弹箭与制导学报

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2025 , Vol. 45 >Issue 5: 618 - 624

DOI: https://doi.org/10.15892/j.cnki.djzdxb.2025.05.004

学术文章

一种鸭式布局的超口径炮弹气动特性研究

  • 董金龙 ,
  • 陈宇霄 ,
  • 马源晖
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  • 湖南湘科科技研究院有限公司, 湖南 长沙 410100

董金龙(1983—),男,高级工程师。E-mail:

收稿日期: 2024-09-05

  网络出版日期: 2025-11-28

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Study on Aerodynamic Characteristics of a Super Caliber Canard-Controlled Projectile

  • DONG Jinlong ,
  • CHEN Yuxiao ,
  • MA Yuanhui
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  • Hunan Xiangke Research Institute of Science and Technology Co.LTD, Changsha 410100,Hunan, China

Received date: 2024-09-05

  Online published: 2025-11-28

Fold

摘要

超口径鸭式布局炮弹,弹身前部直径较大,重心靠前,弹身中部存在变直径截面,表面气体流动更为复杂。为研究其气动特性,采用数值计算的方法,分析了其升阻力特性、俯仰力矩特性以及弹体表面流场分布。结果表明,其升阻比随攻角变大先增加后减小,8°攻角时升阻比最大;对弹体分区研究各部位提供的俯仰力矩发现,攻角α=0°,俯仰舵偏角δz=5°时,弹尾提供正向俯仰力矩,在总俯仰力矩中占比超过30%,δz=10°时的操稳比相比δz=5°时的下降了46.8%;弹体变直径处出现涡,与舵面涡及弹体表面绕流涡相互作用,使弹体后段表面气体流动较为复杂,增加了控制难度。

关键词： 鸭式布局; 超口径; 升力系数; 阻力系数; 俯仰力矩; 涡

本文引用格式

董金龙 , 陈宇霄 , 马源晖 . 一种鸭式布局的超口径炮弹气动特性研究[J]. 弹箭与制导学报, 2025 , 45(5) : 618 -624 . DOI: 10.15892/j.cnki.djzdxb.2025.05.004

Abstract

The super caliber canard-controlled projectiles have a large front diameter,a forward center of gravity,a variable diameter cross section in the middle of the projectile body,and more complex surface gas flow.In order to study its aerodynamic characteristics,the lifting resistance characteristics,pitching moment characteristics and the surface flow field distribution of the projectile were analyzed by numerical calculation.The results show that the lift-drag ratio increases first and then decreases with the increase of attack angle,and the lift-drag ratio reaches the maximum when the attack angle is 8°.The pitch moment provided by different parts of the projectile body is studied in different areas.It is found that the forward pitch moment provided by the projectile tail takes up more than 30% of the total pitch moment when the attack angle α=0°,elevator angle δz=5°,and the stability ratio of the δz=10° decreases by 46.8% compared with δz=5°.Vortices appear at the variable diameter of the projectile body,which interact with the vortices of the rudder surface and the vortices around the surface of the projectile body,making the gas flow on the surface of the projectile body more complicated and increasing the difficulty of control.

Key words： canard configuration; super caliber; lift coefficient; drag coefficient; pitch moment; vortex

0 引言

鸭式布局空气舵位于质心之前的弹身头部,翼面位于弹身后部,平衡状态下舵偏角与导弹攻角转向相同,使弹体的总升力增加,有利于提高导弹的响应特性[1,2]。但当鸭舵差动时,舵面后缘逸出的尾涡将在尾翼上形成不对称流场,产生的诱导力矩为控制提供了更多的可能性[3];鸭舵的合成攻角为导弹攻角与舵偏角之和,增加了舵面大角度偏转时失速的风险[4]。当前学者对鸭式布局的气动特性进行了大量研究[5-7],在鸭式布局的滚动特性方面,陈少松等人[8]通过分析某鸭式布局正弦打舵弹在滚转控制飞行时的气动力数据,发现随攻角及滚转角变化舵梢涡会相交在不同的尾翼片上,造成尾翼压力分布不对称而产生诱导滚转力矩;李晓辉等人[9]通过风洞试验获取了某鸭式布局简控火箭气动特性参数,给出了利用鸭舵实施火箭滚转控制的可行性方案;郭向向等人[10]通过仿真手段研究了鸭舵后掠角对火箭弹尾翼的滚转性能影响,结果表明在大舵偏角下梯形舵后缘后掠角的变化对滚转控制影响不大;鸭舵与翼面的耦合影响方面,刘沛清等人[11-13]通过实验与仿真手段主要研究了近距耦合鸭式布局在大迎角机动飞行中的气动特点和控制技术,以及鸭翼高度对动态俯仰鸭式布局升力特性的影响;陈少松等人[14]通过数值模拟方法研究了双鸭式布局导弹的近距耦合效应,分析了不同迎角下反安定面与鸭舵之间的涡系演变过程,并研究了反安定面展弦比对近距耦合鸭式布局导弹气动特性的影响[15],结果表明双鸭式布局能够增加平衡迎角,且安定面在展弦比0.3~0.9范围内随着展弦比增加,提高操纵性效果越好。孙宁等人[16]探究了侧滑角对大长细比鸭式布局弹箭俯仰操纵性的影响,结果表明,侧滑角不为0时,鸭舵洗流向弹体一侧偏移,使得鸭舵的洗流对部分尾翼未产生干扰,尾翼当地攻角减小,静稳定度变大,使弹箭俯仰操纵效率降低。张立坤等人[17]采用CFD仿真方法研究了鸭舵控制通道耦合的机理,并给出了工程解决方案。
上述研究中的鸭式布局导弹,弹体多为等直径圆柱体,目前对超口径鸭式布局弹药气动特性的研究较少,超口径弹药是为了提升弹药威力或满足其他特殊功能要求,使弹身前部直径大于发射装置口径的一种弹药,这种特点使其质心相对靠前,作用在尾翼上的气动力相对质心的力臂变大,尾翼上气动力的变化将对整体气动力变化的影响更为显著。且弹身中部存在变直径截面,使得弹体表面流场更为复杂,研究超口径鸭式布局弹药的气动特性对制定其控制方案具有重要意义。

