【裝備理論與裝備技術(shù)】

小口徑修正彈尾翼斜置角對(duì)修正能力影響

張嘉易，謝天祥，郝永平，李曙光，謝賀勇

(沈陽(yáng)理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，沈陽(yáng)110159)

摘要：為了研究小口徑修正彈尾翼斜置角對(duì)修正能力影響，建立了不同尾翼斜置角下彈丸的三維模型，利用滑移網(wǎng)格技術(shù)對(duì)其進(jìn)行了氣動(dòng)仿真，得出了阻力、升力、翻轉(zhuǎn)力矩、滾轉(zhuǎn)力矩等空氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，并對(duì)其氣動(dòng)特性進(jìn)行了分析；利用氣動(dòng)和動(dòng)力學(xué)多學(xué)科聯(lián)合仿真的方法，得到了不同尾翼斜置角下彈丸飛行穩(wěn)定性特征；同時(shí)，研究了不同尾翼斜置角對(duì)彈丸修正能力的影響；結(jié)果表明：在滿足全彈氣動(dòng)布局、飛行穩(wěn)定、彈丸修正能力的基礎(chǔ)上，尾翼斜置角越大修正能力越強(qiáng)。

關(guān)鍵詞：彈道修正；尾翼斜置角；飛行穩(wěn)定性；修正能力；小口徑尾翼彈

作者簡(jiǎn)介：張嘉易(1968—)，男，博士，主要從事彈道修正技術(shù)研究。

doi:10.11809/scbgxb2015.09.007

中圖分類號(hào)：TJ760.35

文章編號(hào)：1006-0707(2015)09-0026-04

本文引用格式：張嘉易，謝天祥，郝永平，等.小口徑修正彈尾翼斜置角對(duì)修正能力影響[J].四川兵工學(xué)報(bào)，2015(9):26-29.

Citation format:ZHANG Jia-yi, XIE Tian-xiang, HAO Yong-ping, et al.Influence of Small-Caliber Correction Projectile Fin Oblique Angle on Correction Capability[J].Journal of Sichuan Ordnance,2015(9):26-29.

Influence of Small-Caliber Correction Projectile Fin Oblique

Angle on Correction Capability

ZHANG Jia-yi, XIE Tian-xiang, HAO Yong-ping, LI Shu-guang, XIE He-yong

(School of Mechanical Engineering, Shenyang Ligong University, Shenyang 110159, China)

Abstract:In order to study small-caliber projectile tail correction oblique angle on correction capability, we established the 3D model of different fin deflections of the projectile, and used sliding grid technology on the aerodynamic simulation, and came to drag, lift, overturning moment, rolling moment and so aerodynamic data and analyzed its aerodynamic characteristics. Used the method of multidisciplinary joint pneumatic and dynamics simulation, we obtained different fin deflections stability characteristics of the projectile. At the same time, we studied the influence of different fin deflections on the projectile correction ability. The results show that, based on the aerodynamic layout, flight stability, effective control and motor projectile correction ability, the bigger of the fin oblique angle, and the stronger of the correction.

Key words: trajectory correction; fin deflection; the flight stability; correction ability; small caliber fin

小口徑彈丸以其發(fā)射率較高、瞄準(zhǔn)快速、維護(hù)便捷、重量較輕、結(jié)構(gòu)緊湊、機(jī)動(dòng)靈活和彈丸破壞威力大等特點(diǎn)在軍事中有廣泛的應(yīng)用。因此，將數(shù)以萬(wàn)計(jì)小口徑彈丸改裝成具有修正能力的二維彈道修正彈對(duì)維護(hù)祖國(guó)統(tǒng)一、安全有著極其重要的意義。

目前，二維彈道修正彈最理想的修正機(jī)構(gòu)是自由滾轉(zhuǎn)鴨舵機(jī)構(gòu)，鴨舵執(zhí)行機(jī)構(gòu)是利用舵機(jī)控制鴨舵偏轉(zhuǎn)來(lái)改變彈丸飛行姿態(tài)，從而進(jìn)行彈道修正[1]。由此想到能否利用尾翼偏轉(zhuǎn)改變彈丸飛行姿態(tài)來(lái)進(jìn)行彈道修正，答案是肯定的。據(jù)美國(guó)“數(shù)字趨勢(shì)”網(wǎng)站報(bào)道，美國(guó)洛克希德·馬丁公司桑迪亞國(guó)家實(shí)驗(yàn)室對(duì)外宣布研制了一種類似飛鏢的激光制導(dǎo)子彈。主要是一個(gè)驅(qū)動(dòng)電機(jī)和一個(gè)類似“魚鰭”的微型彈尾，驅(qū)動(dòng)電機(jī)可為傳動(dòng)系統(tǒng)提供持續(xù)動(dòng)力，微型彈尾可不斷旋轉(zhuǎn)，調(diào)整方向，控制子彈迂回、曲折地?fù)糁心繕?biāo)。

