，尖頭彈頭的氣動性能優(yōu)于鈍頭彈頭。然而在實際應(yīng)用當(dāng)中，根據(jù)精確制導(dǎo)導(dǎo)彈所需的制導(dǎo)模式，有時必須采用鈍頭設(shè)計以安裝光學(xué)部件。另外，無論是鈍頭外形還是尖頭外形，通過增加彈頭長度以及波紋管長度都可以增大可用過載，同時亦會造成鉸鏈力矩增加，為偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的設(shè)計帶來困難，這就要求在設(shè)計時根據(jù)偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的能力設(shè)計彈頭以及波紋管的長度，使其在偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的能力范圍之內(nèi)達(dá)到最佳控制效果。

表1　尖頭與鈍頭導(dǎo)彈彈頭靜平衡特性比較

1.2偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈氣動特性與速度的關(guān)系

在飛行速度方面，兩種外形的導(dǎo)彈可用過載隨馬赫數(shù)變化曲線如圖1所示，通過氣動計算和比較發(fā)現(xiàn)，無論是哪種彈頭外形，在低馬赫數(shù)下偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈的可用過載都非常低，難以達(dá)到控制效果，這會導(dǎo)致導(dǎo)彈在低速段難以進(jìn)行彈道修正以及姿態(tài)控制，給正常飛行帶來困難。為了解決這個問題，一方面，在偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈的設(shè)計中尋找方法改進(jìn)其低速性能；另一方面，采用空射以及加裝助推器等方法，使導(dǎo)彈在低馬赫數(shù)段飛行的時間盡量減少，令其迅速加速至超音速狀態(tài)，渡過可用過載過低的階段；此外，在彈道規(guī)劃時，應(yīng)當(dāng)合理安排導(dǎo)彈攻擊目標(biāo)的時機(jī)，保證導(dǎo)彈在接近目標(biāo)時有足夠的速度和較高的可用過載。

圖1　兩種外形的可用過載隨馬赫數(shù)變化曲線

2偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈氣動方案設(shè)計

本文選用美國RIM-116“拉姆”近程防空導(dǎo)彈作為原準(zhǔn)彈，“拉姆”導(dǎo)彈是一種近程、低空艦載防空導(dǎo)彈，可裝備在各型艦艇上，用于攔截各種掠海飛行的反艦導(dǎo)彈和低空高速飛機(jī)。該導(dǎo)彈采用鴨式布局頭部形狀為球頭截錐型，紅外-雷達(dá)復(fù)合制導(dǎo)，自旋單通道控制。

2.1偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈任務(wù)設(shè)計

根據(jù)對兩種形狀偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈的氣動性能研究，偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈在低速段的可用過載很低，操縱性差，而在高速段可用過載相比傳統(tǒng)導(dǎo)彈大大提高。因此，應(yīng)當(dāng)根據(jù)這種特點設(shè)計適合的偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈任務(wù)方案。

2.1.1空射導(dǎo)彈方案

目前先進(jìn)的第四代戰(zhàn)斗機(jī)為了追求隱身效果，多采用內(nèi)置彈倉儲存導(dǎo)彈，偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈沒有舵面的特點有利于在有限的彈倉空間內(nèi)安放更多的導(dǎo)彈，大大提高了載機(jī)的戰(zhàn)斗力。同時，空射方式可以避開低速段，在較短的時間內(nèi)將導(dǎo)彈加速至超音速以獲得較大控制力，彌補了偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈低速性能差的缺點。

作為空射導(dǎo)彈時，載機(jī)在0.8 Ma左右的速度下投放導(dǎo)彈，脫離載機(jī)后導(dǎo)彈發(fā)動機(jī)點火，采用方案控制方式將導(dǎo)彈加速至1.5 Ma左右，開始轉(zhuǎn)入彈頭偏轉(zhuǎn)控制模式，由導(dǎo)引系統(tǒng)引導(dǎo)導(dǎo)彈飛向目標(biāo)。當(dāng)馬赫數(shù)超過2.5之后，偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈的可用過載較高，此時打擊目標(biāo)可保證導(dǎo)彈的機(jī)動性能，若馬赫數(shù)進(jìn)一步提高，導(dǎo)彈的可用過載會迅速提高，使導(dǎo)彈獲得更強的機(jī)動能力。

2.1.2近程防空導(dǎo)彈方案

目前，反艦導(dǎo)彈大多采用了末段機(jī)動技術(shù)，即在彈道末段進(jìn)行機(jī)動規(guī)避以躲避攔截?！袄贰睂?dǎo)彈作為一種近程防空導(dǎo)彈，主要打擊目標(biāo)是突破遠(yuǎn)程、中程防空火力攔截的反艦導(dǎo)彈，這些目標(biāo)具有較高的末段機(jī)動性。將偏轉(zhuǎn)彈頭技術(shù)運用于近程防空導(dǎo)彈可以大大提高機(jī)動性，提高對于高機(jī)動反艦導(dǎo)彈的攔截幾率。此外，“拉姆”導(dǎo)彈為提高艦載發(fā)射器的裝彈量，采用了折疊鴨舵設(shè)計減小導(dǎo)彈的輪廓尺寸，引入偏轉(zhuǎn)彈頭技術(shù)之后，由于無需采用鴨舵，可以輕易地減小導(dǎo)彈包絡(luò)。

