吳 萍,陳少松,楊晉偉,譚獻(xiàn)忠,杜學(xué)偉

(1.南京理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院,南京 210094;2.淮海工業(yè)集團(tuán)有限公司,山西 長(zhǎng)治 046012)

遠(yuǎn)程精確打擊是現(xiàn)代武器裝備發(fā)展的方向,導(dǎo)彈是精確打擊武器的代表。導(dǎo)彈可以遠(yuǎn)程發(fā)射并直接對(duì)目標(biāo)予以毀滅性的打擊,但是它的造價(jià)昂貴,無(wú)法大規(guī)模裝備使用[1]。彈道修正彈通過(guò)加裝低成本的修正機(jī)構(gòu),對(duì)原本無(wú)控飛行的彈道進(jìn)行修正,提高彈箭射擊密集度,實(shí)現(xiàn)精確打擊。彈道修正彈特別適合于遠(yuǎn)程彈箭,通過(guò)改進(jìn)原有引信,加裝修正機(jī)構(gòu),即可達(dá)到對(duì)原本無(wú)控彈箭進(jìn)行精確化改進(jìn)的目的,具有成本低、精度高、性價(jià)比高的優(yōu)點(diǎn)[2]。

彈道修正是在彈箭飛行彈道的合適位置,通過(guò)修正機(jī)構(gòu)的作用改變彈箭的氣動(dòng)外形以改變氣動(dòng)力,進(jìn)而對(duì)彈箭的飛行彈道進(jìn)行修正,提高射擊密集度。彈道修正彈分為一維彈道修正彈和二維彈道修正彈。一維彈道修正彈通過(guò)增加縱向的氣動(dòng)阻力來(lái)實(shí)施對(duì)射程的改變,達(dá)到提高射擊縱向密集度的目的。早在1994年,美國(guó)陸軍裝備研究發(fā)展與工程中心(ARDEC)就開(kāi)始推進(jìn)基于GPS定位的自動(dòng)修正阻力器式(一維距離修正式)和制導(dǎo)式(距離和方向二維修正式)引信的研究工作;二維彈道修正彈不僅要改變縱向氣動(dòng)力,還要改變橫向氣動(dòng)力,實(shí)現(xiàn)對(duì)彈箭縱向距離和橫向偏差的修正,提高縱橫向的密集度指標(biāo)[3]。2003年美國(guó)陸軍就提出二維彈道修正引信的采購(gòu)項(xiàng)目,即XM1156式精確制導(dǎo)組件(PGK)的低成本彈道修正引信采購(gòu)項(xiàng)目,加裝該二維彈道修正引信的二維修正彈預(yù)期要達(dá)到圓概率誤差50 m的水平[4]。針對(duì)高速旋轉(zhuǎn)榴彈,有一種二維修正機(jī)構(gòu)采用鴨舵修正機(jī)構(gòu),該鴨舵偏角固定,如圖1所示,2對(duì)舵中一對(duì)舵呈俯仰偏航姿態(tài),另一對(duì)舵呈差動(dòng)姿態(tài)。俯仰偏航舵修正彈丸縱向距離和橫向偏差;差動(dòng)舵控制修正機(jī)構(gòu)旋轉(zhuǎn),控制俯仰偏航舵所處的位置。該種二維彈道修正彈稱為旋轉(zhuǎn)控制固定鴨舵二維彈道修正彈。關(guān)于這種結(jié)構(gòu)二維彈道修正彈的氣動(dòng)力研究所見(jiàn)報(bào)道很少,文獻(xiàn)[5-6]采用數(shù)值模擬的方法對(duì)此種類型的全彈氣動(dòng)力和鴨舵修正氣動(dòng)力進(jìn)行了研究。

圖1 XM1156式精確制導(dǎo)組件(PGK)

