弹头可偏转火箭弹外弹道特性研究*

徐永杰，王志军，吴国东，尹建平（中北大学机电工程学院，太原　030051）

弹头可偏转火箭弹外弹道特性研究*

徐永杰，王志军，吴国东，尹建平
（中北大学机电工程学院，太原030051）

为了研究弹头偏转角对弹箭外弹道的影响，进行了弹头可偏转火箭弹的气动特性和弹道特性研究。首先利用流体力学软件对不同弹头偏转角的弹箭模型在不同马赫数飞行的情况进行绕流流场数值模拟，获得各弹箭模型的气动力参数，然后通过六自由度弹道模型对弹头可偏转火箭弹的外弹道进行数值计算，并进行典型试验验证。试验结果与仿真结果吻合良好，弹头偏转角可以提供有效的弹箭落点横向偏移距离，研究结果可为自适应智能弹箭的研制与工程应用提供理论与技术支持。

弹头可偏转火箭弹；外弹道；六自由度弹道模型

0　引言

科技的发展推动武器装备的不断发展，进而使得现代战争的模式发生巨大变化，精确打击作战思想的运用对精确制导弹药提出了越来越高的要求。偏转弹头控制是一种新颖的控制方式，它是通过控制弹头部相对弹轴偏转一定的角度产生控制力，获得控制力矩从而控制弹箭飞行。相对于传统的控制方式，它具有控制规律简洁、响应速度快、可实现连续控制、弹箭气动特性良好、机动性强、控制效率高等特点。

文献［1］的研究表明弹头向下偏转可以提供一个较大的俯仰力矩和一个小的法向力，弹头向上偏转可以提供较大的俯仰力矩和法向力，且弹头上下偏转对侧向力和偏航力矩没有显著影响。文献［2］的风洞试验研究表明，头部偏转对弹下游表面的干扰小于鸭舵控制方式。文献［3］的风洞试验表明，偏转弹头控制相对鸭舵控制，弹体阻力要减小5%～13%，且偏转弹头控制具有更高的俯仰控制效率和灵敏性。文献［4-5］对头部偏转控制的弹箭模型进行气动力数值计算，结果表明数值计算的结果与风洞试验的结果很吻合。

国内对于偏转弹头控制武器的研究最早见于文献［6］，建立基于智能材料增程弹箭的外弹道模型，并进行初步的力学仿真。文献［7］对偏头控制和舵翼控制方式的气动力特性进行了深入对比。文献［8 -11］对偏转弹头控制导弹进行动力学建模并仿真验证试验模型，分析得到偏转弹头控制方式具有控制效率高、抗过载能力大、响应速度快的优点。文献［12-14］对有头部偏角弹箭的气动特性进行深入研究，分析了偏转弹头控制方式的机理并指出其在亚、跨音速范围飞行的弹箭上应用的可行性。

1　模型建立

1.1物理模型

以单兵火箭弹为弹丸平台，建立三维物理模型，为方便建模对物理模型进行相应的简化处理，弹长L =596.0 mm，弹径D=92.6 mm，见图1所示。

图1　标准火箭弹模型

头部偏转即是弹箭头部相对于弹轴偏转一定角度［14］，见图2所示。

图2　带头部偏转角的火箭弹模型

建立头部偏角为0°、2°、4°、6°、8°的弹箭模型，各弹箭模型的物理特性如表1所示。

表1　弹箭模型的物理特性

1.2有限元模型

火箭弹模型长径比约为6.4∶1，为了清晰地获得弹体表面的气动变化规律，整个计算域设置为底面半径300.0 mm、高4 200.0 mm的圆柱体，弹丸模型位于计算域的中前部，以非结构化网格划分半模型对称计算域，以确保网格精度。在划分网格过程中，使用Size Function［15］来控制网格疏密度，以保证在最大限度模拟火箭弹表面的气动特性的同时适当减小网格数量。

