远程火箭弹实现本体减速方案的研究

尚 勇，程丽丽，郑 斌

(西安现代控制技术研究所，陕西 西安 710065)

0 引言

远程火箭弹作为陆军主要远程弹药,具有射程远,速度快的特点,为适应战场上复杂多样的任务类型发展了系列化的弹种,其中子母类弹药,如火箭末敏弹[1]、火箭巡飞弹[2]、火箭子母弹[3]等由于搭载的子弹需在低速、良好姿态条件下才能正常作用,常采用减速伞[4]来减速调姿。考虑减速伞的强度,释放减速伞时的速度一般不应高于200 m/s,而远程火箭弹开舱点速度可达500～1 500 m/s,因此为了满足释放减速伞的条件,采取必要的技术措施实现减速就成为远程火箭子母类弹药发挥效能的关键。

目前减速方案有两种：一种是通过制导控制系统[5]的设计实现对火箭弹的减速;另一种是利用自身结构方案完成减速功能,因此称之为本体减速方案。第一种方案将增加制导控制系统设计的难度,对于某些速度很高的火箭弹甚至无法实现。而且此方案要求火箭弹为制导火箭弹[6],非制导火箭弹[7]无法采用该方案,这就限制了此方案的应用范围。第二种方案首先在空中会与火箭部前后分离,形成一个前分离体,前分离体经过短暂过渡后以大攻角姿态减速飞行,在5 s的飞行过程中,飞行速度将迅速减小到低于200 m/s,满足子弹减速伞释放条件。此方案具备以下优点：1)对火箭弹类型不做要求(制导、非制导均可),应用范围广;2)减速效果好,对火箭弹飞行速度适应性好;3)设计简单,通过对结构、气动的设计即可实现功能,易于工程实现。

对于本体减速方案,文中首先研究了结构方案、气动特性[8],然后采用四元数[9]方法建立了弹道模型[10],通过弹道数值仿真[11],分析了弹道特性[12],最后对本体减速方案的机理进行了研究并提出优化设计的方法。

1 作用过程和结构方案

1.1 作用过程

远程火箭弹本体减速方案作用过程如图1所示。

图1 前分离体大攻角减速作用过程Fig.1 Deceleration process of large angle of attack of front separation body

当火箭弹飞行到预定位置,接收分离信号,并向分离点火具发出指令点燃分离装药,使前分离体与火箭部分离,分离后的前分离体以大攻角姿态(平衡攻角在265°～270°或90°～95°之间)飞行,飞行约5 s后,发出指令,前分离体可抛射子弹或直接开减速伞转入下一步作用流程。前分离体在5 s的飞行弹道中,速度由500～1 400 m/s减小到低于200 m/s。

1.2 结构方案

前分离体外形如图2所示,是火箭弹分离之后携带着子弹继续向前飞行的部分,由弹头、携带着任务子弹的壳体等组成,是一个按横截面积随长度变化而旋转的尖头物体。典型前分离体主要结构参数见表1。

表1 典型前分离体主要结构参数Table 1 Main structural parameters of typical front separation body

图2 前分离体外形图Fig.2 Outside drawing of front separation body

2 气动特性和弹道特性分析

2.1 气动特性分析

2.1.1 模型与网格

采用CFX5进行前分离体常规气动力参数计算。首先以三维软件建立前分离体几何模型,然后运用ICEM 生成计算网格进行气动力计算,整个计算域采用非结构法网格。网格划分如图3所示。

图3 前分离体外域网格Fig.3 Outer domain grid of cartridge assembly

流场计算采用雷诺平均N-S方程,湍流模型采用k-ε方程模型,计算采用耦合隐式算法,近壁区采用壁面函数,能量项和耗散项采用二阶迎风格式。

2.1.2 计算结果与分析

为得到前分离体的流场及气动特性,文中通过数值模拟给出阻力系数、升力系数、压心系数、翻转力矩系数及俯仰阻尼力矩系数导数的数值计算结果。

图4为阻力系数随攻角、马赫数的变化曲线。由图4可以看出：阻力系数随着攻角的增大先增大后减小,最大值在90°附近。

图4 不同攻角、不同马赫数下的阻力系数Fig.4 Resisitance coefficient at different angles of attack and different Mach numbers

图5为升力系数随攻角、马赫数的变化曲线。由图5可以看出：升力系数随攻角增大呈现近似正弦规律变化。

图5 不同攻角、不同马赫数下的升力系数Fig.5 Lift coefficient at different angles of attack and different Mach numbers

图6为压心系数随攻角、马赫数的变化曲线。由图6可以看出：压心系数随攻角增大而增大,压心位置先在质心位置前,随攻角增大移动到质心位置后。

图6 不同攻角、不同马赫数下的压心系数Fig.6 Core coefficient at different angles of attack and different Mach numbers

图7为翻转力矩系数随攻角、马赫数的变化曲线。由图7可以看出：攻角小于90°时,翻转力矩系数为正,有使弹轴离开速度线增大攻角趋势;攻角大于90°时,翻转力矩系数为负,有使弹轴向速度线靠拢减小攻角趋势。

图7 不同攻角、不同马赫数下的翻转力矩系数Fig.7 Turning moment coefficient at different angles of attack and different Mach numbers

