郭立力，渠弘毅，張立坤，王新泉，申明輝，王 鵬

(北京航天長征飛行器研究所，北京 100076)

0 引言

自第二次世界大戰(zhàn)以來，火箭武器系統(tǒng)以其反應時間短、火力猛、威力大等優(yōu)點，一直是世界各國競相發(fā)展的武器裝備，并享有“陸戰(zhàn)之神”之美譽，如何最大限度的提高火箭彈的射程，擴大其打擊范圍，提高作戰(zhàn)能力，是始終伴隨火箭武器系統(tǒng)設計工作中的一個重要而現(xiàn)實的課題[1]。

文中提出一種分離式火箭彈總體設計方案，即采用分離技術，將助推發(fā)動機在工作后適時和彈頭分離，分離后彈頭剛度提高、操控能力增強，可實現(xiàn)大攻角拉起、下壓機動，不僅使大幅增加射程成為可能，而且還可以通過控制末端彈道傾角，提高戰(zhàn)斗部毀傷能力，進而提升火箭彈綜合作戰(zhàn)效能。

1 火箭彈增程技術現(xiàn)狀

研究火箭彈發(fā)展歷史可知，人們一直在努力提升火箭彈的射程，最常用的方法是采用增大助推發(fā)動機口徑，增加助推發(fā)動機裝藥，從而實現(xiàn)增程目的。這種增程方案直接有效，但弊端也顯而易見，其最大的弊端是隨著助推發(fā)動機口徑增加其生產(chǎn)成本也大幅增加，價格直逼常規(guī)戰(zhàn)術導彈，給采購方帶來較大的經(jīng)濟壓力，也大大限制了火箭彈戰(zhàn)術運用范圍，不利于火箭彈技術的發(fā)展。

另外一種增程方案是在火箭彈上增加一可折疊的彈翼[2]，通過彈翼來增加火箭彈的升力，從而增加火箭彈射程，這種增程技術方案最大的問題是增程效果十分有限，且會增加火箭彈結構設計難度。

以火箭彈戰(zhàn)術運用靈活，打擊目標多樣化這一基本定位，最大限度降低火箭彈成本，將戰(zhàn)術、戰(zhàn)略導彈級間分離技術小型化后運用到火箭彈上，并在分離后彈道下降階段，通過空氣舵偏轉改變彈頭的飛行姿態(tài)，使彈體軸線產(chǎn)生一定的攻角，利用空氣對彈頭的飛行阻力，產(chǎn)生氣動升力分量，抵消部分重力產(chǎn)生的不利影響，實現(xiàn)彈頭的滑翔飛行來增大射程。

2 火箭彈技術方案

2.1 不具備分離功能的火箭彈

不具備分離功能的火箭彈，即常規(guī)火箭彈。一般由助推發(fā)動機和彈頭組成，如圖1所示。

圖1 不具備分離功能的火箭彈組成示意圖

2.2 具備分離功能的火箭彈

具備分離功能的火箭彈同常規(guī)火箭彈相比在彈頭和助推發(fā)動機之間增加了分離艙，一般由助推發(fā)動機、分離艙和彈頭組成，如圖2所示。

圖2 具備分離功能的火箭彈組成示意圖

分離艙內安裝有分離系統(tǒng)，一般由點火裝置及切割裝置組成，切割裝置可通過固定機構安裝在分離艙內壁上，在接收到彈上控制系統(tǒng)發(fā)出的分離電信號后切割裝置作用，輸出能量將分離艙殼體分離開，從而實現(xiàn)彈頭和助推發(fā)動機的分離。

3 火箭彈飛行過程受力及分析

以助推發(fā)動機作用完后的火箭彈為研究對象，對比分析不帶分離系統(tǒng)的火箭彈和帶分離系統(tǒng)火箭彈的受力及運動情況。

將空氣動力沿速度坐標系分解成3個分量，分別為阻力FR、升力FS及側向力FZ。

(1)

