徐永杰，王志軍，吳國東，尹建平（中北大學機電工程學院，太原　030051）

彈頭可偏轉(zhuǎn)火箭彈外彈道特性研究*

徐永杰，王志軍，吳國東，尹建平
（中北大學機電工程學院，太原030051）

為了研究彈頭偏轉(zhuǎn)角對彈箭外彈道的影響，進行了彈頭可偏轉(zhuǎn)火箭彈的氣動特性和彈道特性研究。首先利用流體力學軟件對不同彈頭偏轉(zhuǎn)角的彈箭模型在不同馬赫數(shù)飛行的情況進行繞流流場數(shù)值模擬，獲得各彈箭模型的氣動力參數(shù)，然后通過六自由度彈道模型對彈頭可偏轉(zhuǎn)火箭彈的外彈道進行數(shù)值計算，并進行典型試驗驗證。試驗結(jié)果與仿真結(jié)果吻合良好，彈頭偏轉(zhuǎn)角可以提供有效的彈箭落點橫向偏移距離，研究結(jié)果可為自適應智能彈箭的研制與工程應用提供理論與技術(shù)支持。

彈頭可偏轉(zhuǎn)火箭彈；外彈道；六自由度彈道模型

0　引言

科技的發(fā)展推動武器裝備的不斷發(fā)展，進而使得現(xiàn)代戰(zhàn)爭的模式發(fā)生巨大變化，精確打擊作戰(zhàn)思想的運用對精確制導彈藥提出了越來越高的要求。偏轉(zhuǎn)彈頭控制是一種新穎的控制方式，它是通過控制彈頭部相對彈軸偏轉(zhuǎn)一定的角度產(chǎn)生控制力，獲得控制力矩從而控制彈箭飛行。相對于傳統(tǒng)的控制方式，它具有控制規(guī)律簡潔、響應速度快、可實現(xiàn)連續(xù)控制、彈箭氣動特性良好、機動性強、控制效率高等特點。

文獻［1］的研究表明彈頭向下偏轉(zhuǎn)可以提供一個較大的俯仰力矩和一個小的法向力，彈頭向上偏轉(zhuǎn)可以提供較大的俯仰力矩和法向力，且彈頭上下偏轉(zhuǎn)對側(cè)向力和偏航力矩沒有顯著影響。文獻［2］的風洞試驗研究表明，頭部偏轉(zhuǎn)對彈下游表面的干擾小于鴨舵控制方式。文獻［3］的風洞試驗表明，偏轉(zhuǎn)彈頭控制相對鴨舵控制，彈體阻力要減小5%～13%，且偏轉(zhuǎn)彈頭控制具有更高的俯仰控制效率和靈敏性。文獻［4-5］對頭部偏轉(zhuǎn)控制的彈箭模型進行氣動力數(shù)值計算，結(jié)果表明數(shù)值計算的結(jié)果與風洞試驗的結(jié)果很吻合。

國內(nèi)對于偏轉(zhuǎn)彈頭控制武器的研究最早見于文獻［6］，建立基于智能材料增程彈箭的外彈道模型，并進行初步的力學仿真。文獻［7］對偏頭控制和舵翼控制方式的氣動力特性進行了深入對比。文獻［8 -11］對偏轉(zhuǎn)彈頭控制導彈進行動力學建模并仿真驗證試驗模型，分析得到偏轉(zhuǎn)彈頭控制方式具有控制效率高、抗過載能力大、響應速度快的優(yōu)點。文獻［12-14］對有頭部偏角彈箭的氣動特性進行深入研究，分析了偏轉(zhuǎn)彈頭控制方式的機理并指出其在亞、跨音速范圍飛行的彈箭上應用的可行性。

1　模型建立

1.1物理模型

以單兵火箭彈為彈丸平臺，建立三維物理模型，為方便建模對物理模型進行相應的簡化處理，彈長L =596.0 mm，彈徑D=92.6 mm，見圖1所示。

圖1　標準火箭彈模型

頭部偏轉(zhuǎn)即是彈箭頭部相對于彈軸偏轉(zhuǎn)一定角度［14］，見圖2所示。

圖2　帶頭部偏轉(zhuǎn)角的火箭彈模型

建立頭部偏角為0°、2°、4°、6°、8°的彈箭模型，各彈箭模型的物理特性如表1所示。

表1　彈箭模型的物理特性

1.2有限元模型

火箭彈模型長徑比約為6.4∶1，為了清晰地獲得彈體表面的氣動變化規(guī)律，整個計算域設置為底面半徑300.0 mm、高4 200.0 mm的圓柱體，彈丸模型位于計算域的中前部，以非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分半模型對稱計算域，以確保網(wǎng)格精度。在劃分網(wǎng)格過程中，使用Size Function［15］來控制網(wǎng)格疏密度，以保證在最大限度模擬火箭彈表面的氣動特性的同時適當減小網(wǎng)格數(shù)量。