1 数值计算模型

1.1 几何模型与网格划分

计算模型如图1所示,坐标原点位于弹头顶点,以向前和向上为X、Y轴正向建立坐标系。全弹长LB,重心位于距离弹头顶点xG位置处;弹体部分直径D,采用X-X形布局,尾翼为卷弧形,翼长bt,翼展lt;鸭舵为矩形,舵弦长为b,展长为l。弹前计算域取100D,弹后计算域取150D,周向远场取100D。为保证计算精度并且控制网格数量以节省计算资源,在弹体附近创建加密区,并在弹体表面生成边界层网格,网格如图2所示。
图1 几何模型尺寸

Fig.1 Geometry size

图2 网格划分示意

Fig.2 Schematic diagram of meshing

1.2 边界条件及计算模型

计算域边界设置为压力远场,假设弹体静止不动,通过设置来流的速度和方向定义马赫数和攻角,空气为理想气体,粘度变化符合Sutherland定律。湍流模型取SST k-omega模型,采用基于压力的耦合算法(Coupled)求解包括动量方程和连续性方程的耦合方程组,控制方程中的对流项均采用二阶迎风格式进行离散[18,19]。

2 模型验证

2.1 计算模型验证

采用Canard鸭式布局导弹对上述计算模型进行验证,相关算例数据来源于国家空间科学数据重心国家数值风洞工程CFD验证与确认数据库[20,21],Canard导弹几何模型如图3所示,模型全长52inch(1.321m),弹径5inch(0.127m)。模型头部是钝头拱形体,头部的长径比为3.0;弹身是圆柱旋成体,长径比为7.4。在轴向X/D=2.543和X/D=8.6站位处分别安装了十字布局的鸭翼和尾翼。计算域的弹前远场取100倍弹径长度,弹后远场取150倍的弹径长度,周向远场取100倍的弹径长度,网格如图4所示。
图3 Canard鸭式布局导弹模型[20]

Fig.3 Canard missile model[20]

图4 计算域和网格划分示意图

Fig.4 Schematic diagram of computational domain and meshing

图5给出了Canard导弹法向力系数Cn的仿真计算结果与试验数据对比,随着攻角α增加,Cn近似线性增加,采用上述仿真方法计算的结果与试验结果较为接近,最大误差在7%以内,证明了计算模型的准确性。
图5 仿真结果与试验结果对比

Fig.5 Comparison of simulation results and experimental data

2.2 网格独立性验证

共划分了三种数量的网格,分别为629337,1496603,3254394,马赫数为0.6时,不同攻角下的法向力系数Cn和轴向力系数Ca如图6所示。由图可知,随着攻角增加,Cn近似线性增加,3种数量的网格计算结果接近;攻角小于6°时,Ca随攻角增加缓慢增加,攻角大于6°后,Ca随攻角增加快速增加。3种数量的网格计算结果趋势一致,但网格数量为149万的计算结果与网格数325万的计算结果较为接近,综合考虑时间成本与计算精度,采取149万网格数的网格模型进行计算。
图6 网格无关性验证