式中：FR為阻力；FS為升力；FZ為側向力；CR為阻力系數(shù)；CS為升力系數(shù)；CZ為側向力系數(shù)；ρ為空氣密度；V為火箭彈飛行速度；S為參考面積。一般取彈體最大截面積，由于側向力一般與火箭彈的機動性能相關度更大一些，與火箭彈射程關聯(lián)度較小，文中暫且不展開探討。

火箭彈在飛行過程中所受的阻力受空氣黏性的影響最大[3]，可以分三部分來研究：與升力無關的部分稱為零升阻力(即升力為零時的阻力)；另一部分取決于升力的大小，稱為誘導阻力；當超音速飛行時，飛行阻力會急劇增加，還會受激波阻力的影響。因此，其阻力可以表示為：

FR=FR0+FR1+FR2

(2)

式中：FR0為零升阻力；FR1為誘導阻力；FR2為激波阻力。其中零升阻力包括摩擦阻力和壓差阻力，摩擦阻力是與氣體的黏性相關，當有黏性的氣流流過彈體時，靠近彈體表面的氣流速度為零，它受到彈體表面的滯止作用力，氣流也給彈體一個反作用力，其大小與彈體對氣流的作用力相等，方向則與運動方向相反，阻礙彈體運動，彈體氣動外形不同，其摩擦阻力也存在較大差異。壓差阻力是由于彈體飛行過程中，彈體頭部區(qū)域由于氣流受阻壓強增大，在彈體尾部區(qū)域氣體形成渦流區(qū)，壓強變小，從而在頭、尾形成壓差，進而在飛行過程中產(chǎn)生壓差阻力。彈體飛行過程中，當有飛行攻角時，在舵翼下表面氣體壓強大，上表面氣體壓強小，所以上下表面的壓強差使得氣流從下翼面繞過兩端翼尖，向上翼面流動，當氣流流過翼尖時，將形成漩渦。隨著火箭彈向前方飛行，漩渦就從翼尖向后方流動，并產(chǎn)生了向下的下洗速度，該下洗速度方向和原飛行速度方向不一致，使飛行方向有改變，此時升力也會偏轉一角度，升力在速度方向投影會產(chǎn)生一個與原飛行方向相反的力——誘導阻力。超音速飛行時，在火箭彈頭部產(chǎn)生頭部激波，空氣在通過激波時，受到一層稠密空氣的阻滯作用，這種阻力稱為激波阻力[4]，會消耗火箭彈飛行動能，使得飛行速度急劇降低。

火箭彈的升力FS可以分解為彈身、尾翼等部分產(chǎn)生的升力和各部分干擾而引起的附加升力。研究表明在火箭彈的氣動布局和外形確定的條件下，升力系數(shù)CS主要取決于馬赫數(shù)、攻角和俯仰舵面積及偏轉角。

通過分析比較不分離方案火箭彈和分離方案火箭彈飛行過程中的阻力系數(shù)、升力系數(shù)及升阻比等情況，結合彈道控制從而對各自射程能力進行分析。

4 氣動特性仿真計算及分析

目前火箭彈的氣動特性可以通過理論分析、風洞試驗、工程計算和數(shù)值計算等方法進行研究。隨著計算機技術的蓬勃發(fā)展，可以通過計算流體力學技術(CFD)模擬真實流程環(huán)境，對火箭彈飛行過程中氣動特性進行分析。

以最大口徑為300 mm，分離前長細比約25，分離后長細比變?yōu)?0的尾舵控制分離火箭彈方案為例，運用Matlab軟件[5]對不分離火箭彈方案和分離火箭彈方案在0°、2°、4°、8°攻角下及0.6、0.8、1、1.5、2.0、3.0、4.0等不同馬赫數(shù)下的飛行過程阻力系數(shù)、升力系數(shù)及升阻比進行了計算，并對分離方案中的10°、15°及20°攻角下升阻比情況進行了計算，計算結果如圖3～圖8所示。