图3　弹表面网格划分结果

图4　计算域网格划分结果剖面图

2　空气动力特性

2.1飞行弹箭的压力场

根据单兵火箭弹的实战背景条件，选取典型计算结果进行分析，如图5～图6显示的是M0模型在0.5 Ma时压力云图及等值线图。

图5　M0模型在0.5 Ma时压力云图

图6　M0模型在0.5 Ma时压力等值线图

在无来流攻角并且无头部偏转角情况时，随着弹箭飞行速度的增大，弹体表面周围流场的压力也在逐渐增加，且压力场整体呈轴对称结构，弹头部是全弹压力最大的位置。随着速度的增加，弹头部区域的压力不断增大，同时呈现扩大的趋势且逐渐覆盖整个弹箭表面，在气体通过这一区域之后，弹体的肩部位置上有一个突然的压力降低区域，产生了气体膨胀波，随着速度的增大，压力的降低区域也越来越大。由于火箭弹的尾翼对气体产生了阻碍作用，尾翼的前缘位置会产生一个压力增大区域，而弹箭底部会产生一个较大的低压区。

0°攻角、来流速度一定时，随着火箭弹头部偏转角度的增大，弹体周围的流场压力也相应地发生了一系列变化。当弹体头部发生偏转的时刻，弹箭的流场结构变化具有一定相似性；但是，火箭弹流场的上下表面产生了明显的不对称，且随着火箭弹飞行速度的增大，不对称性也逐渐加剧，与文献［6］的研究结果相符。随着头部偏转角度的增大，不仅火箭弹整体周围所受压力有所增大，而且在弹头部的下表面产生了高压区域，且这一区域也有逐渐增大趋势，说明头部偏转角度的存在对于火箭弹周围流场压力是有较大影响的。同时，由于头部偏转角度的存在，在头部位置，迎风面的压力要大于背风面的压力，而在肩部后，迎风面压力减小，背风面压力增大，导致在弹身靠后的位置，流场呈现近似的轴对称结构。由此可知，头部偏转角对于火箭弹弹身靠后部分流场的影响不是很大，与文献［2］的研究结果相符。

2.2飞行弹箭的速度场

图7～图8显示的是M0模型在0.5 Ma时速度云图及等值线图。

图7　M0模型在0.5 Ma速度云图

0°攻角的情况，当火箭弹以0°头部偏转角飞行时，速度场呈现对称分布结构；由于火箭弹头部的阻碍使得头部位置流场速度降低，且随着弹丸飞行速度的增大，低速区域也逐渐扩大并向后移动。当火箭弹的飞行速度一定时，随着火箭弹头部偏转角的逐渐增大，弹身表面的流场发生了巨大改变，不仅火箭弹的上下表面失去了轴对称结构，而且弹身表面的湍流结构也发生了巨大的变化，随着头部偏转角度的增大，火箭弹上下表面的不对称性越来越大，层流底层区域也越来越大。可以看出，头部偏转角的存在是影响火箭弹湍流结构的重要因素。

图8　M0模型在0.5 Ma速度等值线图

3　外弹道特性

3.1六自由度弹道模型

质心运动方程和绕心运动方程决定火箭弹在空间的运动姿态，即六自由度弹道数学模型［16］。

3.2弹道计算

火箭弹外弹道计算的基础参数：

质量m=3.9 kg；

初始速度V0=156.0 m/s；

弹形系数i=2.26；

逆风风速：1.0 m/s，横风风速：2.0 m/s；

计算终止条件：高度Y=0。

在预定射程的情况下，计算初始射角。表2～表3为弹头部偏角固定4°时弹箭的弹道计算结果，其中表2为弹道顶点诸元的计算结果，表3为弹道落点诸元的计算结果。

表2　弹道顶点诸元

在预定的计算条件下，计算结果表明，弹头偏转可以提供一定的落点横向偏移量，能够有效提高弹箭的射击精度。

3.3试验验证

根据弹道计算结果，设计头部偏角固定为4°的火箭弹进行飞行试验，预定射程为200.0 m，试验弹共计3发。

试验方案整体布置示意图见图9所示，试验弹实体图见图10所示。

试验结果如表4所示。

在预设的试验条件下，试验用火箭弹的落点平均偏差为0.547 m，与数值计算方法得到的结果相差4.2%，试验结果与仿真结果吻合良好，同时验证了绕流流场数值模拟方法的正确性、结果的可信性。

