張志勇,陳志華,黃振貴

(南京理工大學(xué) 瞬態(tài)物理重點(diǎn)實(shí)驗室,江蘇 南京 210094)

偏轉(zhuǎn)頭彈箭飛行特性

張志勇,陳志華*,黃振貴

(南京理工大學(xué) 瞬態(tài)物理重點(diǎn)實(shí)驗室,江蘇 南京 210094)

偏轉(zhuǎn)頭彈箭通過頭部偏轉(zhuǎn)來改變氣動力，達(dá)到增加彈箭射程與提高機(jī)動性的目的。對頭部偏轉(zhuǎn)角0°～8°、迎角0°～8°、馬赫數(shù)2～5條件下的飛行流場進(jìn)行了數(shù)值模擬，并與相關(guān)實(shí)驗數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，驗證仿真方法的可靠性。然后利用仿真數(shù)據(jù)數(shù)值模擬偏轉(zhuǎn)頭彈箭的外彈道軌跡，分析研究偏轉(zhuǎn)頭彈箭的增程原理和其機(jī)動飛行的特性。結(jié)果表明，偏轉(zhuǎn)頭彈箭能帶迎角穩(wěn)定飛行，其升阻比遠(yuǎn)大于普通彈箭，彈箭射程提高且機(jī)動性能優(yōu)于普通彈箭。

偏轉(zhuǎn)頭彈箭；數(shù)值模擬；射程；飛行穩(wěn)定性；機(jī)動性

0 引 言

彈箭的飛行控制主要通過尾翼或鴨舵來實(shí)現(xiàn)。鴨舵一般裝在彈箭頭部，通過舵片轉(zhuǎn)動改變彈體氣動受力來控制飛行。研究表明，鴨舵易受彈箭頭部激波影響而降低控制效率，且舵片會增加彈體阻力、干擾尾翼以及易受氣動熱影響。偏轉(zhuǎn)頭彈箭通過改變頭部與彈體軸線之間的夾角，利用空氣動力來產(chǎn)生所需的控制力，從而達(dá)到控制彈箭機(jī)動飛行的目的。偏轉(zhuǎn)頭彈箭具有結(jié)構(gòu)簡單，附加阻力小以及對尾翼流場影響小等優(yōu)點(diǎn)。另外，它還具有機(jī)動性強(qiáng)，激勵響應(yīng)快等優(yōu)點(diǎn)，因而吸引了眾多研究。

偏轉(zhuǎn)頭控制方式并不是一個全新的概念。早在1946年，Goddard提出了可動彈頭來控制導(dǎo)彈飛行的概念[1]。隨后NASA對偏轉(zhuǎn)頭控制的彈箭進(jìn)行了風(fēng)洞實(shí)驗并驗證了圓錐外形的偏轉(zhuǎn)頭彈箭在高超聲速下飛行的可行性[2]。Thomson對馬赫數(shù)0.8～2.0的偏轉(zhuǎn)頭彈箭進(jìn)行了風(fēng)洞實(shí)驗，進(jìn)一步驗證了偏轉(zhuǎn)頭控制方式的可行性[3]。目前，對偏轉(zhuǎn)頭彈的研究主要集中在氣動特性與動力學(xué)控制兩個方面，且多數(shù)采用數(shù)值模擬與仿真。如梁增友通過在有控降弧飛行段，施加合適的頭部迎角，明顯改變彈丸在外彈道的氣動力狀況，實(shí)現(xiàn)彈丸的增程[4]。高原等基于偏轉(zhuǎn)彈頭控制概念建立了一種偏轉(zhuǎn)彈頭控制系統(tǒng)，驗證了該控制方式具有更高的控制效率[5]。王飛等基于N-S方程和k-ε湍流模型，對多組不同頭部迎角和馬赫數(shù)下的模型的氣動特性進(jìn)行了仿真，得到了在較小的頭部迎角變化范圍內(nèi)彈箭的升阻比隨頭部迎角增大而增大的結(jié)論[6]。朱銳等通過FLUENT軟件計算了不同頭部迎角、不同馬赫數(shù)和迎角姿態(tài)時，飛行器模型所受的氣動力，得出在超聲速域內(nèi)，頭部偏角的存在使得飛行器獲得較大的升阻比和偏航力矩[7]。楊博等應(yīng)用多體建模方法Schiehlen法建立系統(tǒng)的動力模型，模擬驗證了偏轉(zhuǎn)頭導(dǎo)彈具有控制效率高、機(jī)動過載大、響應(yīng)速度快等優(yōu)點(diǎn)[8]。郭玉潔等對不同迎角以及來流速度下的偏轉(zhuǎn)頭彈箭流場進(jìn)行了數(shù)值模擬，計算表明，其尾翼流場基本不受頭部偏角影響且升阻比增大[9]。

