卷弧翼火箭彈高原使用穩(wěn)定性分析*

劉志明，韓珺禮，章 曙，李鈺生

(1 63961部隊，北京 100000;2 國營743廠，太原 035000)

0 引言

西南高原、海拔高、氣壓低、空氣密度小、含氧量少，在高原4 000 m和5 000 m處，氣壓為海平面的60.9%和 53.3%，空氣密度是海平面的 66.9% 和60.1%［1］。空氣密度低，氣動阻力小，對尾翼穩(wěn)定火箭彈高空飛行彈道影響較大。由于卷弧翼火箭彈彈道存在滾轉導致的馬格努斯效應及卷弧尾翼不對稱產生的側向力［2-3］，大大增加了火箭彈飛行的不穩(wěn)定性，使得原本在平原保持穩(wěn)定飛行的火箭彈，在高原使用時，不一定滿足穩(wěn)定要求。文中針對國內某型火箭彈高原使用失穩(wěn)現(xiàn)象，進行了穩(wěn)定性分析，并提出了火箭彈改進設計方案。

1 火箭彈高原使用失穩(wěn)現(xiàn)象

某型火箭彈在高海拔地區(qū)進行遠程射擊時，預定彈道和試驗彈道存在較大偏差，如圖1所示。火箭彈在海拔6 000 m以下時，彈道一致性很好，其后，彈道急劇下沉，偏離預定彈道，實際落點為預定射程的一半左右，火箭彈飛行異常。

圖1 高海拔時，某型火箭彈進行遠程射擊時的實際彈道和預計彈道比較

圖2給出了實測火箭彈飛行速度的變化規(guī)律與理論彈道計算的飛行速度比較。從中可以看到:

1)實測火箭彈主動段末的速度與理論預計結果基本一致，說明火箭彈發(fā)動機工作情況和主動段飛行情況均正常。

2)火箭彈在主動段結束后較短時間內，火箭彈飛行速度急劇減小，反映出遇到很大的飛行阻力。說明火箭彈從這個時候開始，出現(xiàn)大攻角飛行。

雷達測試結果與理論計算的阻尼對比如圖3所示，可以看出，在主動段結束后的某個時刻火箭彈的飛行阻力突然增大，并長時間維持在高阻力飛行。

圖2 高海拔時，某火箭彈進行遠程射擊時飛行速度和預計飛行速度比較

圖3 高海拔時，某火箭彈進行遠程射擊時飛行阻尼和預計阻尼的比較

2 失穩(wěn)原因分析

外彈道學中給出的飛行穩(wěn)定充要條件為［4］:

其中:Sg為陀螺穩(wěn)定因子;Sd為動穩(wěn)定因子。火箭彈主要氣動力系數(shù)變化對飛行穩(wěn)定性的影響情況為［5］:

1)|Sg|越小，越有利于飛行穩(wěn)定性，即減小轉速、加大穩(wěn)定力矩有利于彈箭飛行穩(wěn)定;

2)升力系數(shù)導數(shù)和赤道阻尼力矩系數(shù)導數(shù)對尾翼穩(wěn)定彈箭是穩(wěn)定因素;

3)馬格努斯力矩是一個不穩(wěn)定因素，且馬格努斯力矩系數(shù)的大小是決定彈箭飛行穩(wěn)定性的主要因素。

根據(jù)飛行穩(wěn)定的充要條件，可以定義動態(tài)穩(wěn)定性參數(shù)λ在全彈道上滿足下列條件:

經(jīng)對某型火箭彈的平原和高原使用時影響火箭彈動態(tài)穩(wěn)定的各個因素變化情況計算分析，得到:

2)在高原遠程彈道上，火箭彈飛行至5.6 s左右，動態(tài)穩(wěn)定性參數(shù)λ接近0值，在11s左右，達到極小值－0.162 0，表明該火箭彈在高原遠距離射擊時不能滿足動態(tài)穩(wěn)定性要求。

分析認為，造成高原動態(tài)穩(wěn)定性參數(shù)λ為負的主要原因是，高原空氣密度的降低，使得該型火箭彈的馬格努斯力矩效應的不穩(wěn)定作用明顯增大，并超過了赤道阻尼力矩和升力對火箭彈運動的穩(wěn)定作用。

3 火箭彈改型設計

為提高火箭彈高原使用的動穩(wěn)定性，必需減小火箭彈的馬格努斯效應，為此，設計了一種可折疊的直尾翼，如圖4所示。

圖4 改進設計后的可折疊穩(wěn)定裝置示意圖

理論計算的直尾翼和卷弧翼兩種尾翼的馬格努斯力矩二階導數(shù)隨馬赫數(shù)的變化關系如圖5所示，計算表明，直尾翼的馬格努斯力矩要遠小于卷弧翼的馬格努斯力矩。

圖5 不同尾翼的馬格努斯力矩系數(shù)導數(shù)隨馬赫數(shù)的變化關系

4 結論

改型設計后的高原使用結果表明，火箭彈在高原使用飛行穩(wěn)定，可以滿足高原遠射程使用時的穩(wěn)定性要求。

［1］王堅，王寶貴，張晨.高原氣候環(huán)境對裝備影響及適應性措施［J］.環(huán)境技術，2013(6):25－28.

［2］謝志敏，楊樹興，陳偉.大長徑比卷弧尾翼火箭彈氣動特性數(shù)值研究［J］.固體火箭技術，2009，32(6):596－599.

［3］Curry W H，Reed J F.Measurement of magnus effects on a sounding rocket model in supersonic wind tunnel［R］.AIAA－66－754.

［4］楊紹卿.火箭彈散布和穩(wěn)定性理論［M］.北京:國防工業(yè)出版社，1979.

［5］翟英存，陶國輝，黨明利.尾翼穩(wěn)定火箭彈高空氣動力與彈道特性研究［J］.彈箭與制導學報，2011，31(2):142－144.