Fig.6 Mesh independence verification

3 结果分析

3.1 阻力特性、升力特性

图7为不同攻角下阻力系数Cd随马赫数Ma的变化以及不同马赫数下升力系数Cl随攻角α的变化情况。由图可知,攻角不变,Ma<0.7时,Cd随马赫数变化不明显,当导弹速度超过0.7马赫后,Cd随马赫数的增加明显增加;相同马赫数下,随着攻角增加,Cd明显增加,且增加趋势随着攻角增大愈发明显,以Ma=0.6为例,攻角为4°、8°、12°时,与0°攻角相比,Cd分别增加了16.51%、63.29%、139.86%。在0~8°攻角范围内,Cl随攻角近似线性变化,且升力线斜率随马赫数增加略有增加。
图7 阻力系数和升力系数

Fig.7 Drag coefficient and lift coefficient

图8为不同马赫数下升阻比Cl/Cd随攻角变化情况,当攻角小于8°时,随着攻角增加,升阻比增加,但增加幅度减小;攻角超过8°之后,随着攻角增加Cl/Cd开始下降,主要原因是攻角超过8°之后,升力系数随攻角变化趋势几乎不变,但阻力系数随攻角增加明显,导致升阻比开始下降。
图8 不同马赫数下升阻比随攻角变化情况

Fig.8 The change of lift-drag ratio with Angle of attack at different Mach numbers

3.2 俯仰力矩特性

如图9所示,将弹体分为弹头、舵、弹身、弹尾四部分,不同正攻角下各部分提供的相对质心的俯仰力矩如图10所示。
图9 弹体分区示意图

Fig.9 Projectile zoning diagram

图10 弹体不同部位产生的俯仰力矩系数

Fig.10 Pitch moment coefficients produced by different parts of projectile

其中弹身部分提供的俯仰力矩在全弹俯仰力矩中占比最小,小攻角弹身提供的俯仰力矩为正,攻角超过8~10°之后弹身提供的俯仰力矩为负;弹头提供的俯仰力矩始终为正;弹尾提供的俯仰力矩受舵偏和攻角综合影响,当俯仰舵偏δz=0°时,弹尾始终提供负的俯仰力矩;当δz=5°时,0~2°攻角范围内弹尾提供的俯仰力矩为正;随着δz增加,弹尾提供正向俯仰力矩的攻角范围变大。
舵面提供的俯仰力矩始终为正,其随攻角的变化趋势受舵偏的影响。当δz=0°,舵面提供的俯仰力矩随攻角增加而快速增加;随着舵偏增加,舵面提供的俯仰力矩随攻角变化趋势变缓,δz=15°时,舵面提供的俯仰力矩几乎不随攻角变化。
图11为不同舵偏下,弹尾提供的俯仰力矩随攻角的变化情况。当舵偏角为0时,弹尾始终提供负的俯仰力矩;当舵偏角为5°、10°、15°时,弹尾在小攻角下所提供的俯仰力矩为正,随着攻角进一步增加,弹尾俯仰力矩变为负,且弹尾提供的负向俯仰力矩随攻角增加增大的速度变快;通过将有舵偏与无舵偏情况下弹尾俯仰力矩做差发现,洗流的影响随攻角增加持续减弱,14°攻角时,弹尾几乎离开5°、10°舵偏的洗流区,但舵偏达到15°时,该攻角下弹尾仍受洗流影响。
图11 弹尾产生的俯仰力矩系数

Fig.11 Pitch moment coefficient produced by tail

图12为不同舵偏下,舵面提供的俯仰力矩随攻角变化情况以及单位舵偏角提供的俯仰力矩Δ${m}_{z}^{\delta }$随攻角变化情况。随着攻角增加,舵面提供的俯仰力矩增大,但增大趋势减缓。舵偏角越大,Δ${m}_{z}^{\delta }$越小,0°攻角下,舵偏角为10°时单位舵偏角提供的俯仰力矩仅为舵偏角为5°时提供的80%,当舵偏角增加到15°,Δ${m}_{z}^{\delta }$则降低到约为5°时的60%。且随着攻角增加,Δ${m}_{z}^{\delta }$降低。
图12 舵面俯仰力矩系数

Fig.12 Pitch moment coefficient of canards

3.3 流场特性

图13为Ma=0.6,δz=0°,攻角为0°、4°、8°时弹体附近涡强分布云图,当攻角为0°时,在超口径弹体变直径截面处出现了涡,该涡沿弹体轴向向后逐渐减弱,对尾翼影响较小;当攻角为4°与8°时,鸭舵上出现了舵梢涡,随着攻角增大,舵梢涡向上偏移,同时,超口径弹体细直杆部分出现了绕流涡。攻角为4°时,上舵舵梢涡主要影响尾翼上部,下舵舵梢涡影响尾翼中部,当攻角增加至8°后,尾翼几乎脱离了上舵舵梢涡的影响区域,此时其主要受下舵舵梢涡的影响。
图13 Ma=0.6,δz=0°时弹体附近涡强分布云图