本文采用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究方法,對(duì)該彈在亞跨超音速時(shí)不同舵偏角下俯仰氣動(dòng)特性、滾轉(zhuǎn)氣動(dòng)特性、升阻比的氣動(dòng)特性進(jìn)行了研究,得到了各氣動(dòng)參數(shù)隨馬赫數(shù)、攻角和舵偏角的變化規(guī)律,為這種彈的彈道設(shè)計(jì)和研究提供了參考依據(jù)。

1 風(fēng)洞及實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

本實(shí)驗(yàn)是在某HG-4號(hào)風(fēng)洞中進(jìn)行的。HG-4號(hào)風(fēng)洞為直流下吹暫沖式閉口高速風(fēng)洞,實(shí)驗(yàn)段截面為300 mm×300 mm,實(shí)驗(yàn)段長(zhǎng)為600 mm。

實(shí)際飛行過(guò)程中,差動(dòng)舵差動(dòng)方向與彈的旋轉(zhuǎn)方向相反,起到旋轉(zhuǎn)剎車的作用,最終使得差動(dòng)舵和俯仰舵組成的修正頭部與彈體隔轉(zhuǎn),即該部分相對(duì)大地坐標(biāo)系不轉(zhuǎn)。當(dāng)需要進(jìn)行縱向修正時(shí),俯仰舵處于水平位置,向上或向下打舵使彈增加或縮短射程;當(dāng)需要進(jìn)行橫向修正時(shí),俯仰舵處于豎直位置起偏航作用,向左或向右打舵使彈向左或向右偏轉(zhuǎn)。由于引信部分在修正過(guò)程中相對(duì)大地坐標(biāo)系不轉(zhuǎn),在本文的實(shí)驗(yàn)中模型的舵偏角也呈固定狀態(tài)。

本實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)了2種模型,2種模型的外形結(jié)構(gòu)尺寸相同,尖拱形頭部、圓柱形模型身和船尾形模型尾;修正機(jī)構(gòu)有一對(duì)俯仰舵和一對(duì)差動(dòng)舵。同一種模型舵偏角度相同,不同種的模型舵偏角度不同,2種模型舵偏角度分別為4°和10°,對(duì)應(yīng)的模型代號(hào)為H1和H2,模型外形簡(jiǎn)圖如圖2所示。模型外形尺寸滿足亞跨音速的壅塞度和超音速下洞壁反射激波不打在模型上的條件[7]。

圖2 組合體模型簡(jiǎn)圖

實(shí)驗(yàn)過(guò)程中模型的俯仰舵(偏航舵)處于水平位置,舵朝上偏,零攻角下產(chǎn)生正升力;差動(dòng)舵處于垂直位置。模型以尾支撐的方式安裝在天平上,天平由風(fēng)洞中的攻角機(jī)構(gòu)支撐,圖3為模型在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段照片。實(shí)驗(yàn)中攻角的變化范圍為:-4°～+8°,馬赫數(shù)范圍為0.6～3.930 5。

圖3 模型在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段

模型的參考面積選取最大橫截面積S,俯仰力矩系數(shù)和壓心系數(shù)的參考長(zhǎng)度選總長(zhǎng)度L、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的參考長(zhǎng)度選取最大截面對(duì)應(yīng)的直徑D,俯仰力矩系數(shù)參考點(diǎn)距模型頭部頂點(diǎn)的相對(duì)距離(與模型長(zhǎng)度之比)為0.646 7,滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)參考軸取模型對(duì)稱軸,壓心系數(shù)參考點(diǎn)取彈頂點(diǎn)。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蛦挝婚L(zhǎng)度的雷諾數(shù)見(jiàn)表1。

表1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蛦挝婚L(zhǎng)度雷諾數(shù)

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果及分析

2.1 阻力系數(shù)

