羅浩浩,陳少松

(南京理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院,江蘇 南京 210094)

制導(dǎo)彈箭能迅速地改變飛行速度大小與方向的能力稱為導(dǎo)彈的機(jī)動(dòng)性,導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)性主要是通過(guò)控制彈箭的操縱面來(lái)實(shí)現(xiàn)。彈箭操縱時(shí),操縱面偏轉(zhuǎn)某一角度,在操縱面上產(chǎn)生空氣動(dòng)力,該空氣動(dòng)力相對(duì)于操縱面轉(zhuǎn)軸(即鉸鏈軸)的力矩,稱之為鉸鏈力矩。舵面鉸鏈力矩的大小,直接影響制導(dǎo)彈箭的機(jī)動(dòng)性。鉸鏈力矩越大,在一定舵機(jī)功率下得到的舵偏轉(zhuǎn)速度越小,飛行時(shí)彈箭對(duì)控制指令的響應(yīng)越緩慢。鉸鏈力矩系數(shù)取決于舵的類型、舵面幾何形狀、舵軸位置、馬赫數(shù)、攻角和舵偏角,在彈箭設(shè)計(jì)過(guò)程中,為盡量減小鉸鏈力矩,常采用軸式氣動(dòng)補(bǔ)償,即將舵軸移至壓心附近。然而,隨飛行馬赫數(shù)在亞跨超范圍內(nèi)變化,舵面壓心在一個(gè)較大范圍內(nèi)移動(dòng),超音速段壓心后移,亞跨音速段壓心前移,對(duì)于全速域飛行彈箭,軸式補(bǔ)償并不能很好地兼顧。因此,本文主要研究舵面形狀對(duì)壓心的影響,希望通過(guò)改變舵翼平面幾何形狀,縮小舵面壓心在亞跨超音速內(nèi)的移動(dòng)范圍,從而有利于進(jìn)行軸式補(bǔ)償,減小鉸鏈力矩。

對(duì)于三維舵翼,舵面流動(dòng)既有弦向分速,也有展向分速。在大攻角下,舵面流動(dòng)還存在邊界層分離現(xiàn)象,導(dǎo)致氣動(dòng)載荷(壓強(qiáng)差)在舵面上不同位置的分布是不同的,有些位置載荷比較大,有些位置載荷比較小,這些載荷對(duì)鉸鏈軸的積分得到鉸鏈力矩,如果能夠?qū)⑦@些載荷的分布摸清,截去對(duì)鉸鏈力矩不利的部分舵面,就能夠改變舵面壓心的位置,從而改變鉸鏈力矩。舵面載荷的分布規(guī)律除與舵面形狀有關(guān)外,還與速度等有關(guān),因此需要對(duì)有關(guān)舵面在所關(guān)心的速域范圍進(jìn)行細(xì)致研究。

目前,國(guó)內(nèi)外有許多學(xué)者針對(duì)鉸鏈力矩的影響因素做了研究。李斌[1]、歐平[2]等人通過(guò)CFD模擬軟件,研究了制導(dǎo)彈箭舵面與彈體表面之間的縫隙效應(yīng)。TANG[3]對(duì)HL-10升力模型進(jìn)行測(cè)試,分別研究了舵面偏轉(zhuǎn)角、迎角、側(cè)滑角和馬赫數(shù)變化對(duì)舵面鉸鏈力矩的影響,結(jié)果表明,馬赫數(shù)的影響在亞跨音速段較明顯,超音速段壓心變化不大。對(duì)于舵翼平面幾何外形對(duì)鉸鏈力矩的影響,LESIEUTRE[4]進(jìn)行過(guò)類似研究,并且開(kāi)發(fā)了一款軟件用于優(yōu)化彈翼平面形狀以最小化舵面鉸鏈力矩,但其對(duì)舵翼平面的優(yōu)化僅限于后緣曲線的變化,對(duì)于通過(guò)裁剪舵翼調(diào)整壓心的研究尚不明確。

