郭立力，渠弘毅，張立坤，王新泉，申明輝，王 鵬

(北京航天長(zhǎng)征飛行器研究所，北京 100076)

0 引言

自第二次世界大戰(zhàn)以來，火箭武器系統(tǒng)以其反應(yīng)時(shí)間短、火力猛、威力大等優(yōu)點(diǎn)，一直是世界各國(guó)競(jìng)相發(fā)展的武器裝備，并享有“陸戰(zhàn)之神”之美譽(yù)，如何最大限度的提高火箭彈的射程，擴(kuò)大其打擊范圍，提高作戰(zhàn)能力，是始終伴隨火箭武器系統(tǒng)設(shè)計(jì)工作中的一個(gè)重要而現(xiàn)實(shí)的課題[1]。

文中提出一種分離式火箭彈總體設(shè)計(jì)方案，即采用分離技術(shù)，將助推發(fā)動(dòng)機(jī)在工作后適時(shí)和彈頭分離，分離后彈頭剛度提高、操控能力增強(qiáng)，可實(shí)現(xiàn)大攻角拉起、下壓機(jī)動(dòng)，不僅使大幅增加射程成為可能，而且還可以通過控制末端彈道傾角，提高戰(zhàn)斗部毀傷能力，進(jìn)而提升火箭彈綜合作戰(zhàn)效能。

1 火箭彈增程技術(shù)現(xiàn)狀

研究火箭彈發(fā)展歷史可知，人們一直在努力提升火箭彈的射程，最常用的方法是采用增大助推發(fā)動(dòng)機(jī)口徑，增加助推發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥，從而實(shí)現(xiàn)增程目的。這種增程方案直接有效，但弊端也顯而易見，其最大的弊端是隨著助推發(fā)動(dòng)機(jī)口徑增加其生產(chǎn)成本也大幅增加，價(jià)格直逼常規(guī)戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈，給采購(gòu)方帶來較大的經(jīng)濟(jì)壓力，也大大限制了火箭彈戰(zhàn)術(shù)運(yùn)用范圍，不利于火箭彈技術(shù)的發(fā)展。

另外一種增程方案是在火箭彈上增加一可折疊的彈翼[2]，通過彈翼來增加火箭彈的升力，從而增加火箭彈射程，這種增程技術(shù)方案最大的問題是增程效果十分有限，且會(huì)增加火箭彈結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)難度。

以火箭彈戰(zhàn)術(shù)運(yùn)用靈活，打擊目標(biāo)多樣化這一基本定位，最大限度降低火箭彈成本，將戰(zhàn)術(shù)、戰(zhàn)略導(dǎo)彈級(jí)間分離技術(shù)小型化后運(yùn)用到火箭彈上，并在分離后彈道下降階段，通過空氣舵偏轉(zhuǎn)改變彈頭的飛行姿態(tài)，使彈體軸線產(chǎn)生一定的攻角，利用空氣對(duì)彈頭的飛行阻力，產(chǎn)生氣動(dòng)升力分量，抵消部分重力產(chǎn)生的不利影響，實(shí)現(xiàn)彈頭的滑翔飛行來增大射程。

2 火箭彈技術(shù)方案

2.1 不具備分離功能的火箭彈

不具備分離功能的火箭彈，即常規(guī)火箭彈。一般由助推發(fā)動(dòng)機(jī)和彈頭組成，如圖1所示。

圖1 不具備分離功能的火箭彈組成示意圖

2.2 具備分離功能的火箭彈

具備分離功能的火箭彈同常規(guī)火箭彈相比在彈頭和助推發(fā)動(dòng)機(jī)之間增加了分離艙，一般由助推發(fā)動(dòng)機(jī)、分離艙和彈頭組成，如圖2所示。

圖2 具備分離功能的火箭彈組成示意圖

分離艙內(nèi)安裝有分離系統(tǒng)，一般由點(diǎn)火裝置及切割裝置組成，切割裝置可通過固定機(jī)構(gòu)安裝在分離艙內(nèi)壁上，在接收到彈上控制系統(tǒng)發(fā)出的分離電信號(hào)后切割裝置作用，輸出能量將分離艙殼體分離開，從而實(shí)現(xiàn)彈頭和助推發(fā)動(dòng)機(jī)的分離。

3 火箭彈飛行過程受力及分析

以助推發(fā)動(dòng)機(jī)作用完后的火箭彈為研究對(duì)象，對(duì)比分析不帶分離系統(tǒng)的火箭彈和帶分離系統(tǒng)火箭彈的受力及運(yùn)動(dòng)情況。

將空氣動(dòng)力沿速度坐標(biāo)系分解成3個(gè)分量，分別為阻力FR、升力FS及側(cè)向力FZ。

(1)

