火箭彈不同尾翼氣動特性分析及優化

2014-07-03 06:08:00吳建萍

兵器裝備工程學報 2014年4期

吳建萍

(中國船舶重工集團公司第七一〇研究所，湖北宜昌 443003)

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

1 常用幾種翼型概述

對于用管式裝載發射，要求裝載空間不大于火箭彈的彈身直徑，常用的尾翼結構主要有固定翼、卷弧翼和馬刀翼等，下面主要對這些尾翼結構進行分析比較。

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動機噴管上，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。發射后，在彈簧力作用下，翼片繞平行于彈軸的連接軸旋轉張開到位。

1.3 馬刀翼

馬刀翼主要由尾翼座、刀型翼片、翼片轉軸以及扭簧組成。尾翼座大多安裝在噴管的外側，每片尾翼通過方向垂直于彈軸的轉軸裝配在尾翼座上。火箭彈在儲存時，翼片呈收攏狀態，且最大外廓尺寸不大于火箭彈定心部尺寸。當彈體發射后翼片繞轉軸旋轉而張開。馬刀翼主要安裝在較細噴管的外側或無推力的火箭彈尾部。

2 翼型的結構設計及氣動特性計算

2.1 工程計算

2.1.1 壓力中心系數

壓力中心就是法向力在彈軸上的合力作用點，它到彈頂點的距離以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，它們對彈頂點的力矩關系式為

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

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

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

2.1.2 俯仰力矩系數

對全彈質心而言的俯仰力矩為

式(4)中，xG為全彈質心距彈頂點的距離。由此可得俯仰力矩系數

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

2.2 氣動模型建立

本文用PRO/E 分別對固定翼、卷弧翼和馬刀翼3 種火箭彈進行氣動建模，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 氣動特性計算

分別對上述3 種模型建立計算域，并對其進行網格劃分，所畫網格數分別為2 724 558、2 697 976、3 269 638。并使用流體分析軟件FLUENT 計算馬赫數Ma =0.4，攻角a =3°時3 種不同尾翼的火箭彈的氣動特性。

計算時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，計算方法采用Roe-FDS通量差分方法，對流項的離散采用二階迎風格式。計算所得出的結果如表1 所示。

表1 氣動計算結果

從表1 中可以看出，固定翼的穩定儲備量不在8% ～20%之間，使用時，需要在彈頭部加配重;卷弧翼和馬刀翼的穩定儲備量在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構的限制，它所提供的升力和穩定力矩受到一定的限制;而馬刀翼可以根據空間的大小設計成不同的形狀，也可以根據不同的翼片數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定裝置，并對其進行氣動優化分析。