通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究舵面形狀的變化對(duì)彈箭氣動(dòng)特性的影響成本較高,并且隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展,CFD技術(shù)逐漸發(fā)展成為空氣動(dòng)力學(xué)研究的有力手段。因此,本文主要運(yùn)用CFD軟件對(duì)某無(wú)翼式布局火箭彈進(jìn)行數(shù)值模擬,分析尾舵的受力分布。通過(guò)裁剪尾舵的不同部位,得到不同形狀的尾舵,形成多組彈身-尾舵組合體,對(duì)各組合體進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算,研究各組合體的舵面弦向壓心分布情況、舵面鉸鏈力矩的變化規(guī)律以及全彈的氣動(dòng)特性,為減小制導(dǎo)彈箭的舵面鉸鏈力矩,提高彈箭的機(jī)動(dòng)性與控制精度提供了一定的幫助。

1 數(shù)值計(jì)算方法

1.1 控制方程與湍流模型

控制方程采用三維積分形式的雷諾平均N-S方程[5]:

式中:t為時(shí)間,S為面積,V為任意控制體,W為守恒變量,F為無(wú)粘通矢量項(xiàng),FV為粘性通量,?V為控制體邊界,n為控制體邊界單位外法向矢量,Re為雷諾數(shù)。

針對(duì)飛機(jī)鉸鏈力矩的預(yù)測(cè),遲永一[6]對(duì)各湍流模型與離散格式計(jì)算飛機(jī)鉸鏈力矩做了比較,結(jié)果表明,Spalart-Allmara湍流模型的計(jì)算效果更好,數(shù)值計(jì)算結(jié)果精度隨離散格式階數(shù)提高而提高。故本文各模型計(jì)算均選用S-A單方程湍流模型,離散格式flow項(xiàng)與Turbulence項(xiàng)均采用二階迎風(fēng)格式。

1.2 計(jì)算模型與網(wǎng)格劃分

本文原始計(jì)算模型采用無(wú)翼式彈箭布局,彈徑為D,彈長(zhǎng)L=7.13D,4片后掠尾翼根弦長(zhǎng)D,展長(zhǎng)3D,前緣后掠35°,后緣后掠5.7°,呈“×”形布局,舵偏角均為-20°,呈俯仰狀態(tài),鉸鏈軸軸向位置位于距彈箭頂點(diǎn)6.67D處,模型代號(hào)CB,各尾舵從彈體頭部看逆時(shí)針依次編號(hào)為舵1、舵2、舵3、舵4。全彈模型如圖1所示。模擬工況攻角α=4°,馬赫數(shù)變化范圍為0.6～4.5。

圖1 計(jì)算模型CB

采用ANSYS ICEM軟件對(duì)計(jì)算模型劃分結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,考慮到計(jì)算工況的馬赫數(shù)變化范圍包含亞、跨、超音速,計(jì)算域前場(chǎng)約為6倍彈長(zhǎng),后場(chǎng)約為7.5倍彈長(zhǎng),徑向取25倍彈徑,圖2為CB模型計(jì)算網(wǎng)格示意圖。

圖2 CB模型計(jì)算網(wǎng)格簡(jiǎn)圖

1.3 收斂性驗(yàn)證

本文在CB模型基礎(chǔ)上劃分了3套網(wǎng)格,網(wǎng)格數(shù)量分別為260萬(wàn)、400萬(wàn)、500萬(wàn)。計(jì)算來(lái)流馬赫數(shù)2.5,攻角α=0°工況下舵4的壓心系數(shù)與鉸鏈力矩系數(shù),以便進(jìn)行網(wǎng)格數(shù)量收斂性驗(yàn)證。計(jì)算結(jié)果如表1所示。表中,N為網(wǎng)格數(shù)量;Xcp為舵面壓心系數(shù);mh為舵面鉸鏈力矩系數(shù);ΔXcp為壓心系數(shù)的相對(duì)誤差;Δmh為鉸鏈力矩系數(shù)的相對(duì)誤差,ΔXcp和Δmh是由260萬(wàn)、400萬(wàn)網(wǎng)格數(shù)量的計(jì)算結(jié)果分別與500萬(wàn)網(wǎng)格數(shù)量的計(jì)算結(jié)果相比得到。從表中可以看出,當(dāng)網(wǎng)格數(shù)量達(dá)到400萬(wàn)時(shí),最大差值僅為1.5%,故本文采用400萬(wàn)網(wǎng)格數(shù)量。其中本文各舵面氣動(dòng)特性以模型CB的尾舵根弦前緣點(diǎn)坐標(biāo)為參考點(diǎn),根弦長(zhǎng)為參考長(zhǎng)度Lref,舵面面積為參考面積Sref。

