吳建萍

(中國船舶重工集團(tuán)公司 第七一〇研究所，湖北 宜昌 443003)

火箭彈在空中飛行時(shí)，為了使其在飛行中保持穩(wěn)定，常常在彈尾部裝尾翼。靠尾翼產(chǎn)生的升力，使火箭彈上的壓力中心移到質(zhì)心之后，并距質(zhì)心有一定的距離，以產(chǎn)生穩(wěn)定力矩，滿足一定的穩(wěn)定度要求，從而保證火箭彈穩(wěn)定飛行。尾翼是尾翼式火箭彈上很重要的部件，其設(shè)計(jì)性能直接影響到火箭彈的射程、飛行穩(wěn)定性、密集度以及操作使用等戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能。為了使火箭彈具有良好的飛行穩(wěn)定性，尾翼應(yīng)具有良好的氣動(dòng)特性即尾翼應(yīng)具有足夠大的升力和盡可能小的阻力;同時(shí)在滿足強(qiáng)度和剛度的情況下，其尺寸和質(zhì)量最小。本文主要從氣動(dòng)特性方面來對(duì)尾翼火箭彈進(jìn)行分析及優(yōu)化。

1 常用幾種翼型概述

對(duì)于用管式裝載發(fā)射，要求裝載空間不大于火箭彈的彈身直徑，常用的尾翼結(jié)構(gòu)主要有固定翼、卷弧翼和馬刀翼等，下面主要對(duì)這些尾翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析比較。

1.1 固定翼

固定翼是一種最常見的尾翼。主要由翼片、整流罩及螺圈組成。固定翼直接安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)噴管上，最大外形不超過火箭彈定心部尺寸。

1.2 卷弧翼

卷弧翼主要由整流罩、卷弧翼片、連接軸、彈簧以及同步環(huán)組成。整流罩安裝在彈體外表面上，卷弧翼片通過連接軸和整流罩連接。卷弧翼片的曲率半徑與整流罩外圓曲率半徑相同。平時(shí)卷弧翼片合攏在整流罩的外圓柱面上，最大外形不超過火箭彈定心部直徑。發(fā)射后，在彈簧力作用下，翼片繞平行于彈軸的連接軸旋轉(zhuǎn)張開到位。

1.3 馬刀翼

馬刀翼主要由尾翼座、刀型翼片、翼片轉(zhuǎn)軸以及扭簧組成。尾翼座大多安裝在噴管的外側(cè)，每片尾翼通過方向垂直于彈軸的轉(zhuǎn)軸裝配在尾翼座上?；鸺龔椩趦?chǔ)存時(shí)，翼片呈收攏狀態(tài)，且最大外廓尺寸不大于火箭彈定心部尺寸。當(dāng)彈體發(fā)射后翼片繞轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)而張開。馬刀翼主要安裝在較細(xì)噴管的外側(cè)或無推力的火箭彈尾部。

2 翼型的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及氣動(dòng)特性計(jì)算

2.1 工程計(jì)算

2.1.1 壓力中心系數(shù)

壓力中心就是法向力在彈軸上的合力作用點(diǎn)，它到彈頂點(diǎn)的距離以xpBW表示。尾翼彈所受的法向力是由彈頭部和尾翼兩部分提供，它們對(duì)彈頂點(diǎn)的力矩關(guān)系式為

式(1)中，Y1TW是尾翼段法向力，在小攻角時(shí)，Y1TW≈YTW，且尾翼段法向力作用點(diǎn)xpTW的計(jì)算式為

式(2)中，xB為翼根前端點(diǎn)到彈體頂點(diǎn)的距離。取全彈長LBW為特征長度，并以各升力系數(shù)的導(dǎo)數(shù)代替各法向力，可得無量綱壓力中心系數(shù)

式(3)中，SW為一對(duì)尾翼平面的投影面積;SM為彈體最大橫截面面積;對(duì)于兩對(duì)尾翼，φ=1，三對(duì)尾翼，φ=1.25。

2.1.2 俯仰力矩系數(shù)

對(duì)全彈質(zhì)心而言的俯仰力矩為

式(4)中，xG為全彈質(zhì)心距彈頂點(diǎn)的距離。由此可得俯仰力矩系數(shù)