圖3　彈表面網(wǎng)格劃分結(jié)果

圖4　計算域網(wǎng)格劃分結(jié)果剖面圖

2　空氣動力特性

2.1飛行彈箭的壓力場

根據(jù)單兵火箭彈的實戰(zhàn)背景條件，選取典型計算結(jié)果進行分析，如圖5～圖6顯示的是M0模型在0.5 Ma時壓力云圖及等值線圖。

圖5　M0模型在0.5 Ma時壓力云圖

圖6　M0模型在0.5 Ma時壓力等值線圖

在無來流攻角并且無頭部偏轉(zhuǎn)角情況時，隨著彈箭飛行速度的增大，彈體表面周圍流場的壓力也在逐漸增加，且壓力場整體呈軸對稱結(jié)構(gòu)，彈頭部是全彈壓力最大的位置。隨著速度的增加，彈頭部區(qū)域的壓力不斷增大，同時呈現(xiàn)擴大的趨勢且逐漸覆蓋整個彈箭表面，在氣體通過這一區(qū)域之后，彈體的肩部位置上有一個突然的壓力降低區(qū)域，產(chǎn)生了氣體膨脹波，隨著速度的增大，壓力的降低區(qū)域也越來越大。由于火箭彈的尾翼對氣體產(chǎn)生了阻礙作用，尾翼的前緣位置會產(chǎn)生一個壓力增大區(qū)域，而彈箭底部會產(chǎn)生一個較大的低壓區(qū)。

0°攻角、來流速度一定時，隨著火箭彈頭部偏轉(zhuǎn)角度的增大，彈體周圍的流場壓力也相應地發(fā)生了一系列變化。當彈體頭部發(fā)生偏轉(zhuǎn)的時刻，彈箭的流場結(jié)構(gòu)變化具有一定相似性；但是，火箭彈流場的上下表面產(chǎn)生了明顯的不對稱，且隨著火箭彈飛行速度的增大，不對稱性也逐漸加劇，與文獻［6］的研究結(jié)果相符。隨著頭部偏轉(zhuǎn)角度的增大，不僅火箭彈整體周圍所受壓力有所增大，而且在彈頭部的下表面產(chǎn)生了高壓區(qū)域，且這一區(qū)域也有逐漸增大趨勢，說明頭部偏轉(zhuǎn)角度的存在對于火箭彈周圍流場壓力是有較大影響的。同時，由于頭部偏轉(zhuǎn)角度的存在，在頭部位置，迎風面的壓力要大于背風面的壓力，而在肩部后，迎風面壓力減小，背風面壓力增大，導致在彈身靠后的位置，流場呈現(xiàn)近似的軸對稱結(jié)構(gòu)。由此可知，頭部偏轉(zhuǎn)角對于火箭彈彈身靠后部分流場的影響不是很大，與文獻［2］的研究結(jié)果相符。

2.2飛行彈箭的速度場

圖7～圖8顯示的是M0模型在0.5 Ma時速度云圖及等值線圖。

圖7　M0模型在0.5 Ma速度云圖

0°攻角的情況，當火箭彈以0°頭部偏轉(zhuǎn)角飛行時，速度場呈現(xiàn)對稱分布結(jié)構(gòu)；由于火箭彈頭部的阻礙使得頭部位置流場速度降低，且隨著彈丸飛行速度的增大，低速區(qū)域也逐漸擴大并向后移動。當火箭彈的飛行速度一定時，隨著火箭彈頭部偏轉(zhuǎn)角的逐漸增大，彈身表面的流場發(fā)生了巨大改變，不僅火箭彈的上下表面失去了軸對稱結(jié)構(gòu)，而且彈身表面的湍流結(jié)構(gòu)也發(fā)生了巨大的變化，隨著頭部偏轉(zhuǎn)角度的增大，火箭彈上下表面的不對稱性越來越大，層流底層區(qū)域也越來越大?？梢钥闯?，頭部偏轉(zhuǎn)角的存在是影響火箭彈湍流結(jié)構(gòu)的重要因素。