式中：FR為阻力；FS為升力；FZ為側(cè)向力；CR為阻力系數(shù)；CS為升力系數(shù)；CZ為側(cè)向力系數(shù)；ρ為空氣密度；V為火箭彈飛行速度；S為參考面積。一般取彈體最大截面積，由于側(cè)向力一般與火箭彈的機(jī)動(dòng)性能相關(guān)度更大一些，與火箭彈射程關(guān)聯(lián)度較小，文中暫且不展開探討。

火箭彈在飛行過程中所受的阻力受空氣黏性的影響最大[3]，可以分三部分來研究：與升力無關(guān)的部分稱為零升阻力(即升力為零時(shí)的阻力)；另一部分取決于升力的大小，稱為誘導(dǎo)阻力；當(dāng)超音速飛行時(shí)，飛行阻力會(huì)急劇增加，還會(huì)受激波阻力的影響。因此，其阻力可以表示為：

FR=FR0+FR1+FR2

(2)

式中：FR0為零升阻力；FR1為誘導(dǎo)阻力；FR2為激波阻力。其中零升阻力包括摩擦阻力和壓差阻力，摩擦阻力是與氣體的黏性相關(guān)，當(dāng)有黏性的氣流流過彈體時(shí)，靠近彈體表面的氣流速度為零，它受到彈體表面的滯止作用力，氣流也給彈體一個(gè)反作用力，其大小與彈體對(duì)氣流的作用力相等，方向則與運(yùn)動(dòng)方向相反，阻礙彈體運(yùn)動(dòng)，彈體氣動(dòng)外形不同，其摩擦阻力也存在較大差異。壓差阻力是由于彈體飛行過程中，彈體頭部區(qū)域由于氣流受阻壓強(qiáng)增大，在彈體尾部區(qū)域氣體形成渦流區(qū)，壓強(qiáng)變小，從而在頭、尾形成壓差，進(jìn)而在飛行過程中產(chǎn)生壓差阻力。彈體飛行過程中，當(dāng)有飛行攻角時(shí)，在舵翼下表面氣體壓強(qiáng)大，上表面氣體壓強(qiáng)小，所以上下表面的壓強(qiáng)差使得氣流從下翼面繞過兩端翼尖，向上翼面流動(dòng)，當(dāng)氣流流過翼尖時(shí)，將形成漩渦。隨著火箭彈向前方飛行，漩渦就從翼尖向后方流動(dòng)，并產(chǎn)生了向下的下洗速度，該下洗速度方向和原飛行速度方向不一致，使飛行方向有改變，此時(shí)升力也會(huì)偏轉(zhuǎn)一角度，升力在速度方向投影會(huì)產(chǎn)生一個(gè)與原飛行方向相反的力——誘導(dǎo)阻力。超音速飛行時(shí)，在火箭彈頭部產(chǎn)生頭部激波，空氣在通過激波時(shí)，受到一層稠密空氣的阻滯作用，這種阻力稱為激波阻力[4]，會(huì)消耗火箭彈飛行動(dòng)能，使得飛行速度急劇降低。

火箭彈的升力FS可以分解為彈身、尾翼等部分產(chǎn)生的升力和各部分干擾而引起的附加升力。研究表明在火箭彈的氣動(dòng)布局和外形確定的條件下，升力系數(shù)CS主要取決于馬赫數(shù)、攻角和俯仰舵面積及偏轉(zhuǎn)角。

通過分析比較不分離方案火箭彈和分離方案火箭彈飛行過程中的阻力系數(shù)、升力系數(shù)及升阻比等情況，結(jié)合彈道控制從而對(duì)各自射程能力進(jìn)行分析。

4 氣動(dòng)特性仿真計(jì)算及分析

目前火箭彈的氣動(dòng)特性可以通過理論分析、風(fēng)洞試驗(yàn)、工程計(jì)算和數(shù)值計(jì)算等方法進(jìn)行研究。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的蓬勃發(fā)展，可以通過計(jì)算流體力學(xué)技術(shù)(CFD)模擬真實(shí)流程環(huán)境，對(duì)火箭彈飛行過程中氣動(dòng)特性進(jìn)行分析。

以最大口徑為300 mm，分離前長(zhǎng)細(xì)比約25，分離后長(zhǎng)細(xì)比變?yōu)?0的尾舵控制分離火箭彈方案為例，運(yùn)用Matlab軟件[5]對(duì)不分離火箭彈方案和分離火箭彈方案在0°、2°、4°、8°攻角下及0.6、0.8、1、1.5、2.0、3.0、4.0等不同馬赫數(shù)下的飛行過程阻力系數(shù)、升力系數(shù)及升阻比進(jìn)行了計(jì)算，并對(duì)分離方案中的10°、15°及20°攻角下升阻比情況進(jìn)行了計(jì)算，計(jì)算結(jié)果如圖3～圖8所示。