式(5)中，T =(xpBW-xG)/LBW稱為穩(wěn)定儲(chǔ)備量。當(dāng)T ＞0 為靜穩(wěn)定的，T ＜0 為靜不穩(wěn)定的。T 的范圍為8% ～20%。

2.2 氣動(dòng)模型建立

本文用PRO/E 分別對(duì)固定翼、卷弧翼和馬刀翼3 種火箭彈進(jìn)行氣動(dòng)建模，所建模型如圖1、圖2、圖3 所示。均采用6 片尾翼。

圖1 固定翼

圖2 卷弧翼

圖3 馬刀翼

2.3 氣動(dòng)特性計(jì)算

分別對(duì)上述3 種模型建立計(jì)算域，并對(duì)其進(jìn)行網(wǎng)格劃分，所畫網(wǎng)格數(shù)分別為2 724 558、2 697 976、3 269 638。并使用流體分析軟件FLUENT 計(jì)算馬赫數(shù)Ma =0.4，攻角a =3°時(shí)3 種不同尾翼的火箭彈的氣動(dòng)特性。

計(jì)算時(shí)采用基于密度的耦合求解方法，顯式格式有限體積法，湍流模型為S-A 單方程模型，計(jì)算方法采用Roe-FDS通量差分方法，對(duì)流項(xiàng)的離散采用二階迎風(fēng)格式。計(jì)算所得出的結(jié)果如表1 所示。

表1 氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果

從表1 中可以看出，固定翼的穩(wěn)定儲(chǔ)備量不在8% ～20%之間，使用時(shí)，需要在彈頭部加配重;卷弧翼和馬刀翼的穩(wěn)定儲(chǔ)備量在8% ～20%之間，其阻力和升力特性也均滿足使用的要求，但由于卷弧翼的翼展受到自身結(jié)構(gòu)的限制，它所提供的升力和穩(wěn)定力矩受到一定的限制;而馬刀翼可以根據(jù)空間的大小設(shè)計(jì)成不同的形狀，也可以根據(jù)不同的翼片數(shù)來改變阻力和升力的大小。因此，本文選用馬刀翼作為火箭彈的穩(wěn)定裝置，并對(duì)其進(jìn)行氣動(dòng)優(yōu)化分析。

3 氣動(dòng)優(yōu)化分析

下面分別對(duì)4 片馬刀翼和6 片馬刀翼的火箭彈進(jìn)行氣動(dòng)特性仿真，并進(jìn)行分析，以選出適合所需火箭彈的最佳翼片數(shù)目。

如圖4 和圖5 分別是Ma=0.4，a=3°時(shí)的4 片馬刀翼火箭彈的壓力云圖和對(duì)稱面速度-等馬赫線圖。圖6 和圖7分別是Ma =0.4，a =3°時(shí)6 片馬刀翼火箭彈的壓力云圖和對(duì)稱面速度-等馬赫線圖。

圖4 壓力云圖

圖5 速度-等馬赫線圖

圖6 壓力云圖

圖7 速度-等馬赫線線圖

表2 分別列出了4 片馬刀翼和6 片馬刀翼在Ma =0.4，a=3°時(shí)的氣動(dòng)特性參數(shù)。

表2 氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果

從表2 中可以看出，在馬赫數(shù)Ma=0.4，攻角a=3°時(shí)，6片馬刀翼的火箭彈氣動(dòng)特性優(yōu)于4 片馬刀翼火箭彈的氣動(dòng)特性，其穩(wěn)定儲(chǔ)備量16.8 高于4 片馬刀翼火箭彈的穩(wěn)定儲(chǔ)備量9.4。因此，6 片馬刀翼的火箭彈比4 片馬刀翼的火箭彈穩(wěn)定性好，優(yōu)選6 片馬刀翼作為火箭彈的穩(wěn)定裝置。

4 結(jié)束語

通過分析表明，馬刀翼可以很好的節(jié)約裝載空間，其穩(wěn)定性優(yōu)于固定翼和卷弧翼。另外，本文僅從氣動(dòng)特性考慮馬刀翼的可行性，在詳細(xì)設(shè)計(jì)中還需解決氣彈問題、連接形式等問題。馬刀翼易于實(shí)現(xiàn)延時(shí)張開以較小主動(dòng)段散布，還有利于實(shí)現(xiàn)自動(dòng)裝填，它有較好的氣動(dòng)特性，不但可在無控火箭彈上采用，也可在有控火箭彈上采用。

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