某尾翼式火箭增程迫弹飞行失稳原因分析

陈　超,陈　圣,徐　晗,恽炅明

(安徽神剑科技股份有限公司,安徽合肥　230601)



某尾翼式火箭增程迫弹飞行失稳原因分析

陈超,陈圣,徐晗,恽炅明

(安徽神剑科技股份有限公司,安徽合肥230601)

摘要:针对某尾翼式火箭增程迫弹弹道飞行失稳的现象,建立了火箭增程迫弹的六自由度弹道模型,仿真分析了该弹丸的摆动角变化规律、全弹道静稳定度、动态稳定度,共振转速、平衡转速等,最终确定共振为该弹飞行失稳的主要原因。为避免弹丸共振的产生,研究确定了该弹的最佳转速范围,通过最大射程及密集度试验结果表明平衡转速为8r～10r时,发动机作用对弹丸飞行影响较小,密集度最好。

关键词:增程弹;转速;共振;飞行稳定性

修回日期： 2015-03-20

陈圣(1989-),男,工程师。

徐晗(1987-),男,工程师。

恽炅明(1988-),男,硕士,工程师。

随着战场局势越来越复杂,常规迫弹的射程越来越不能满足实战需要,因此火箭增程迫弹受到更广泛的关注,许多学者对于尾翼式火箭增程弹进行了大量研究[1-4]。

火箭增程迫弹是一种依靠尾翼稳定的弹丸,由于气动偏心、加工偏差、初始扰动等因素的存在,火箭增程迫弹的弹道散步较大,为了提高和优化弹丸的密集度,在设计过程中让尾翼弹低速绕纵轴旋转,然而在发动机作用后出现部分弹丸飞行不稳,甚至近弹现象。为此对尾翼式火箭增程迫弹的飞行失稳原因进行排查,研究和分析了该尾翼弹的最佳转速,确定解决方案。

1火箭增程迫弹飞行不稳原因分析

假设火箭增程迫弹弹长为935mm,弹重16.3kg,受自身弹形及发射条件限制,将发动机部分设计在尾弧部,为减小发动机推力偏心对飞行稳定性的不利影响,通过调整喷管角度,使发动机合推力通过质心,发动机点火时间为8s,作用时间为3.4s,弹尾采用斜切式,斜切角度为30°。

造成增程弹飞行不稳定原因较多,经对飞行过程进行初步排查,可将初始扰动、质量偏心等因素排除,最终将弹丸飞行失稳的原因锁定为以下4种：1)发动机作用时弹丸的摆动角未衰减到位,发动机作用后,导致摆动角急剧增大,飞行失稳;2)弹丸静稳定裕度较小,发动机工作后,燃气流将弹尾包裹住,导致尾翼不起作用,进而飞行不稳;3)弹丸飞行动态不稳定,在飞行中攻角处于发散状态;4)随着弹丸的低速旋转,当自转频率等于俯仰频率时,会引起共振,从而导致攻角突增,飞行失稳。现对上述4种原因展开分析。

2火箭增程迫弹的模型建立

采用CFD软件对该弹进行气动力分析,获取弹丸在不同马赫数下的气动力参数,利用 VC++编制程序对火箭增程弹进行了六自由度弹道仿真,六自由度弹道方程如下[5]：

(1)

Fpcosδ1cosδ2-mgsinθ1cosψ2

(2)

Fpsinδ1cosδ2-mgcosθ1

(3)

Fpsinδ2+mgsinθ1sinψ2

(4)

(5)

(6)

(7)

式中，Fp为发动机推力,其他参数含义详见文献[5]。

3飞行失稳原因分析

3.1弹丸摆动角变化规律

图1为弹丸由起始扰动引起的摆动运动规律的仿真结果,弹丸攻角的幅值是逐渐衰减的,弹丸飞行至6s后攻角已衰减了90%,8s后基本衰减完。弹丸高原摆动比平原有所增大,衰减性也比平原小,但仍满足动态稳定性要求。且所设计的发动机为小推力,故可知发动机作用后,摆动角已衰减到位。

图1　摆动角沿全弹道的变化

3.2静稳定度

图2　静稳定储备量沿全弹道的变化

由图2可知,迫弹全弹道处于静稳定状态,出炮口稳定储备量最小,为12.4%,静稳定量设计合理。可排除静稳定裕度较小的因素。

3.3动稳定度分析

根据外弹道理论,尾翼弹的动态稳定条件为

(8)

其中，b为攻角衰减指数,bx、by和kzz分别为弹丸的阻力、升力和赤道阻尼力矩有关的特征参量,g为重力加速度,θ为弹道倾角,V为弹丸飞行速度。

图3　攻角衰减指数沿全弹道的变化

由图3可知,该弹丸在不同射击条件下下均能满足动态飞行稳定 要求。经上述研究表明弹丸的动态稳定性良好,不应出现飞行不稳及近弹现象。

3.4共振分析

为推算该弹丸是否在发动机作用时引发共振,现对弹丸的平衡转速及共振转速进行仿真分析,结果如图4,发现该弹丸平衡转速高于共振转速,但余量较小,有可能在转速上升过程中,穿越共振区时停留时间较长,引发共振。

图4　平衡转速和共振转速沿全弹道的变化(射角51°)

为确认该问题，装配了飞行参数测试弹,内部装填锂电池、陀螺、加速度计及记录仪,通过配重保证测试弹特征参数与尾翼式火箭增程弹基本一致,在某靶场实测弹丸飞行转速及摆动,记录仪采集的数据见图5～6。