由于偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈在低速下產(chǎn)生的控制力非常小，對姿態(tài)以及彈道的調(diào)整能力有限，為了防止發(fā)射初段導(dǎo)彈墜海，可選擇較大的發(fā)射角度進(jìn)行發(fā)射，同時采用助推發(fā)動機(jī)或者提高發(fā)動機(jī)的初始推力，使導(dǎo)彈速度迅速提高并跨越音速。當(dāng)飛行速度超過音速之后，由艦上導(dǎo)引系統(tǒng)或者導(dǎo)彈自身的制導(dǎo)系統(tǒng)控制導(dǎo)彈飛向目標(biāo)，在馬赫數(shù)大于2.5后對目標(biāo)實施攻擊。

本文以近程防空為主要任務(wù)，對“拉姆”導(dǎo)彈進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計，研究分析采用偏轉(zhuǎn)彈頭技術(shù)之后導(dǎo)彈性能的提升性能。

2.2偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈氣動外形方案設(shè)計

通過計算說明，尖頭外形的偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈具有更優(yōu)的氣動特性，然而，作為一款近程防空導(dǎo)彈，針對目標(biāo)特征的多樣性以及日漸成熟的隱身技術(shù)，必須采用紅外導(dǎo)引頭，所以需采用鈍頭設(shè)計。對于鈍頭偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈，涉及的外形幾何參數(shù)主要包括柱段長度Lcylinder、錐段長度Lcone、錐段最小半徑Rcone.Min、波紋管長度LPipe以及彈頭的偏轉(zhuǎn)鉸鏈中心與彈身前端面間的距離Ljl。錐段最小半徑由導(dǎo)引頭尺寸決定，因此本文主要通過調(diào)節(jié)剩下的3個參數(shù)調(diào)整彈頭形狀。

經(jīng)過反復(fù)迭代與優(yōu)化，本文選擇的彈頭外形參數(shù)見表2，這種頭部外形產(chǎn)生的鉸鏈力矩較小，可用過載較高，在馬赫數(shù)為3，全彈質(zhì)量為45 kg時，最大可用過載以及鉸鏈力矩見表3。

表2　彈頭外形參數(shù)

表3　導(dǎo)彈靜平衡特性

偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈的低速氣動性能較差，可用法向過載非常低。這是由于這類導(dǎo)彈的偏轉(zhuǎn)部件是細(xì)長旋成體，亞音速下旋成體的法向力系數(shù)如下[21]：

(1)

(2)

式(2)中,Swl為外露翼面積，Cysh為彈身單獨產(chǎn)生的法向力系數(shù)，Cyyi(sh)為圓柱段彈身流場干擾下的翼升力系數(shù)，而ΔCysh(yi)為彈身對翼的干擾升力。

由式(2)可見，翼身組合體可產(chǎn)生更大的法向力系數(shù)。為改善偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈的低速氣動特性，本節(jié)在原有的偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈彈頭上添加4片小翼，改進(jìn)后的頭部外形以及全彈外形如圖2和圖3所示。

圖2　帶有小翼的偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈頭部外形

圖3　偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈新外形示意圖

4片小翼固定在彈頭上，隨彈頭一同偏轉(zhuǎn)，并沒有增加偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的復(fù)雜性，同時小翼的翼展僅250 mm，比“拉姆”導(dǎo)彈鴨舵翼展(445 mm)小得多，不會大幅增加導(dǎo)彈包絡(luò)，且可偏轉(zhuǎn)的翼面可以在較低速度下為整個導(dǎo)彈提供較高的操縱力。因此，添加了小翼的彈頭有望以最小的代價提高偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈的可用過載。

3偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈氣動特性分析

3.1阻力特性分析

較低的阻力是偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈的優(yōu)點之一，這是由于其偏轉(zhuǎn)部件是一個旋成體，而旋成體的阻力較升力面而言更小。為了增加偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈低速段的可用過載，在偏轉(zhuǎn)彈頭的可偏轉(zhuǎn)頭部固定了4片小翼，這可能會為偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈帶來額外的阻力。為了檢驗該設(shè)計是否會大幅度增加偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈的阻力系數(shù)，在此，比較了添加小翼后的偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈新設(shè)計方案、未添加小翼的偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈舊設(shè)計方案以及原準(zhǔn)彈頭部(舵面)偏轉(zhuǎn)13°時在馬赫數(shù)0.8、1.2、2、3下的阻力系數(shù)隨攻角變化，比較結(jié)果如圖4所示。