本文在課題組前期研究的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步耦合計算流體力學(xué)與彈箭飛行力學(xué)，研究偏轉(zhuǎn)頭彈箭的外彈道特性。首先基于計算流體力學(xué)得到偏轉(zhuǎn)頭彈箭飛行過程中的阻力、升力和俯仰力矩系數(shù)等氣動參數(shù)，并將這些參數(shù)作為已知條件來研究6自由度條件下偏轉(zhuǎn)頭彈箭的外彈道特性。

1 仿真方法與模型

1.1 仿真方法

彈箭在超聲速下飛行時，氣體黏性作用引起的阻力增大，因而在氣動計算時需考慮彈體表面邊界層[10]。本文采用文獻(xiàn)[9]中的DES(Detached Eddy Simulation)方法，通過結(jié)合大渦模擬(LES)和雷諾平均方法[11](RANS)方法，在近壁面處采用RANS方法，減少邊界層所需網(wǎng)格數(shù)量，邊界層外的流場則采用LES方法有效捕捉湍流的瞬態(tài)流動。為有效地捕捉彈頭和尾翼處產(chǎn)生的激波[12]，采用二階AUSM格式來離散對流項。在方程中，黏性項采取二階中心差分格式，時間項則采用三階龍格-庫塔法進(jìn)行離散。

對于彈箭的飛行，采用6自由度導(dǎo)彈運(yùn)動方程組進(jìn)行描述，考慮地球自轉(zhuǎn)和扁率對射程的影響，相關(guān)細(xì)節(jié)可參考文獻(xiàn)[13]。

1.2 仿真模型

模型為典型的三維偏轉(zhuǎn)頭彈箭(N2dB28F240)，彈箭的質(zhì)量為15.87 kg，長徑比為1.3226 m，展弦比為0.13[1]，結(jié)構(gòu)如圖1所示。彈箭的特征長度為彈徑D(56 mm)，質(zhì)心位于彈軸中心。計算域為直徑1.778 m、長度為2.54 m的圓柱體。整個計算域采用O型網(wǎng)格，且為了有效模擬邊界層處流場結(jié)構(gòu)，創(chuàng)建彈體外O-Block，增加了彈體邊界層上的網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)。經(jīng)網(wǎng)格收斂檢測后，選取計算網(wǎng)格數(shù)為200萬。

圖1三維偏轉(zhuǎn)頭彈箭模型
Fig.1Modelofthethreedimensionaldeflectednoseprojectile

2 計算方法驗證

圖2為Ma=3時普通彈箭和偏轉(zhuǎn)頭彈箭的升力、阻力與俯仰力矩系數(shù)隨迎角α的變化曲線。計算曲線與實(shí)驗曲線變化趨勢相同，說明本文的計算方法可靠。由圖2可知，在相同速度和迎角條件下，阻力和升力系數(shù)均隨頭部偏角增大而增大(定義頭部偏角β為正時頭部向上偏轉(zhuǎn))。另外，在0°迎角下，偏轉(zhuǎn)頭彈箭俯仰力矩系數(shù)大于0，即其斜率為負(fù)。但隨著迎角的增大，俯仰力矩系數(shù)不斷減小，說明偏轉(zhuǎn)頭彈箭仍具有縱向穩(wěn)定性。以上結(jié)論的分析具體參考文獻(xiàn)[14]。

圖2彈箭在不同迎角時的氣動系數(shù)
Fig.2Aerodynamiccoefficientsoftheprojectilewithdifferentattackangles

圖3顯示了β=4°、不同迎角下的俯仰力矩系數(shù)與馬赫數(shù)的關(guān)系曲線，發(fā)現(xiàn)在超聲速下，迎角增大時，俯仰力矩系數(shù)減小，即彈箭具有縱向穩(wěn)定性。且當(dāng)馬赫數(shù)增大時，俯仰力矩系數(shù)整體向上移動，說明在較高聲速條件下，偏轉(zhuǎn)頭彈箭的縱向靜穩(wěn)定性減弱，應(yīng)避免在該環(huán)境下使用偏轉(zhuǎn)頭控制方式。