表1 網(wǎng)格收斂性驗(yàn)證

1.4 準(zhǔn)確性分析

為了驗(yàn)證數(shù)值模擬方法的準(zhǔn)確性,本文計(jì)算了驗(yàn)證模型在馬赫數(shù)Ma=1.6時(shí),迎風(fēng)舵舵4的鉸鏈力矩系數(shù)隨攻角的變化曲線,并與文獻(xiàn)[7]中給出的鉸鏈力矩系數(shù)曲線進(jìn)行對(duì)比。模型與數(shù)值均取自文獻(xiàn)[7],彈長(zhǎng)L1=1 023.4 mm,彈徑D1=76.2 mm,鉸鏈軸距頂點(diǎn)921.7 mm,尾舵翼展為4D1,根弦長(zhǎng)1.5D1,前緣后掠60°,4片尾舵呈“×”形布局,舵偏角0°,參考長(zhǎng)度114.3 mm,參考面積4 560.4 mm2,模型尺寸和計(jì)算結(jié)果對(duì)比曲線見(jiàn)圖3。從圖中可以看出,在小攻角下,鉸鏈力矩系數(shù)大致呈線性變化,此時(shí)CFD計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)值吻合度較高,當(dāng)攻角繼續(xù)增大,數(shù)值計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)值大致趨勢(shì)一致,此時(shí)最大誤差為10%,本文誤差均為相對(duì)誤差。

圖3 驗(yàn)證模型與舵4鉸鏈力矩系數(shù)隨攻角的變化曲線

2 舵面受力分析

圖4為Ma=2.5,α=4°時(shí)舵4背風(fēng)面與迎風(fēng)面壓力云圖。從圖中可以看出,在超音速狀態(tài)下,尾舵的背風(fēng)面壓力梯度不大,迎風(fēng)面從前緣往后緣,梢弦往根弦所受壓力遞減,所以尾舵受力主要集中于右上角三角形區(qū)域。圖中,A—A截面和B—B截面分別位于距前緣和后緣0.03D處,提取截面處舵4迎風(fēng)面與背風(fēng)面的壓力差,如圖5所示,圖5中η為尾舵展向比例。從A—A截面看出,上下翼面壓差形成的載荷在亞跨音速下主要集中在翼面的中間部分,在馬赫數(shù)大于1.5后,載荷沿展向遞增,但接近梢弦時(shí)又急劇下降,對(duì)于無(wú)限長(zhǎng)直彈翼,彈翼任何一個(gè)翼剖面的繞流都是一樣的,此時(shí)彈翼上下表面壓強(qiáng)所產(chǎn)生的升力是一樣的。但實(shí)際彈翼展向長(zhǎng)度并不是無(wú)限延伸的,在翼尖部位,此時(shí)彈翼下方的高壓空氣會(huì)在梢弦處向上方的低壓空氣翻過(guò)去,翼尖渦由此產(chǎn)生,其結(jié)果導(dǎo)致上下表面壓強(qiáng)在翼尖部位趨于一致,舵面載荷曲線急劇下降。從B—B截面看出,在亞跨音速下,載荷沿展向的變化很小,當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)大于2.5以后,載荷沿展向急劇增加。