圖4　偏轉(zhuǎn)彈頭舊氣動方案、新氣動方案以及原準(zhǔn)彈阻力特性比較

對比圖4中曲線可以發(fā)現(xiàn)，增加小翼對于偏轉(zhuǎn)彈頭的阻力增加并不大，而且偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈所增加的小翼面積相比原準(zhǔn)彈的鴨式舵小了很多，因此阻力相比原準(zhǔn)彈降低可觀。

3.2可用過載分析

為了檢驗頭部增加小翼之后對低速段可用過載的貢獻(xiàn)，分別計算了偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈新的外形設(shè)計與舊的外形設(shè)計在不同馬赫數(shù)下的可用過載(質(zhì)量相同的情況下)，并同原準(zhǔn)彈進(jìn)行了比較，比較結(jié)果如圖5所示。

圖5　添加小翼后的偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈可用過載

從圖5中可以看出，經(jīng)過改進(jìn)外形設(shè)計，低速段的可用過載被可觀地提高了，這使導(dǎo)彈在發(fā)射段的控制能力得到提高。由于采用鈍頭外形方便紅外導(dǎo)引頭的安裝，與尖頭偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈相比，新設(shè)計方案在高馬赫數(shù)下的可用過載略低，但仍高于原準(zhǔn)彈的過載特性。新設(shè)計方案一定程度上解決了偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈低速性能差的問題，但欲達(dá)到比原準(zhǔn)彈更高的可用過載，一方面需要更高的速度，另一方面也可以將質(zhì)心位置后移，以獲得更大的平衡攻角。

4結(jié)論

在偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈的氣動方案設(shè)計過程中，考慮了偏轉(zhuǎn)彈頭特有的氣動以及動力學(xué)性質(zhì)以及原準(zhǔn)彈的任務(wù)特性以及設(shè)計約束計算。計算表明，偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈的阻力相比鴨式布局導(dǎo)彈有可觀的下降，并且在高速下具有很高的可用過載。在彈頭添加頭部小翼的設(shè)計令偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈的低速氣動性能有了顯著提升，有效地改善了導(dǎo)彈在低速段控制性能。

參考文獻(xiàn)：

[1]LANDERS M G,HALL L H.Deflectable Nose and Canard Controls for a Fin-Stabilized Projectile at Supersonic and Hypersonic Speeds[C].AIAA,2003-3805.

[2]THOMSON K D.The Use of a Deflectable Nose on a Missile as a Control Device[R].WSRL-0211-TR,Defense Research Centre Salisbury,South Australia,1981.

[3]BARRETTt R,STUTTS J.Modeling,Design and Testing of a Barrel-Launched Adaptive Munition[C].Proceedings of the 4th Annual Society of Photo-Optical Instrumentation Tenineers Symposium on Smart Structures and Materials,San Diego,CA,3-6 March.1997.

[4]STUTTS J C,BARRETT R M.Development and Experimental Validation of a Barrel-Launched Adaptive Munition[C].AIAA,1998-2037.

[5]BEN SSHOESMITH,TREVOR BIRCH.CFD Analysis of a Supersonic Projectile with Deflectable Nose Control[C].AIAA,2006-3200.

[6]MILTON E V.An Application of Vorticity Confinement to Missile Aerodynamic Design[C].AIAA,2006-3866.

[7]高原,谷良賢,龔春林,等.一種偏轉(zhuǎn)彈頭控制系統(tǒng)方案的特性研究[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報,2006,26(1):890-892.

[8]王明,谷良賢,高原.斜盤式偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)方案仿真研究[J].計算機(jī)仿真，2008,25(10):23-26.

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

[10]孫曉峰,谷良賢.偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈動力學(xué)建模研究 [J].西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報,2011,29(5):54-59.

(責(zé)任編輯周江川)

收稿日期：2016-02-11；修回日期：2016-03-01

作者簡介：梁毅辰(1988—)，男，助教，主要從事飛行器設(shè)計研究。

doi:10.11809/scbgxb2016.07.011

中圖分類號：V421.1

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

文章編號：2096-2304(2016)07-0047-04

Aerodynamic Design of Deflectable Nose Missile

LIANG Yi-chen

(School of Aircraft, Xi’an Aeronautical University, Xi’an 710077, China)

Abstract:The aerodynamics and dynamics characteristics of the deflectable nose missile were analyzed and some constraint conditions were proposed, and according to the constraint conditions of it, a deflectable nose missile’s mission and aerodynamic configuration was designed based on a foreign short-range air-defense missile and the aerodynamic characteristics of the missile was analyzed. The result of the analysis shows that the low-available overload-problem in low velocity situation of the deflectable nose missile has been solved by the new design. And compared with the traditional missile, the deflectable nose missile has smaller envelop, lower drag and higher available overload in high speed.

Key words:aeronautical and astronautical science and technology; aircraft design; missile overall design; deflectable nose missile

【裝備理論與裝備技術(shù)】