圖4給出了阻力系數(shù)CD隨馬赫數(shù)變化曲線,由圖4分析發(fā)現(xiàn),H1、H2模型阻力系數(shù)CD都是隨馬赫數(shù)先增大后減小的,在Ma=1.1時(shí)達(dá)到最大值。這是由于在跨音速附近彈身已產(chǎn)生激波,使得波阻迅速增大,而動(dòng)壓增加有限,所以阻力系數(shù)增加迅速。在超音速時(shí),隨著速度的繼續(xù)增大,激波傾角越來(lái)越大,波阻有所降低,而動(dòng)壓增加明顯,所以阻力系數(shù)呈下降趨勢(shì)。該變化趨勢(shì)符合氣動(dòng)規(guī)律。

圖4 兩模型阻力系數(shù)CD隨Ma變化曲線

圖4顯示H2模型阻力系數(shù)大于H1模型,主要是舵偏角增加了迎風(fēng)的面積,增加了阻力。亞音速時(shí),隨著速度的減小舵偏角增阻情況越明顯,0°攻角時(shí)最大增阻率達(dá)到12.76%;跨超音速時(shí),舵偏角增阻效果幾乎相同,阻力系數(shù)曲線幾乎平行,平均增阻率為4.82%。

圖5為H1模型在馬赫數(shù)Ma=2,攻角α=0°拍攝的紋影照片,從圖中可以明顯看到第1道激波出現(xiàn)在模型的頭部,第2道激波出現(xiàn)在舵片前緣處,第3道激波出現(xiàn)在模型頭部圓柱段與模型身部接觸處。第1道激波與第2道激波有一定的交錯(cuò),這是因?yàn)槟Ｐ皖^部的尖錐半頂角沒(méi)有舵片的前緣后掠角的余角大,波后氣流有所減速,使得舵片前緣產(chǎn)生的激波傾角大于模型頭部激波傾角,從而產(chǎn)生交錯(cuò)。第3道激波主要是由模型頭部圓柱段與模型身部結(jié)合處有凹向臺(tái)階造成的,超音速氣流受此擾動(dòng)產(chǎn)生激波。

圖5 H1模型Ma=2,α=0°時(shí)紋影照片

2.2 升力系數(shù)

在不同馬赫數(shù)下,升力系數(shù)CL隨攻角α的增加均呈線性增加,圖6給出了Ma=2時(shí)升力系數(shù)隨攻角變化曲線。由于模型的俯仰舵有一個(gè)正舵偏角,此舵偏角使舵片產(chǎn)生升力,所以模型處于0°攻角時(shí)總是有個(gè)正的升力系數(shù)。由于H2模型舵偏角大于H1模型,H2模型的升力系數(shù)在實(shí)驗(yàn)攻角范圍內(nèi)均大于H1模型的升力系數(shù),所以圖6中H2的升力系數(shù)曲線一直處于H1的上方。

圖6 Ma=2時(shí)模型H1、H2的CL隨α變化曲線

模型的差動(dòng)舵面舵偏角在升力方向的投影面積較小,且產(chǎn)生的升力方向相反,對(duì)全彈的升力特性沒(méi)有貢獻(xiàn)。

圖7所示為攻角α=8°時(shí)升力系數(shù)CL隨Ma變化曲線。從圖7中可見(jiàn),升力系數(shù)CL隨Ma變化趨勢(shì)基本相同,在亞音速段升力系數(shù)先減小后增大,在馬赫數(shù)Ma=0.8時(shí)達(dá)到最小值;在超音速階段CL隨Ma的增大而增大,在Ma=3.0附近達(dá)到最大值后隨馬赫數(shù)的增大而減小。同一Ma下,H2模型的CL均大于H1模型的CL,說(shuō)明在實(shí)驗(yàn)范圍內(nèi),舵偏角越大,模型的升力系數(shù)越大。

圖7 H1、H2模型CL隨Ma變化曲線

攻角α=0°時(shí),升力系數(shù)CL隨舵偏角δ變化曲線如圖8所示。在舵偏角δ=0°,攻角α=0°時(shí),由于模型的對(duì)稱性,可以預(yù)知模型的升力系數(shù)CL=0 。由圖8可以發(fā)現(xiàn),升力系數(shù)CL隨著舵偏角δ的增大而增大,僅在個(gè)別Ma下呈現(xiàn)線性特性,多數(shù)Ma下呈現(xiàn)非線性。