圖8　M0模型在0.5 Ma速度等值線圖

3　外彈道特性

3.1六自由度彈道模型

質(zhì)心運動方程和繞心運動方程決定火箭彈在空間的運動姿態(tài)，即六自由度彈道數(shù)學模型［16］。

3.2彈道計算

火箭彈外彈道計算的基礎(chǔ)參數(shù)：

質(zhì)量m=3.9 kg；

初始速度V0=156.0 m/s；

彈形系數(shù)i=2.26；

逆風風速：1.0 m/s，橫風風速：2.0 m/s；

計算終止條件：高度Y=0。

在預定射程的情況下，計算初始射角。表2～表3為彈頭部偏角固定4°時彈箭的彈道計算結(jié)果，其中表2為彈道頂點諸元的計算結(jié)果，表3為彈道落點諸元的計算結(jié)果。

表2　彈道頂點諸元

在預定的計算條件下，計算結(jié)果表明，彈頭偏轉(zhuǎn)可以提供一定的落點橫向偏移量，能夠有效提高彈箭的射擊精度。

3.3試驗驗證

根據(jù)彈道計算結(jié)果，設計頭部偏角固定為4°的火箭彈進行飛行試驗，預定射程為200.0 m，試驗彈共計3發(fā)。

試驗方案整體布置示意圖見圖9所示，試驗彈實體圖見圖10所示。

試驗結(jié)果如表4所示。

在預設的試驗條件下，試驗用火箭彈的落點平均偏差為0.547 m，與數(shù)值計算方法得到的結(jié)果相差4.2%，試驗結(jié)果與仿真結(jié)果吻合良好，同時驗證了繞流流場數(shù)值模擬方法的正確性、結(jié)果的可信性。

圖9　試驗方案示意圖

圖10　固定頭部偏轉(zhuǎn)角的試驗彈

表4　飛行試驗結(jié)果

4　結(jié)論

智能控制的自適應彈箭技術(shù)是目前智能彈藥領(lǐng)域發(fā)展的重要方向，同時也是世界各國研究的前沿技術(shù)。彈頭偏轉(zhuǎn)控制方式是一種新穎的控制方式，開展對其研究具有重要的工程應用價值。文中以單兵火箭彈為彈箭平臺，首先，設計不同彈頭偏轉(zhuǎn)角的火箭彈模型并對其進行繞流流場的數(shù)值模擬，然后，利用獲得的氣動力參數(shù)，通過六自由度彈道模型對帶頭部偏轉(zhuǎn)角的火箭彈進行外彈道數(shù)值模擬，最后對典型的計算結(jié)果進行試驗驗證，試驗結(jié)果與仿真結(jié)果吻合良好，驗證了數(shù)值仿真及試驗方案設計方法的正確性與結(jié)果的可信性。在后續(xù)的研究中，需要對偏轉(zhuǎn)執(zhí)行機構(gòu)進行深入研究，同時需要設計更加全面的彈箭飛行試驗，以期對頭部偏轉(zhuǎn)控制的自適應彈箭的工程應用提供技術(shù)支持與理論依據(jù)。

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［5］WILLIAM B Blake，ETAN D Karni.A cambered body

method for missile datcom：AIAA 2005-4971［R］.2005.

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［8］谷良賢，白壬潮，孫曉峰，等.兩種彈頭偏轉(zhuǎn)機構(gòu)的適用性研究［J］.應用力學學報，2014，31（5）：678 -684.

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Research on External Ballistics Characteristics of Rocket Projectile with Deflectable Nose

XU Yongjie，WANG Zhijun，WU Guodong，YIN Jianping
（School of Mechatronics Engineering，North University of China，Taiyuan 030051，China）

In order to study effect of nose deflection angle on missile’s external ballistics，research on aerodynamic and ballistic characteristics of rocket projectile with deflectable nose was conducted.Flow field numerical simulation for rocket projectile with different nose deflection angle flying under different Mach number was made by CFD software and aerodynamic parameters of each rocket projectile model was obtained，and then six degrees of freedom exterior ballistic calculation was made for rocket projectile with different nose deflection nose，typical experiment was done for verifying the results of numerical simulation.The simulation results coincide well with the experimental results and nose deflection angle can provide falling point lateral migration distance effectively，research results can provide theoretical and technical support for adaptive intelligent missile and its engineering applications.

rocket projectile with deflectable nose；external ballistics；six degrees of freedom ballistic model

TJ410.3

A

10.15892/j.cnki.djzdxb.2016.01.030

2015-08-29

國家自然科學基金（11572291）；山西省高?？萍紕?chuàng)新項目（20130103Z70）；中北大學研究生科技基金（20151201；20151202）資助

徐永杰（1987-），男，河北遵化人，碩士研究生，研究方向：火炮、自動武器與彈藥工程。