本文以30 mm小口徑彈丸為背景，為彈丸添加了類似“魚鰭”的尾翼，研究小口徑修正彈尾翼斜置角對(duì)修正能力影響。首先建立了不同尾翼斜置角下彈丸的三維模型，并分析了不同尾翼斜置角下彈丸的氣動(dòng)特性，再運(yùn)用ADAMS仿真得到不同尾翼斜置角下的彈丸飛行穩(wěn)定性特征，綜合考慮彈丸飛行穩(wěn)定性特征和電機(jī)控制能力研究小口徑彈尾翼斜置角對(duì)修正能力影響。

1小口徑尾翼彈修正方法

小口徑尾翼修正彈的修正機(jī)構(gòu)主要由修正執(zhí)行機(jī)構(gòu)、探測(cè)系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、引信激發(fā)裝置等組成，修正執(zhí)行機(jī)構(gòu)主要由兩對(duì)斜置尾翼組成，其中一對(duì)為旋轉(zhuǎn)尾翼，另一對(duì)為修正尾翼。在彈丸飛行過(guò)程中，空氣作用在旋轉(zhuǎn)尾翼斜面上會(huì)產(chǎn)生導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩，該力矩可以使彈丸轉(zhuǎn)速不斷增加，與此同時(shí)，由于彈丸極阻尼力矩的作用，最終使彈丸轉(zhuǎn)速處于某平衡值[2]，在結(jié)合電機(jī)電磁力矩的作用下可以有效地控制彈丸尾部轉(zhuǎn)速，從而控制修正尾翼處于特定位置，而處于特定位置的修正尾翼能為橫向修正提供側(cè)向力[3]，使小口徑尾翼彈具有修正能力。而作用在不同斜置角尾翼斜面上的空氣動(dòng)力導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩不同，進(jìn)而不同尾翼斜置角下彈丸平衡轉(zhuǎn)速也不同，所以選擇合理的尾翼斜置角是保證彈道修正彈打擊精度的必要條件之一。工作過(guò)程：當(dāng)彈丸出炮口后，引信中的彈載系統(tǒng)結(jié)合彈丸的發(fā)射初始條件參數(shù)和目標(biāo)落點(diǎn)的相關(guān)參數(shù)計(jì)算出理論彈道[4]；在彈丸飛行過(guò)程中，彈丸的探測(cè)裝置能夠獲取彈丸的實(shí)時(shí)飛行參數(shù)，彈載系統(tǒng)對(duì)彈丸實(shí)時(shí)飛行參數(shù)進(jìn)行計(jì)算得到實(shí)際彈道；彈載系統(tǒng)將理論彈道與實(shí)際彈道進(jìn)行比較，當(dāng)射程和橫向偏差達(dá)到預(yù)先設(shè)置的修正范圍時(shí)，控制系統(tǒng)就會(huì)利用修正機(jī)構(gòu)對(duì)彈道進(jìn)行射程和偏航的修正，從而提高小口徑尾翼彈的打擊精度。

2不同尾翼斜置角氣動(dòng)特性分析

小口徑尾翼修正彈尾翼斜置角不同對(duì)彈丸的氣動(dòng)特性的影響很大，直接影響著修正尾翼的修正側(cè)向力、旋轉(zhuǎn)尾翼的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩和整個(gè)彈丸的阻力、升力、翻轉(zhuǎn)力矩。為了觀察小口徑尾翼修正彈旋轉(zhuǎn)尾翼斜置角對(duì)全彈氣動(dòng)特性的影響，其中彈丸布局如圖1所示。在此以小口徑尾翼修正彈為研究背景，在修正尾翼斜置角和各尾翼迎風(fēng)面積、形狀、位置等相同情形下，建立了旋轉(zhuǎn)尾翼斜置角分別為0°、0.5°、1°、1.5°、2°、3°、4°、5°的三維模型，在利用空氣動(dòng)力學(xué)軟件建立針對(duì)以上彈丸模型的氣動(dòng)仿真模型，并對(duì)其進(jìn)行氣動(dòng)仿真，得到圖2～圖5的結(jié)果。

圖1　全彈布局簡(jiǎn)圖

圖2　彈丸阻力與尾翼斜置角關(guān)系

從圖2中可以看出，彈丸阻力是隨著尾翼斜置角的增加而有減小趨勢(shì)，但減小幅度不大。

圖3　彈丸升力與尾翼斜置角關(guān)系

從圖3可以看出，彈丸升力隨尾翼斜置角的增大而增加，但增加幅度不大。

圖4　彈丸翻轉(zhuǎn)力矩與尾翼斜置角關(guān)系

翻轉(zhuǎn)力矩越大彈丸的飛行穩(wěn)定性就會(huì)越差，由圖4中可以看出，彈丸翻轉(zhuǎn)矩隨尾翼斜置角的增大而增加，可知尾翼斜置角越大彈丸的飛行穩(wěn)定性就會(huì)越差。

圖5　尾翼導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩與尾翼斜置角關(guān)系

從圖5中可以看出，彈尾導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩隨著尾翼斜置角的增加而增加，當(dāng)引信部分的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量一定，斜置尾翼的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩越大，引信旋轉(zhuǎn)的速度就越快，則尾翼斜置角越大對(duì)電機(jī)的要求就越高。

