火箭弹不同尾翼气动特性分析及优化

2014-07-03 06:08吴建萍

兵器装备工程学报 2014年4期

吴建萍

(中国船舶重工集团公司第七一〇研究所，湖北宜昌 443003)

火箭弹在空中飞行时，为了使其在飞行中保持稳定，常常在弹尾部装尾翼。靠尾翼产生的升力，使火箭弹上的压力中心移到质心之后，并距质心有一定的距离，以产生稳定力矩，满足一定的稳定度要求，从而保证火箭弹稳定飞行。尾翼是尾翼式火箭弹上很重要的部件，其设计性能直接影响到火箭弹的射程、飞行稳定性、密集度以及操作使用等战术技术性能。为了使火箭弹具有良好的飞行稳定性，尾翼应具有良好的气动特性即尾翼应具有足够大的升力和尽可能小的阻力;同时在满足强度和刚度的情况下，其尺寸和质量最小。本文主要从气动特性方面来对尾翼火箭弹进行分析及优化。

1 常用几种翼型概述

对于用管式装载发射，要求装载空间不大于火箭弹的弹身直径，常用的尾翼结构主要有固定翼、卷弧翼和马刀翼等，下面主要对这些尾翼结构进行分析比较。

1.1 固定翼

固定翼是一种最常见的尾翼。主要由翼片、整流罩及螺圈组成。固定翼直接安装在发动机喷管上，最大外形不超过火箭弹定心部尺寸。

1.2 卷弧翼

卷弧翼主要由整流罩、卷弧翼片、连接轴、弹簧以及同步环组成。整流罩安装在弹体外表面上，卷弧翼片通过连接轴和整流罩连接。卷弧翼片的曲率半径与整流罩外圆曲率半径相同。平时卷弧翼片合拢在整流罩的外圆柱面上，最大外形不超过火箭弹定心部直径。发射后，在弹簧力作用下，翼片绕平行于弹轴的连接轴旋转张开到位。

1.3 马刀翼

马刀翼主要由尾翼座、刀型翼片、翼片转轴以及扭簧组成。尾翼座大多安装在喷管的外侧，每片尾翼通过方向垂直于弹轴的转轴装配在尾翼座上。火箭弹在储存时，翼片呈收拢状态，且最大外廓尺寸不大于火箭弹定心部尺寸。当弹体发射后翼片绕转轴旋转而张开。马刀翼主要安装在较细喷管的外侧或无推力的火箭弹尾部。

2 翼型的结构设计及气动特性计算

2.1 工程计算

2.1.1 压力中心系数

压力中心就是法向力在弹轴上的合力作用点，它到弹顶点的距离以xpBW表示。尾翼弹所受的法向力是由弹头部和尾翼两部分提供，它们对弹顶点的力矩关系式为

式(1)中，Y1TW是尾翼段法向力，在小攻角时，Y1TW≈YTW，且尾翼段法向力作用点xpTW的计算式为

式(2)中，xB为翼根前端点到弹体顶点的距离。取全弹长LBW为特征长度，并以各升力系数的导数代替各法向力，可得无量纲压力中心系数

式(3)中，SW为一对尾翼平面的投影面积;SM为弹体最大横截面面积;对于两对尾翼，φ=1，三对尾翼，φ=1.25。

2.1.2 俯仰力矩系数

对全弹质心而言的俯仰力矩为

式(4)中，xG为全弹质心距弹顶点的距离。由此可得俯仰力矩系数

式(5)中，T =(xpBW-xG)/LBW称为稳定储备量。当T ＞0 为静稳定的，T ＜0 为静不稳定的。T 的范围为8% ～20%。

2.2 气动模型建立

本文用PRO/E 分别对固定翼、卷弧翼和马刀翼3 种火箭弹进行气动建模，所建模型如图1、图2、图3 所示。均采用6 片尾翼。

图1 固定翼

图2 卷弧翼

图3 马刀翼

2.3 气动特性计算

分别对上述3 种模型建立计算域，并对其进行网格划分，所画网格数分别为2 724 558、2 697 976、3 269 638。并使用流体分析软件FLUENT 计算马赫数Ma =0.4，攻角a =3°时3 种不同尾翼的火箭弹的气动特性。

计算时采用基于密度的耦合求解方法，显式格式有限体积法，湍流模型为S-A 单方程模型，计算方法采用Roe-FDS通量差分方法，对流项的离散采用二阶迎风格式。计算所得出的结果如表1 所示。

表1 气动计算结果

从表1 中可以看出，固定翼的稳定储备量不在8% ～20%之间，使用时，需要在弹头部加配重;卷弧翼和马刀翼的稳定储备量在8% ～20%之间，其阻力和升力特性也均满足使用的要求，但由于卷弧翼的翼展受到自身结构的限制，它所提供的升力和稳定力矩受到一定的限制;而马刀翼可以根据空间的大小设计成不同的形状，也可以根据不同的翼片数来改变阻力和升力的大小。因此，本文选用马刀翼作为火箭弹的稳定装置，并对其进行气动优化分析。