3 偏轉(zhuǎn)前后彈箭外彈道特性

為模擬彈箭飛行軌跡，以某火箭彈為基礎(chǔ)，取其在主動段結(jié)束點(diǎn)狀態(tài)近似為本文彈箭的初始點(diǎn)狀態(tài)，即初始飛行速度為1689 m/s，初始彈道傾角為50°，初始射向為0°，陣地緯度為20°N。將數(shù)值模擬得到的彈箭氣動參數(shù)代入外彈道計算機(jī)仿真程序[15]中，即可數(shù)值求解彈體飛行過程中的運(yùn)動參數(shù)。

表1為彈道最高點(diǎn)時，彈頭偏轉(zhuǎn)一定角度后，彈箭落地時的狀態(tài)。通過比較發(fā)現(xiàn)，隨著頭部偏角的增大，彈體射程也隨之增大，且在頭部偏角為5°時，射程增大明顯，說明偏轉(zhuǎn)頭控制方式能顯著提高彈箭射程，但落地馬赫數(shù)和落角均減小。在頭部偏角大于6°以上時，由于迎角波動超過8°，超出氣動數(shù)據(jù)范圍，因而不予考慮。

當(dāng)β>0°，在α=0°情況下，因彈頭處產(chǎn)生附加升力，壓力中心前移，使得Cm>0，彈箭出現(xiàn)翻彈現(xiàn)象。隨著迎角的增大，彈箭所受俯仰力矩系數(shù)逐漸減小，并在一定迎角下Cm<0，抑制其翻轉(zhuǎn)，當(dāng)翻轉(zhuǎn)速度降為0時彈箭回轉(zhuǎn)，迎角減小，而迎角的減小又使俯仰力矩系數(shù)重新增大，并能滿足俯仰力矩系數(shù)對迎角的導(dǎo)數(shù)為負(fù)，如圖4所示，因而偏轉(zhuǎn)頭彈箭可以動態(tài)穩(wěn)定飛行。

對于β=0°的彈箭，因其始終圍繞0°迎角上下波動，且幅值非常小，彈體所受升力幾乎為0，即升阻比幾乎為0；而當(dāng)β>0°時，彈頭迎風(fēng)面壓強(qiáng)遠(yuǎn)大于背風(fēng)面壓強(qiáng)，彈箭壓心前移，所受俯仰力矩增大，進(jìn)而使得飛行迎角增大。因彈箭具有動態(tài)穩(wěn)定性，彈箭將處于帶迎角上下波動飛行，在該飛行條件下，彈箭所受到的升力明顯大于0，其升阻比增大，所以偏轉(zhuǎn)頭彈箭的升阻比遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于普通尾翼彈箭(如圖5所示)，因而射程變大。

過載矢量在彈體坐標(biāo)系Ox3y3上各軸的投影中，Nx3為切向過載，Ny3為法向過載。圖6顯示了不同彈頭偏角下，彈箭的過載矢量在速度坐標(biāo)系上的投影。可以看出，隨著彈頭偏轉(zhuǎn)角的增加，彈箭的切向過載減小，法向過載明顯增大，即彈箭速度大小變化能力減弱，但飛行方向變化能力增強(qiáng)。因法向過載的增大率遠(yuǎn)大于切向過載的減小率，總體上講，偏轉(zhuǎn)頭彈箭的機(jī)動性能更好。

4 結(jié) 論

以氣動特性為基礎(chǔ)，結(jié)合計算流體力學(xué)與彈道運(yùn)動方程，對偏轉(zhuǎn)頭彈箭的機(jī)動飛行與增程進(jìn)行研究。對彈箭的彈頭偏轉(zhuǎn)角0°～8°、迎角0°～8°、馬赫數(shù)2～5的飛行流場進(jìn)行了數(shù)值模擬，得到相應(yīng)條件下的阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)，并利用這些數(shù)據(jù)對有無彈頭偏轉(zhuǎn)的彈箭的彈道特性進(jìn)行了計算，得到以下結(jié)論：

1) 彈頭偏轉(zhuǎn)控制下，彈箭處于帶迎角飛行狀態(tài)，升阻比明顯增大，彈箭射程增加。

2) 偏轉(zhuǎn)頭彈箭在飛行穩(wěn)定性、落地速度和俯仰角方面會有所損失。

3) 偏轉(zhuǎn)頭彈箭在速度大小變化能力上減弱，但飛行方向變化能力上則明顯增強(qiáng)。

[1]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[R].AIAA 2003-3805.

[2]Miller III C G,Gnoffo P A.Pressure distributions and shock shapes for a bent-nose biconic at incidence[J].AIAA Journal,1982,20(8):1150-1152.