3彈道穩(wěn)定性分析

小口徑尾翼修正彈在射角38.76°，初速870 m/s等初始條件下，基于運(yùn)動(dòng)學(xué)分析軟件，模擬彈丸飛行過(guò)程，得到不同尾翼斜置角下小口徑尾翼修正彈的實(shí)時(shí)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。尾翼斜置角在0.5°及其以下時(shí)，在小口徑尾翼修正彈由不旋轉(zhuǎn)而逐步加速到平衡轉(zhuǎn)速過(guò)程中，由于停留共振轉(zhuǎn)速的時(shí)間過(guò)長(zhǎng)，因共振產(chǎn)生近彈[5]。尾翼斜置角達(dá)到5°時(shí)，修正彈丸的飛行狀態(tài)是不穩(wěn)定的，出現(xiàn)翻轉(zhuǎn)。同理，可以知道當(dāng)尾翼斜置角小于0.5°大于5°時(shí)，小口徑尾翼修正彈丸的飛行是不穩(wěn)定的。其中部分斜置角下的彈丸飛行狀態(tài)動(dòng)態(tài)情形，如圖6～圖8所示。

圖6　0.5°尾翼斜置角時(shí)彈丸不穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)姿態(tài)

圖7　4°尾翼斜置角時(shí)彈丸穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)姿態(tài)

圖8　5°尾翼斜置角時(shí)彈丸不穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)狀態(tài)

4小口徑尾翼彈修正能力分析

以尾翼斜置角為2°時(shí)的小口徑尾翼修正彈模型為例，已知該炮彈按照射角38.76°，初速870 m/s發(fā)射。在上述條件下的修正彈經(jīng)過(guò)彈道方程解算，得到射程約為4.512 km。旋轉(zhuǎn)尾翼受空氣作用而產(chǎn)生的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩和彈體的極阻尼力矩，使彈丸轉(zhuǎn)速保持某平衡轉(zhuǎn)速，不同斜置角尾翼受空氣作用而產(chǎn)生的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩不同，彈丸達(dá)到的平衡轉(zhuǎn)速就不同，則修正過(guò)程中彈頭平衡轉(zhuǎn)速就不同，尾翼斜置角越大，彈丸平衡轉(zhuǎn)速越大，如表1所示。由于修正尾翼斜置角相同，當(dāng)修正尾翼處于特定位置時(shí)，它能為橫向修正提供側(cè)向力相同，所以修正尾翼的修正能力相同，而在特定時(shí)間內(nèi)持續(xù)性的固定在這一位置則能的到此位置下的最大修正能力[6]。在此選取時(shí)間t=12 s處作為固定修正尾翼時(shí)間點(diǎn)并進(jìn)行持續(xù)修正，來(lái)觀察旋轉(zhuǎn)尾翼斜置角分別為1°、2°、3°、4°時(shí)所對(duì)應(yīng)的彈道修正效果，如圖9所示。通過(guò)外彈道仿真分析，得到各尾翼斜置角時(shí)的修正量，如表2所示。

表1　不同尾翼斜置角的平衡轉(zhuǎn)速

表2　彈丸修正能力與尾翼斜置角關(guān)系

圖9　修正彈修正能力

由結(jié)果可以看出，4°尾翼斜置角修正效果最好，在滿足彈丸的飛行穩(wěn)定性和電機(jī)控制能力的條件下，旋轉(zhuǎn)尾翼斜置角越大，彈丸平衡轉(zhuǎn)速越大，彈頭在修正過(guò)程中的平衡轉(zhuǎn)速就越大，小口徑尾翼修正彈的偏航修正能力越強(qiáng)，但旋轉(zhuǎn)尾翼斜置角對(duì)射程影響相差不大。

5結(jié)論

本文重點(diǎn)探討了小口徑修正彈尾翼斜置角對(duì)修正能力影響,建立了不同尾翼斜置角時(shí)的氣動(dòng)仿真模型，并得到了各情形下的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，通過(guò)分析可以得出:尾翼斜置角對(duì)彈丸阻力和升力影響不大；但對(duì)彈丸翻轉(zhuǎn)力矩和彈尾導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩影響較大，且彈丸翻轉(zhuǎn)力矩和彈尾導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩隨著尾翼斜置角的增大而增大。建立了不同尾翼斜置角運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真模型，通過(guò)對(duì)彈丸外彈道飛行狀態(tài)的模擬，可以得出當(dāng)尾翼斜置角在1°～4°之間時(shí)，彈丸可以全彈道穩(wěn)定飛行，當(dāng)尾翼斜置角小于0.5°大于5°時(shí)彈丸無(wú)法穩(wěn)定飛行。通過(guò)對(duì)彈丸的修正能力進(jìn)行仿真，得出在滿足彈丸的飛行穩(wěn)定性和電機(jī)控制能力的條件下，尾翼斜置角越大修正能力越強(qiáng)。

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(責(zé)任編輯周江川)