图8为俯仰阻尼力矩系数导数随攻角、马赫数的变化曲线。由图8可以看出：俯仰阻尼力矩系数导数在攻角约为50°和150°时阻尼最大,攻角为0°、180°时阻尼较小。

图8 不同攻角、不同马赫数下的俯仰阻尼力矩系数导数Fig.8 Pitch damping moment coefficient derivative at different angles of attack and different Mach numbers

2.2 弹道特性分析

2.2.1 弹道模型

在建立运动方程时,作如下假设：

1) 前分离体看作一均质的轴对称刚性体,气动性和动态性都对称;

2) 不考虑马格努斯气动力和力矩;

3) 不考虑地表面的曲率和地球的旋转;

4) 不考虑导转力矩和极阻尼力矩。

前分离体运动微分方程采用刚体运动微分方程,方程中气动参数采用上述CFX5的计算结果。为避免用欧拉角方程描述前分离体的角运动学方程时可能会出现奇异点而导致退化问题,采用四元数表示前分离体的欧拉角和欧拉方程。具体处理方法为：

(1)

其中：

(2)

前分离体瞬时姿态角可由式(3)计算：

(3)

式(1)～式(3)中：t为时间;ωx1,ωy1,ωz1分别为旋转角速度在弹体坐标系上的投影;φa为高低摆动角;φ2为侧向摆动角;γ为自转角;q0,q1,q2,q3为四元数参数。

2.2.2 弹道特性

根据弹道模型,编写弹道仿真程序,仿真得到前分离体攻角随时间变化、速度随时间变化如图9、图10所示。

图9 前分离体攻角随时间的变化Fig.9 Variation of the angle of attack of front separate body with time

图10 前分离体速度随时间的变化Fig.10 Variation of the velocity of front separate body with time

由图9可以看出：结构和气动设计良好的前分离体在空中与火箭部分离后攻角会迅速增大,随后会在大攻角(270°或90°附近)位置附近小幅度振荡,由图4可知：前分离体大攻角阻力系数几乎为小攻角阻力系数的10倍,因此飞行速度会迅速衰减。图10的仿真结果表明：前分离体在5 s左右速度可从500～550 m/s减为200 m/s以下,减速效果好,达到不带任何额外减速装置仅靠本体实现快速减速的效果。

3 机理分析与优化设计

前分离体能够实现本体快速减速,机理分析从影响攻角变化的因素方面考虑。图11描述了弹轴的运动趋势,当静力矩为正时,弹轴有翻转趋势,当静力矩为负时,弹轴有稳定趋势。

图11 弹轴运动趋势图Fig.11 Movement trend of bullet axis

当前分离体与火箭部分离后,其攻角仅用小于1 s的时间,从第Ⅰ象限迅速增大到第Ⅳ象限,因在第Ⅳ象限存在有较大的负静力矩,使弹轴有向回转动的趋势,故当攻角到达最大值300°附近时,攻角开始变小,因在第Ⅲ象限和第Ⅱ象限根据分离点速度大小以及可能受正静力矩作用或负静力矩作用进行分析：1)当静力矩为负时,攻角继续加速变小,越过第Ⅲ象限进入第Ⅱ象限,因速度已减小,故攻角继续加速变小,又进入第Ⅰ象限,在相对较大的正静力矩的作用下,攻角在70°左右由小变大,小攻角最终在70°～130°之间呈周期性摆动,平衡位置为90°～95°。2)当静力矩为正时,攻角开始变大,到了第Ⅳ象限受静力矩作用又开始变小,攻角最终在230°～290°之间呈周期性摆动,平衡位置为265°～270°。

由于前分离体攻角的平衡位置对于减速性能有决定性影响,设计良好的前分离体其攻角的平衡位置应该在90°或270°,此时前分离体阻力系数最大,减速效果最好。此外,通过对气动参数的分析,前分离体攻角的平衡位置总是趋向于静力矩最小的位置。而静力矩最小的位置正是压质心距最小的位置。因此对于前分离体的设计,在气动外形、其他结构参数相同的条件下,质心位置应设计在速度200 m/s,攻角90°或270°处的压心位置。仅质心位置不同时对应的前分离体质心系数如表2所示。图12、图13分别给出了在气动外形相同(速度200 m/s,攻角90°或270°的压心系数为0.58)、其他结构参数相同仅质心位置不同时对前分离体减速性能影响的计算结果。由图12可以看出：前分离体质心系数为0.58、0.61、0.67对应的攻角平衡位置分别是270°、255°、245°,质心系数0.58的结构设计达到攻角平衡位置最快、平衡位置的振荡幅度最小。由图13可以看出：质心系数0.58的结构设计速度衰减最快,减速后速度最小,减速效果最好。

表2 不同质心位置的结构参数Table 2 Main structural parameters at different centroid position

图12 前分离体不同质心系数攻角随时间的变化Fig.12 Variation of the angle of attack of front separate body with time for different centroid coefficient

图13 前分离体不同质心系数速度随时间的变化Fig.13 Variation of the velocity of front separate body with time for different centroid coefficient

4 结论

通过对远程火箭弹实现本体减速方案的研究,得出如下主要结论：

1)使用本体减速方案,对平台的适应性好,适用的速度范围广,减速效果好,同时设计简单,易于工程实现。

2)优化设计前分离体的质心位置,对减速性能有决定性影响。对于文中典型结构的本体减速方案,将质心位置设计在速度200 m/s,攻角90°或270°处的压心位置,减速效果最好。