圖4 Ma=2.5,α=4°時(shí)舵4壓力云圖

舵面前后緣距離舵軸較遠(yuǎn),調(diào)節(jié)壓心比較有利。從舵面載荷的分布規(guī)律可以看出,舵面前緣所受到的載荷大于后緣,對(duì)前緣裁剪可以有效地將壓心向后調(diào)整,這樣會(huì)增加壓心的移動(dòng)距離,然而同時(shí)對(duì)前緣梢弦的裁剪會(huì)很大程度削減其產(chǎn)生法向氣動(dòng)力的能力,增大尾舵前緣厚度從而增大阻力,所以本文對(duì)于前緣僅在根弦位置進(jìn)行裁剪。而對(duì)于后緣附近裁剪似乎比在梢弦附近更為合理,亞跨音速下由于此處載荷小,壓心向前調(diào)整的量不會(huì)大,而馬赫數(shù)大于2.5后,此處載荷比較大,壓心向前的調(diào)整必然較大,這樣在亞跨超音速范圍,使得壓心的變化范圍減小了,有利于在亞跨超音速下進(jìn)行軸式補(bǔ)償,都可以得到較小的鉸鏈力矩。而對(duì)于根弦位置,其載荷較小,對(duì)舵面整體氣動(dòng)特性的影響可能不大,故本文同時(shí)也對(duì)后緣根弦處進(jìn)行裁剪,以作對(duì)比。

根據(jù)以上分析,本文對(duì)該彈箭尾舵做了如圖6所示處理,組成3組彈身-尾舵組合體,其中CB1裁剪部位為0.12Lref處,CB2與CB3裁剪大小為0.075Lref×0.124Lref,三者裁剪面積保持一致0.022 5Sref,分別對(duì)各組合體進(jìn)行數(shù)值模擬,研究尾舵平面幾何形狀對(duì)舵面弦向壓心與鉸鏈力矩的影響。

圖5 舵4 A—A與B—B截面迎風(fēng)面與背風(fēng)面壓差

圖6 裁剪尾舵模型與網(wǎng)格劃分示意圖

3 氣動(dòng)特性分析

3.1 舵面氣動(dòng)特性

圖7為攻角α=4°時(shí)舵4的舵面法向力系數(shù)CN隨馬赫數(shù)的變化曲線圖。從圖中可以看出,在亞跨音速階段,裁剪尾舵對(duì)舵面的法向力有影響,當(dāng)Ma=0.9,此時(shí)影響最大,其中模型CB1的舵面法向力系數(shù)相比模型CB相差4%,模型CB2與CB3相比模型CB相差3.33%。在超音速段,隨著來(lái)流速度的增大,其舵面的法向力系數(shù)CN逐漸減小,裁剪尾舵對(duì)舵面法向力系數(shù)的影響也減小,當(dāng)Ma=2.5,模型CB1相比模型CB,其舵面法向力系數(shù)相差2.4%,而模型CB2、CB3相比模型CB不超過(guò)2%。從前面的分析可知,如圖4,尾舵在超音速段,其受力主要向尾舵前緣梢弦部位集中,裁剪部分面積小且所受壓力不大,所以對(duì)尾舵的小面積裁剪并不會(huì)影響尾舵的升力特性。

圖7 舵4舵面法向力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化曲線

圖8為舵4的舵面弦向壓心系數(shù)Xcp隨馬赫數(shù)的變化曲線,圖9為α=4°時(shí)各模型舵4舵面壓心在Ma=0.6～4.5下的分布圖,壓心系數(shù)以模型CB的尾舵根弦前緣點(diǎn)坐標(biāo)為參考點(diǎn),弦向壓心系數(shù)以模型CB根弦長(zhǎng)為參考長(zhǎng)度Lref,圖9縱坐標(biāo)Ycp為展向壓心系數(shù),Ycp以模型CB舵面展長(zhǎng)為參考長(zhǎng)度。裁剪尾舵改變了尾舵表面壓力分布,一定程度上影響了舵面壓心分布。在亞音速段,壓心的移動(dòng)不明顯,其中模型CB2與CB3的壓心系數(shù)相比模型CB不超過(guò)1%。在超音速段,壓心位移明顯大于跨音速段,在Ma=3.5時(shí)模型CB2與CB3移動(dòng)量達(dá)到最大1.5%,弦向壓心前移,壓心位置變化范圍更加集中,如圖9,其中模型CB在攻角α=4°姿態(tài)下,Ma=0.6～4.5的速域范圍內(nèi)弦向壓心變化范圍為0.389～0.529,而模型CB2與CB3弦向壓心變化范圍分別為0.385～0.521,0.387～0.520,其移動(dòng)范圍分別壓縮了0.004和0.007,對(duì)鉸鏈軸的設(shè)計(jì)更有利;而CB1模型,壓心位移更大,當(dāng)Ma>1.5時(shí),其壓心移動(dòng)量均大于2%,但壓心后移,整體壓心變化范圍將會(huì)更廣。所以,當(dāng)彈箭的飛行速度為亞跨超音速時(shí),就舵面鉸鏈軸的設(shè)計(jì)而言,對(duì)尾舵后緣部分的裁剪更有利于減小鉸鏈力矩,對(duì)前緣位置的裁剪雖能更大程度上改變壓心位置,但不利于鉸鏈軸的設(shè)計(jì)。