图5　30°斜切角弹尾方案全弹道转速曲线

图6　30°斜切角弹尾方案摆动加速度曲线

由图5～6可知，该弹在发动机工作后,转速及摆动加速度明显增加,出现共振现象,弹丸失稳。

4改进设计

为了避免弹丸飞行过程中共振现象的产生,通过增大弹丸自转角速度,以减少弹丸穿越共振区停留的时间。

4.1弹丸最佳转速范围

尾翼式火箭增程迫弹的转速是依据避免共振和动态稳定条件来共同确定,而尾翼弹的动态稳定因子基本上都是大于1的,这就对转速有了限制,另一方面,为了避免共振,又要求弹丸的自转转速远离自由摆动频率。

尾翼弹的动态稳定因子为

(9)

式中，Sg为陀螺稳定因子,Sd为动态稳定因子。

对于尾翼弹而言,Sg<0,|Sd|>1,故上式可改写为

(10)

可知陀螺因子为

(11)

式中，τ弹丸自转角频率,kz为弹丸的翻转力矩。

(12)

式中,C为弹丸的极转动惯量,A为弹丸的赤道转动惯量,故可知弹丸转速在3r/s～18r/s就可以避免共振的产生,保证其飞行稳定性。

4.2弹尾优化

较快的转速,会引起马格努斯力矩的增加,从而对密集度产生不利的影响,并且转速往往是以牺牲弹丸自身能量获得的,因此在满足其他要求的前提下,转速应取小不取大[6]。

为在不大改原弹形结构的前提下,适当提高转速,对弹尾进行优化改进,翼片斜置角度分别为0.4°、0.6°、0.8°、1.0°,并对上述4种方案进行仿真,弹丸平衡转速及点火时刻转速如表1所示。

表1　不同斜置角和斜切角赋予弹丸平衡转速及点火时刻转速

经重新装配飞行参数测试弹,分别对弹尾斜置0.4°和0.8°的转速和摆动加速度进行了测算,记录仪采集的数据见图7～10。由图7～8可知,采用斜置0.4°和0.8°弹尾后,未出现共振现象,且转速有明显提升。图9～10为0.8°斜置角弹尾方案和0.4°斜置角弹尾方案的摆动加速度,因为弹尾失稳在发动机工作后出现的,故而在此只给出发动机工作期间弹丸摆动的数据曲线,由图可知0.8°方案相对比0.4°方案摆动较小。综上可知,改进弹尾之后,弹丸飞行失稳这一问题有效解决了。

图7　0.4°斜置角弹尾方案全弹道转速曲线

通过对弹丸弹尾斜置0.4°、0.6°、0.8°、1.0°配重弹进行最大射程及密集度射击试验,试验结果表明弹尾斜置0.6°和0.8°时,密集度较好,且两者相差不大,表明弹丸平衡转速在8～10转时,发动机作用对弹丸的密集度影响较小,超过10转时,由于马格努斯力矩也显著增大,导致密集度反而下降,综合考虑到加工的难度,及加工周期,可以考虑将斜置弹尾的转速定为0.6°。

图8　0.8°斜置角弹尾方案全弹道转速曲线

图9　0.4°斜置角弹尾方案摆动加速度曲线

图10　0.8°斜置角弹尾方案摆动加速度曲线

5结束语

本文研究了导致某火箭增程弹飞行失稳的原因,并通过数值仿真及实验验证逐一分析排查原因,结果表明:共振是导致该弹丸失稳的主要因素,仿真及理论计算推测了增程弹丸的最佳转速范围,通过试验表明该弹丸转速平衡转速为8r～10r时,发动机作用对弹丸飞行影响较小,密集度最好。

同时斜置翼片能够显著提高弹丸的转速,减少在共振区停留的时间,有效地避免了共振的产生，可为火箭增程弹的设计提供参考。

参考文献:

[1]刘怡昕,刘玉文. 外弹道学[M]. 北京:海潮出版社,1998.

[2]徐明友. 火箭外弹道学[M]. 哈尔滨: 哈尔滨工业大学出版社,2004.

[3]刘文生,周建中,金卫平. 尾翼式无控火箭飞行稳定性研究[J].江西科学,2010,18(6):820-821.

[4]杨绍卿. 火箭外弹道偏差与修正理论[M]. 北京: 国防工业出版社, 2011.

[5]韩子鹏. 弹箭外弹道学[M]. 北京: 北京理工大学出版社, 2008：127-142.

[6]董亮,王宗虎,赵子华,等.弹箭飞行稳定性理论及其应用[M]. 北京: 兵器工业出版社, 1990.

Flying Unstability Research of Tail-type Extended Range shell

CHEN Chao, CHEN Sheng, XU Han, YUN Jiong-ming

(Anhui Shenjian Technology Company Limited, Hefei 230601, China)

Abstract:Aimming at the unstable problem during the development process of tail-type extended range shell, six DOF trajectory model of Extended Range shell is established, swing angle variation of projectile,the whole trajectory of static stability, dynamic stability,critical speed,balancing speed is analysis by simulation. last the resonance is found which is main reason of the instability flying bomb. In order to avoid the resonance, the optimal speed range of missile is being research, experiment shows that when the balance of speed is 8r-10r, the role of flight engine has little effect on projectile.

Key words:extended range shell; speed; resonance; flight stability

作者简介：陈超(1984-),男,安徽宣城人,工程师,研究方向为飞行器控制系统设计。

收稿日期：2015-02-26

中图分类号:TJ630.3+4；E917

文献标志码:A

DOI:10.3969/j.issn.1673-3819.2016.01.024

文章编号：1673-3819(2016)01-0112-04