圖3 不分離方案阻力系數(shù)

圖4 分離方案阻力系數(shù)

圖5 不分離方案升力系數(shù)

圖6 分離方案升力系數(shù)

圖7 不分離方案升阻比

圖8 分離方案升阻比

通過分析比對(duì)不分離方案和分離方案在不同馬赫數(shù)和攻角條件下的阻力系數(shù)、升力系數(shù)及升阻比情況，可以看出：1)不分離方案中的阻力系數(shù)比分離方案中的阻力系數(shù)要大約33.4%，其主要原因是分離方案將已工作完成的助推發(fā)動(dòng)機(jī)拋離后，減少了其阻力影響；2)在0°、2°及4°攻角下，不分離方案升力系數(shù)和分離方案升力系數(shù)基本相當(dāng)，當(dāng)攻角再變大，超過8°時(shí)，不分離方案的升力系數(shù)要大于分離方案，其主要原因是隨著攻角的進(jìn)一步增加，不分離方案中的結(jié)構(gòu)面積增加要大于分離方案，從而導(dǎo)致氣動(dòng)分力產(chǎn)生升力明顯增加；3)兩種方案中升阻比均隨攻角增加而增加，在0°、2°及4°攻角下，不分離方案升阻比同分離方案相比要小約31.5%，隨攻角進(jìn)一步增加由于2)所列原因，不分離方案升阻比逐步超過分離方案。在大攻角(≥8°)下，不分離方案的升阻比能更大，但如何產(chǎn)生大攻角呢？這需要彈上的姿控系統(tǒng)來實(shí)現(xiàn)，由于受目前姿控系統(tǒng)工業(yè)水平、火箭彈結(jié)構(gòu)、彈箱匹配及成本的限制，對(duì)于受上述條件約束的姿控系統(tǒng)，不能產(chǎn)生使常規(guī)不分離火箭彈大攻角穩(wěn)定飛行的控制力矩；而分離式火箭彈，由于分離后彈頭質(zhì)量變輕，長(zhǎng)細(xì)比大大減小，其配平能力更優(yōu)，目前的姿控系統(tǒng)工藝水平能夠使其大攻角長(zhǎng)時(shí)間穩(wěn)定飛行，且成本可控。

在穩(wěn)定飛行的前提下增加升阻比可提高火箭彈射程，由于分離式火箭彈，分離后長(zhǎng)細(xì)比大幅降低，其控制能力同步得到大幅提升的同時(shí)，有利于通過大攻角拉起增加其飛行過程中的升力，從而增加火箭彈射程。

5 彈道設(shè)計(jì)及射程分析

在采用相同發(fā)動(dòng)機(jī)的前提下，為比較常規(guī)不分離火箭彈和分離式火箭彈射程能力的情況，進(jìn)行了全狀態(tài)六自由度仿真計(jì)算，可以得到在火箭彈降弧段均進(jìn)行攻角拉起后的軌跡曲線，如圖9所示。

①曲線為不分離狀態(tài)火箭彈純慣性條件下射程情況；②曲線為不分離狀態(tài)火箭彈在降弧段進(jìn)行攻角拉起飛行射程情況；③曲線為分離狀態(tài)火箭彈在降弧段進(jìn)行攻角拉起飛行射程情況圖9 高度和射程情況示意圖

由仿真結(jié)果可以看出，采用相同發(fā)動(dòng)機(jī)的情況下，不分離火箭彈在降弧段進(jìn)行攻角拉起和純慣性彈道相比射程將增加約25%；分離式火箭彈在分離后的降弧段再進(jìn)行大攻角拉起，其射程增加約65%。因此火箭彈在能穩(wěn)定控制的前提下，在降弧段進(jìn)行攻角拉起后，射程將明顯增加。在同樣的助推發(fā)動(dòng)機(jī)提供初始動(dòng)力條件下，分離式火箭彈在分離后的降弧段再進(jìn)行大攻角飛行后，其增程效果更為顯著。

6 結(jié)論

從火箭彈飛行過程中受力情況出發(fā)，介紹了一種分離式增程火箭彈總體方案，對(duì)比了不分離方案和分離方案在同等條件下的阻力系數(shù)、升力系數(shù)及升阻比，在此基礎(chǔ)上進(jìn)行了數(shù)值仿真計(jì)算，計(jì)算結(jié)果表明：采取分離式火箭彈方案，火箭彈的可控性可以大幅提升，在此前提下可進(jìn)行大攻角拉起飛行，從而顯著增加火箭彈射程，提升火箭彈綜合效能。