[3]Thomson K D.The use of a deflectable nose on a missile as a control device[R].Defence Research Centre Salisbury,South Australia:Defence Research Centre Salisbury,1981.

[4]梁增友.控制彈箭頭部迎角的彈道修正彈外彈道研究[J].華北工學(xué)院學(xué)報,2001,22(6):403-407.

[5]高原,谷良賢,龔春林,等.一種偏轉(zhuǎn)彈頭控制系統(tǒng)方案研究[J].彈箭與制導(dǎo)報,2006,26(1):890-892.

[6]王飛,吳國東,王志軍,等.有頭部迎角的彈丸氣動性能的數(shù)值計算[J].華北工學(xué)院學(xué)報,2005,26(3):177-179.

[7]朱銳,董二寶,張杰,等.頭部可偏轉(zhuǎn)飛行器氣動仿真與外形優(yōu)化[J].機(jī)械與電子,2008,8:6-8.

[8]楊博,周軍,郭建國.偏轉(zhuǎn)彈頭導(dǎo)彈的動力學(xué)建模方法研究[J].航空學(xué)報,2008,4:909-913.

[9]郭玉潔,陳志華,韓珺禮.不同迎角條件下偏轉(zhuǎn)頭彈箭流場與氣動特性[J].航空動力學(xué)報,2014,29(9):2079-2084.

[10]吳寧寧,羅紀(jì)生.壁面小折角對馬赫數(shù)4.5邊界層中擾動演化的影響[J].空氣動力學(xué)學(xué)報,2014,32(2):219-227.

[11]胡寧,郝璇,蘇誠,等.基于分離渦模擬的起落架氣動噪聲研究[J].空氣動力學(xué)學(xué)報,2015,33(1):99-106.

[12]喬文友,黃國平,夏晨,等.發(fā)展用于高速飛行器前體/進(jìn)氣道匹配設(shè)計的逆特征線法[J].航空動力學(xué)報,2014,29(6):1444-1452.

[13]錢杏芳,林瑞雄,趙亞男.導(dǎo)彈飛行力學(xué)[M].北京理工大學(xué)出版社,2000.

[14]郭玉潔,陳志華,姜孝海.三維偏轉(zhuǎn)頭彈箭流場結(jié)構(gòu)與氣動特性研究[J].南京理工大學(xué)學(xué)報,2014.

[15]郭玉潔,陳志華,劉志明.偏轉(zhuǎn)頭彈箭流場特性研究[J].四川兵工學(xué)報,2013,4(34):29-32.

Flightcharacteristicsofdeflectednoseprojectile

ZHANG Zhiyong,CHEN Zhihua*,HUANG Zhengui

(KeyLaboratoryofTransientPhysics,NanjingUniversityofScienceandTechnology,Nanjing210094,China)

The deviation of the warhead of a projectile from its axis can modify the aerodynamic force to increase the range and mobility of the projectile.The flow fields of a projectile,with deflection angles within 0° ～8°,angles of attack from 0° to 8°,and Mach numbers from 2 to 5 were simulated numerically first.Compared with the experimental data,the numerical simulation is proved to be reliable.Then the flight characteristics of the deflected nose projectile were investigated with the calculated aerodynamic coefficients.The ballistic trajectories of the projectile with different deflection angles were obtained,and the principle of increasing range and its mobility were discussed.Results show that the deflected nose projectile is dynamically stable at high angle of attack.Its lift-to-drag ratio is far larger than that of normal projectile,leading to a longer range and a superior mobility.

deflectable nose projectile; numerical simulation; range; flight stability; mobility

0258-1825(2017)06-0883-04

TJ760.11

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0182

2015-09-29;

2015-12-07

總裝預(yù)研基金(9140A13020913BQ02182);江蘇省2015年度普通高校研究生科研創(chuàng)新計劃項目(KYLX15_0418)

張志勇(1990-),男,江蘇徐州人,博士研究生,研究方向:兵器發(fā)射理論及應(yīng)用.E-mail:zhangzhi900720@163.com

陳志華*(1967-),教授，主要研究方向：飛行器流動控制與優(yōu)化設(shè)計，氣動聲學(xué)等.E-mail:chenzh@mail.njust.edu.cn

張志勇,陳志華,黃振貴.偏轉(zhuǎn)頭彈箭飛行特性[J].空氣動力學(xué)學(xué)報,2017,35(6):883-886.

10.7638/kqdlxxb-2015.0182 ZHANG Z Y,CHEN Z H,HUANG Z G.Flight characteristics of deflected nose projectile[J].Acta Aerodynamica Sinica,2017,35(6):883-886.