图9　试验方案示意图

图10　固定头部偏转角的试验弹

表4　飞行试验结果

4　结论

智能控制的自适应弹箭技术是目前智能弹药领域发展的重要方向，同时也是世界各国研究的前沿技术。弹头偏转控制方式是一种新颖的控制方式，开展对其研究具有重要的工程应用价值。文中以单兵火箭弹为弹箭平台，首先，设计不同弹头偏转角的火箭弹模型并对其进行绕流流场的数值模拟，然后，利用获得的气动力参数，通过六自由度弹道模型对带头部偏转角的火箭弹进行外弹道数值模拟，最后对典型的计算结果进行试验验证，试验结果与仿真结果吻合良好，验证了数值仿真及试验方案设计方法的正确性与结果的可信性。在后续的研究中，需要对偏转执行机构进行深入研究，同时需要设计更加全面的弹箭飞行试验，以期对头部偏转控制的自适应弹箭的工程应用提供技术支持与理论依据。

［1］THOMSON K D.The use of a deflectable nose on a missileas a control device：WSRL-0211-TR［R］.Defence Research Centre Salisbury，1981.

［2］THOMSON K D.Wind tunnel tests on a tube-lanched missile configuration with a deflectable nose control and a novel wrap-around fin stabilizer：WSRL-0327-TR［R］.Defence Research Centre Salisbury，1983.

［3］ LANDERS M G，HALL L H，AUMAN L M，et al.Deflectable nose and canard controls for a fin-stabilized projectile at supersonic and hypersonic speeds：AIAA 2003-3805 ［R］.2003.

［4］SHOESMITH Ben，BIRCH Trevor，MIFSUD Michael，et al.CFD analysis of a supersonic projectile with deflectable nose control：AIAA Paper 2006-3200［R］.2006.

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

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

［6］ 王飞，王志军，吴国东，等.基于智能材料的弹箭增程数值仿真［J］.弹箭与制导学报，2004，24（4）：553 -558.

［7］ 高听欣.偏头控气动特性研究［C］∥航空飞行器发展与空气动力学研讨会，2006.

［8］谷良贤，白壬潮，孙晓峰，等.两种弹头偏转机构的适用性研究［J］.应用力学学报，2014，31（5）：678 -684.

［9］孙晓峰，谷良贤.偏转弹头导弹动力学建模研究［J］.西北工业大学学报，2011，29（5）：766-771.

［10］杨博，周军，郭建国.偏转弹头导弹的动力学建模方法研究［J］.航空学报，2008，29（4）：909-913.

［11］ZHANG Bo，WANG Shushan，CAO Mengyu，et al.Impacts of deflection nose on ballistic trajectory control law ［J］.Mathematical Problems in Engineering，2014，2014 （Article ID984840）.

［12］余文杰.有头部偏角的尾翼弹箭的气动特性研究［D］.南京：南京理工大学，2010.

［13］郭玉洁.偏转头弹箭的超声速流场与气动特性［D］.南京：南京理工大学，2014.

［14］李婧伟.头部偏转修正弹技术研究［D］.太原：中北大学，2015.

［15］吴光中，宋婷婷，张毅.FLUENT基础入门与案例精通［M］.北京：电子工业出版社，2012：102-113.

［16］ 韩子鹏.弹箭外弹道学［M］.北京：北京理工大学出版社，2008：121-142.

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

国家自然科学基金（11572291）；山西省高校科技创新项目（20130103Z70）；中北大学研究生科技基金（20151201；20151202）资助

徐永杰（1987-），男，河北遵化人，硕士研究生，研究方向：火炮、自动武器与弹药工程。