圖8 α=0°時(shí)CL隨δ變化曲線

2.3 俯仰力矩系數(shù)

圖9給出了攻角α=4°時(shí)俯仰力矩系數(shù)Cm隨Ma變化曲線,由圖可見(jiàn),兩模型俯仰力矩系數(shù)的變化規(guī)律一致。在跨音速階段Cm先波動(dòng)上升再下降,在Ma=1.2時(shí)達(dá)到最小值;在超音速段,Ma>1.2后,Cm先上升并在Ma=1.5時(shí)達(dá)到最大值;Ma>1.5以后,Cm呈下降趨勢(shì)。俯仰力矩是彈體法向力對(duì)參考點(diǎn)的力矩,它的大小取決于法向力的大小、合力作用點(diǎn)(壓心)相對(duì)參考點(diǎn)的位置。模型法向力主要有3個(gè)來(lái)源:①模型體頭部和靠近頭部的圓柱產(chǎn)生的法向力;②模型體船尾部產(chǎn)生的法向力;③模型俯仰舵產(chǎn)生的法向力。在攻角為正時(shí),模型頭部、圓柱部和俯仰舵產(chǎn)生的法向力為正,且占主導(dǎo)地位,船尾部產(chǎn)生負(fù)法向力,其合力的作用點(diǎn)位于力矩參考點(diǎn)之前,所以產(chǎn)生正的俯仰力矩。

圖9 α=4°時(shí)Cm隨Ma變化曲線

在相同Ma、α情況下,模型頭部、靠近頭部的圓柱段及船尾部產(chǎn)生的法向力基本一致;不同的是俯仰舵產(chǎn)生的法向力,舵偏角越大則舵片上下面壓差越大,產(chǎn)生的法向力越大;當(dāng)俯仰力矩參考點(diǎn)位置相同時(shí),H2模型的俯仰力矩系數(shù)Cm總是比H1模型的大。圖10給出了Ma=2的俯仰力矩系數(shù)Cm隨攻角α的變化曲線,結(jié)果顯示俯仰力矩系數(shù)隨攻角的增加呈線性增加,且H2模型的俯仰力矩曲線一直處于H1模型的上方。俯仰力矩系數(shù)大說(shuō)明改變二維修正彈姿態(tài)的控制能力大,可以較容易地進(jìn)行二維修正。

圖10 Ma=2時(shí)Cm隨α變化曲線

2.4 滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)

圖11給出了H1、H2模型的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl隨Ma的變化曲線。在跨音速階段Cl曲線呈波動(dòng)式下降趨勢(shì),在超音速階段Cl隨馬赫數(shù)增加先增大后減小,在Ma=2附近達(dá)到最大值。滾轉(zhuǎn)力矩主要是由處于模型頭部上下位置的差動(dòng)舵產(chǎn)生,由于一對(duì)舵偏角呈差動(dòng)位置,一片舵片產(chǎn)生的垂直舵面的力與另一片舵面產(chǎn)生的垂直舵面的力方向相反,但對(duì)彈軸的力矩方向相同,其合力矩就是滾轉(zhuǎn)力矩。隨著差動(dòng)舵偏角的增加,垂直舵面的力增加,滾轉(zhuǎn)力矩也就增加,所以H2模型產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩大于H1模型產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩,滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)大使得控制修正機(jī)構(gòu)旋轉(zhuǎn)的能力大。

圖11 不同攻角下Cl隨Ma變化曲線

3 結(jié)論

旋轉(zhuǎn)控制固定鴨舵二維彈道修正彈模型風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究表明:

①模型阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化符合旋轉(zhuǎn)彈阻力系數(shù)變化的氣動(dòng)規(guī)律,舵偏角的增加有一定的增阻效果,H2模型的阻力系數(shù)大于H1模型的阻力系數(shù)。亞音速下隨著速度減小增阻效果增加,跨超音速下增阻效果幾乎相同。

②在所研究的攻角范圍內(nèi),升力系數(shù)隨攻角增加呈線性增加,舵偏角的增加使得升力系數(shù)增加;0°攻角時(shí),升力系數(shù)隨舵偏角增加僅在個(gè)別馬赫數(shù)下呈線性增加,多數(shù)馬赫數(shù)下呈現(xiàn)非線性變化特性。

③俯仰力矩系數(shù)隨攻角增加呈線性增加,隨著舵偏角的增加而增加。在跨音速階段,俯仰力矩系數(shù)先波動(dòng)上升再下降,在Ma=1.2時(shí)達(dá)到最低值;Ma>1.2后先上升并在Ma=1.5時(shí)達(dá)到最大值;Ma>1.5以后呈下降趨勢(shì)。

④滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨舵偏角的增大而增大;在亞跨音速下隨馬赫數(shù)增加而減小,Ma=1.1時(shí)達(dá)到最小值,當(dāng)馬赫數(shù)增加至2.0時(shí)達(dá)到最大值,以后隨馬赫數(shù)增加而減小。

[1] 張民權(quán),劉東方,王冬梅,等.彈道修正彈發(fā)展綜述[J].兵工學(xué)報(bào),2010,31(12):127-130.

ZHANG Min-quan,LIU Dong-fang,WANG Dong-mei,et al.A summary for trajectory correction projectiles[J].Acta Armamentarii,2010,31(12):127-130.(in Chinese)

[2] 楊慧娟,霍鵬飛,黃崢.彈道修正彈修正執(zhí)行機(jī)構(gòu)綜述[J].四川兵工學(xué)報(bào),2011,32(1):7-9.

YANG Hui-juan,HUO Peng-fei,HUANG Zheng.Overview of correction executive mechanism on trajectory correction projectile[J].Journal of Sichuan Ordnance,2011,32(1):7-9.(in Chinese)

[3] 馬寶華.戰(zhàn)爭(zhēng)、技術(shù)與引信——關(guān)于引信及引信技術(shù)的發(fā)展[J].探測(cè)與控制學(xué)報(bào),2001,23(1):1-6.

MA Bao-hua.War,technology and fuze—about fuze and fuze technology development[J].Journal of Detection & Control,2001,23(1):1-6.(in Chinese)

[4] 華菊仙.彈道修正引信讓笨彈變聰明[J].現(xiàn)代兵器,2006(8):13-16.

HUA Ju-xian.Trajectory correction fuze make bullet smarter[J].Modern Weaponry,2006(8):13-16.(in Chinese)

[5] 郝永平,孟慶宇,張嘉易.固定翼二維彈道修正彈氣動(dòng)特性分析[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào),2012,32(3):171-173.

HAO Yong-ping,MENG Qing-yu,ZHANG Jia-yi.Aerodynamic characteristic ananlysison two-dimensional trajectory corrector shell with fixed-wing[J].Journal of Projectiles,Rockets,Missiles and Guidance,2012,32(3):171-173.(in Chinese)

[6] 張嘉易,王廣,郝永平.二維彈道修正彈鴨舵修正機(jī)構(gòu)氣動(dòng)特性研究[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào),2013,33(2):121-124.

ZHANG Jia-yi,WANG Guang,HAO Yong-ping.The investigation of aerodynamic characteristics for two-dimensional trajectory correction projectile canard rudder device[J].Journal of Projectiles,Rockets,Missiles and Guidance,2013,33(2):121-124.(in Chinese)

[7] 王鐵城.空氣動(dòng)力學(xué)實(shí)驗(yàn)技術(shù)[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社,1986.

WANG Tie-cheng.Aerodynamic experiment technology[M].Beijing:National Defence of Industry Press,1986.(in Chinese)