圖3 不分離方案阻力系數(shù)

圖4 分離方案阻力系數(shù)

圖5 不分離方案升力系數(shù)

圖6 分離方案升力系數(shù)

圖7 不分離方案升阻比

圖8 分離方案升阻比

通過分析比對不分離方案和分離方案在不同馬赫數(shù)和攻角條件下的阻力系數(shù)、升力系數(shù)及升阻比情況，可以看出：1)不分離方案中的阻力系數(shù)比分離方案中的阻力系數(shù)要大約33.4%，其主要原因是分離方案將已工作完成的助推發(fā)動機拋離后，減少了其阻力影響；2)在0°、2°及4°攻角下，不分離方案升力系數(shù)和分離方案升力系數(shù)基本相當，當攻角再變大，超過8°時，不分離方案的升力系數(shù)要大于分離方案，其主要原因是隨著攻角的進一步增加，不分離方案中的結構面積增加要大于分離方案，從而導致氣動分力產(chǎn)生升力明顯增加；3)兩種方案中升阻比均隨攻角增加而增加，在0°、2°及4°攻角下，不分離方案升阻比同分離方案相比要小約31.5%，隨攻角進一步增加由于2)所列原因，不分離方案升阻比逐步超過分離方案。在大攻角(≥8°)下，不分離方案的升阻比能更大，但如何產(chǎn)生大攻角呢？這需要彈上的姿控系統(tǒng)來實現(xiàn)，由于受目前姿控系統(tǒng)工業(yè)水平、火箭彈結構、彈箱匹配及成本的限制，對于受上述條件約束的姿控系統(tǒng)，不能產(chǎn)生使常規(guī)不分離火箭彈大攻角穩(wěn)定飛行的控制力矩；而分離式火箭彈，由于分離后彈頭質量變輕，長細比大大減小，其配平能力更優(yōu)，目前的姿控系統(tǒng)工藝水平能夠使其大攻角長時間穩(wěn)定飛行，且成本可控。

在穩(wěn)定飛行的前提下增加升阻比可提高火箭彈射程，由于分離式火箭彈，分離后長細比大幅降低，其控制能力同步得到大幅提升的同時，有利于通過大攻角拉起增加其飛行過程中的升力，從而增加火箭彈射程。

5 彈道設計及射程分析

在采用相同發(fā)動機的前提下，為比較常規(guī)不分離火箭彈和分離式火箭彈射程能力的情況，進行了全狀態(tài)六自由度仿真計算，可以得到在火箭彈降弧段均進行攻角拉起后的軌跡曲線，如圖9所示。

①曲線為不分離狀態(tài)火箭彈純慣性條件下射程情況；②曲線為不分離狀態(tài)火箭彈在降弧段進行攻角拉起飛行射程情況；③曲線為分離狀態(tài)火箭彈在降弧段進行攻角拉起飛行射程情況圖9 高度和射程情況示意圖

由仿真結果可以看出，采用相同發(fā)動機的情況下，不分離火箭彈在降弧段進行攻角拉起和純慣性彈道相比射程將增加約25%；分離式火箭彈在分離后的降弧段再進行大攻角拉起，其射程增加約65%。因此火箭彈在能穩(wěn)定控制的前提下，在降弧段進行攻角拉起后，射程將明顯增加。在同樣的助推發(fā)動機提供初始動力條件下，分離式火箭彈在分離后的降弧段再進行大攻角飛行后，其增程效果更為顯著。

6 結論

從火箭彈飛行過程中受力情況出發(fā)，介紹了一種分離式增程火箭彈總體方案，對比了不分離方案和分離方案在同等條件下的阻力系數(shù)、升力系數(shù)及升阻比，在此基礎上進行了數(shù)值仿真計算，計算結果表明：采取分離式火箭彈方案，火箭彈的可控性可以大幅提升，在此前提下可進行大攻角拉起飛行，從而顯著增加火箭彈射程，提升火箭彈綜合效能。