圖8 舵4舵面弦向壓心系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化曲線

圖9 α=4°時(shí)舵4舵面壓心在Ma=0.6～4.5下的分布圖

圖10為舵4舵面鉸鏈力矩系數(shù)mh隨馬赫數(shù)變化曲線。從圖中看出,3種模型的鉸鏈力矩系數(shù)與舵面法向力系數(shù)同號(hào),說(shuō)明壓心都在鉸鏈軸的前面。對(duì)比圖8舵面弦向壓心系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化曲線可以看出,兩圖中各曲線走勢(shì)基本一致,說(shuō)明裁剪尾舵能夠改變尾舵的舵面鉸鏈力矩,其主要是通過(guò)改變舵面弦向壓心位置,進(jìn)而改變舵面鉸鏈力矩。在亞跨音速段,裁剪尾舵對(duì)弦向壓心與鉸鏈力矩的影響相比超音速段要小。當(dāng)Ma=0.9時(shí),相比模型CB,模型CB2與CB3的鉸鏈力矩系數(shù)增大了10%;而當(dāng)Ma=4.5時(shí),模型CB1、CB2與CB3相比模型CB的鉸鏈力矩系數(shù)差值均大于20%。

圖11為舵4彎矩系數(shù)M隨馬赫數(shù)的變化曲線,該彎矩系數(shù)是對(duì)尾舵根弦取矩。可以看出,對(duì)尾舵裁剪后該曲線與圖7舵面法向力系數(shù)一致。在亞跨音速段,當(dāng)Ma=0.9時(shí),模型CB2與CB3的彎矩系數(shù)相比模型CB變化最大,相差3.6%。在超音速段,當(dāng)Ma>2.5時(shí),隨馬赫數(shù)增大,裁剪后的模型相比模型CB差值逐漸變小,并且模型CB2的變化大于模型CB1與CB3,最大差值達(dá)3.5%;模型CB1的彎矩系數(shù)變化最小,與模型CB的最大差值僅為1%。但在彈箭的設(shè)計(jì)過(guò)程中,彎矩小幅度的變化可以通過(guò)其他工藝手段解決。

圖10 舵4舵面鉸鏈力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化曲線

圖11 舵4舵面彎矩系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化曲線

3.2 全彈氣動(dòng)特性

圖12～圖14分別為火箭彈全彈阻力系CD、升力系數(shù)CL與俯仰力矩系數(shù)mz隨馬赫數(shù)的變化曲線。以模型CB的全彈長(zhǎng)L為參考長(zhǎng)度,彈體最大截面積Smax為參考面積,俯仰力矩系數(shù)是對(duì)彈體頂點(diǎn)取矩。從圖中可以看出,裁剪后的各彈身-尾舵組合體相比原始模型CB,差距不是很大。其中阻力系數(shù)在Ma=0.9時(shí)差值最大,模型CB2相比模型CB減小6%。在超音速段,裁剪后的舵面模型相比模型CB的阻力系數(shù)略有增大,其中模型CB1的增量大于模型CB2和CB3,在Ma>1.5時(shí),模型CB1的增量達(dá)到1.5%,模型CB2和CB3相比模型CB差值僅在0.3%左右。模型CB1的裁剪方式會(huì)使尾舵前緣變鈍,受力面積增大,前緣后掠角變小,從而使激波傾角增大,導(dǎo)致彈箭阻力系數(shù)增大。對(duì)于升力系數(shù)CL與俯仰力矩系數(shù)mz,裁剪尾舵在超音速段的影響較大,并且隨馬赫數(shù)增大而增大。當(dāng)Ma=4.5時(shí),模型CB1相比模型CB,升力系數(shù)減小8.6%,俯仰力矩系數(shù)減小4.6%。模型CB2和CB3相比模型CB,升力系數(shù)減小3%,俯仰力矩系數(shù)減小2%。當(dāng)Ma>1時(shí),前緣受力大于后緣,對(duì)尾舵前緣的裁剪方式,尾舵表面損失的壓力大于對(duì)尾舵后緣的裁剪方式。而對(duì)亞跨音速段影響較小,當(dāng)Ma=1.0時(shí),模型CB1與CB2的升力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)略增大0.2%。

圖12 α=4°時(shí)阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化曲線

圖13 α=4°時(shí)升力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化曲線

圖14 α=4°時(shí)俯仰力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化曲線

制導(dǎo)彈箭的飛行性能與彈體的穩(wěn)定性密切相關(guān),圖15為來(lái)流攻角α=4°且舵偏角δ=0°時(shí)壓心系數(shù)Xcp隨馬赫數(shù)的變化曲線圖,壓心系數(shù)以彈體頂點(diǎn)為參考點(diǎn)。從圖中看出,不管何種剪裁方式,彈箭的整體壓心系數(shù)都有小幅度的改變。在亞跨音速段,當(dāng)來(lái)流速度較低時(shí),裁剪后的模型相比模型CB壓心的改變量較小。當(dāng)馬赫數(shù)增大時(shí),壓心前移幅度逐漸增大,在Ma=3.5時(shí),壓心前移量最大,此時(shí)模型CB2與CB3相比模型CB壓心前移0.38%,模型CB1的壓心前移量稍大于模型CB2與CB3,達(dá)到0.53%。對(duì)于壓心在彈箭質(zhì)心后的制導(dǎo)彈箭,相對(duì)距離越遠(yuǎn),所提供的恢復(fù)力矩越大,靜穩(wěn)定性就越大[8]。因此,裁剪尾舵會(huì)一定程度上減小制導(dǎo)彈箭的穩(wěn)定性,裁剪尾舵前緣對(duì)制導(dǎo)彈箭穩(wěn)定性的影響大于對(duì)尾舵后緣的裁剪。

圖15 α=4°且δ=0°時(shí)壓心系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化曲線

4 結(jié)論

本文采用CFD計(jì)算軟件,對(duì)某無(wú)翼式布局制導(dǎo)火箭彈進(jìn)行了數(shù)值模擬,分析了該制導(dǎo)火箭彈在舵偏角δ=-20°且攻角α=4°時(shí)的舵面受力分布,對(duì)尾舵前后緣做出小面積的裁剪,從而改變尾舵平面幾何形狀,組成3組彈身-尾舵組合體,計(jì)算了各組合體的舵面法向力系數(shù)、舵面弦向壓心系數(shù)、舵面鉸鏈力矩系數(shù)與彎矩系數(shù),以及全彈的氣動(dòng)系數(shù)與壓心位置。分析了裁剪尾舵對(duì)制導(dǎo)彈箭舵面弦向壓心、舵面鉸鏈力矩以及全彈氣動(dòng)特性的影響。結(jié)果表明:

①小面積裁剪尾舵對(duì)舵面法向力影響不大,對(duì)舵面弦向壓心有一定的影響,超音速狀態(tài)下,壓心變化幅度要大于亞跨音速。裁剪尾舵前緣會(huì)使舵面壓心后移,壓心范圍將更分散;裁剪尾舵后緣會(huì)使舵面壓心前移,壓心范圍更集中,更有利于鉸鏈軸的設(shè)計(jì)。

②小面積裁剪尾舵前緣或后緣,可以有效改變舵面鉸鏈力矩的大小。。

③小面積裁剪尾舵前緣或后緣,在亞跨音速段對(duì)彈箭的整體阻力系數(shù)、升力系數(shù)以及俯仰力矩系數(shù)有一定的影響。

④裁剪尾舵會(huì)使制導(dǎo)彈箭整體壓心前移,并且隨馬赫數(shù)的增大,壓心前移幅度越大,對(duì)彈箭的靜穩(wěn)定性有些影響。