Fig.13 Contour of swirling strength distribution around projectile when Ma=0.6,δz=0°

图14为不同攻角、舵偏下尾翼周围速度流线分布图,攻角与舵偏角均为0时,尾翼周围的流线呈对称分布;当攻角为0°,舵偏角增加时,舵梢涡分布在尾翼四周;随着攻角增大,上舵的两个舵梢涡相互靠近,下舵的舵梢涡作用于尾翼;当攻角增大至8°时,上舵的舵梢涡发展至尾翼处已完全交汇,下舵的舵梢涡作用在尾翼上部。
图14 不同攻角、舵偏下尾翼周围速度流线分布图

Fig.14 Distribution diagram of velocity streamlines around tail at different δz and α

图15显示了马赫数等于0.6,俯仰舵偏角等于15°,攻角等于8°时弹体表面涡强分布云图,由图可知,舵面涡在离开舵面时分离成为舵梢涡与舵根涡,上舵舵梢涡逐渐远离弹体,下舵舵梢涡向后发展,作用于尾翼;舵根涡与弹体绕流涡以及变截面处的回流涡相互作用,对弹体细直杆部分产生影响,当鸭舵差动或存在侧向干扰时,弹体表面涡将不再对称,从而对控制产生不良影响。
图15 Ma=0.6,δz=15°,α=8°弹体表面涡分布

Fig.15 Contour of vorticity distribution around projectile when Ma=0.6,δz=15°,α=8°

4 结论

通过数值仿真手段,计算了一种鸭式布局的超口径炮弹气动特性,主要分析了其升阻力特性、俯仰力矩特性以及流场特性,主要结论如下:
(1)超口径鸭式布局弹体升阻力特性与常规弹体类似,攻角不变,马赫数低于0.7时其阻力系数基本相同;8°攻角范围内其升力系数与攻角呈线性关系且8°攻角时升阻比最大。
(2)随舵偏角增加操稳比显著下降,10°舵偏下操稳比相比5°时降低了46.8%。主要原因是随着舵偏增加,单位舵偏角下舵面提供的俯仰力矩减小,且随着攻角增加,弹尾提供的负向俯仰力矩增加速度加快。
(3)正攻角下,主要是下舵的舵梢涡对尾翼产生影响,超口径弹体变截面处会使鸭式布局的弹体表面涡分布更加复杂。

参考文献

原文顺序 | 文献年度倒序 | 文中引用次数倒序
[1]
薛明. 鸭式布局火箭弹鸭舵下洗影响滚转气动特性研究[D]. 南京: 南京理工大学, 2015.

XUE M. Aerodynamics Analysis on effects of Downwash Induced by Canard on Roll Control of the Rocket with Canard Configuration[D]. Nanjing: Nanjing University of Science and Technology, 2015.

[2]
董国国, 王学占, 王立强. 战术导弹非对称涡控制技术研究[J]. 弹箭与制导学报, 2012. 32(6):13-16.

DOI

DONG G G, WANG X Z, WANG LI Q. Numerical Aerodynamic Research of Asymmetric Vortice Control Based on Tactical Missile[J]. Journal of Projectiles,Rockets,Missiles and Guidance, 2012. 32(6):13-16.

[3]
敬代勇, 李剑. 鸭式导弹舵面后缘后掠角对滚转影响数值研究[J]. 飞行力学, 2011. 29(4):77-79.

JING D Y, LI J. Numerical Research of Rolling characteristics on Canard Missiles by fin Trailing Edge Sweepback Angle[J]. Flight Dynamics, 2011. 29(4):77-79.

[4]
陈永超, 高欣宝, 高敏, 等. 鸭式布局制导火箭弹气动特性数值计算[J]. 弹箭与制导学报, 2017. 37(1):87-90.

DOI

CHEN Y C, GAO X B, GAO M, et al. Numerical Calculation of Aerodynamic Characteristic of Canard Configuration Guided Rocket[J]. Journal of Projectiles,Rockets,Missiles and Guidance, 2017. 37(1):87-90.

[5]
谌莹, 范军芳, 苏中. 微小型制导弹药的尾翼气动特性研究[J]. 弹箭与制导学报, 2016. 36(1):135-139.

DOI

SHEN Y, FAN J F, SU Z. Analysis on Aerodynamic Characteristics of Tail of Miniature Guided Ammunition[J]. Journal of Projectiles,Rockets,Missiles and Guidance, 2016. 36(1):135-139.

[6]
安晓倩, 范军芳. 微小型制导弹药的气动稳定性优化设计[J]. 战术导弹技术, 2016.(3):31-41.

AN X Q, FAN J F. The Optimized Design on the Aerodynamic Stability of a Miniature Guided Ammunition[J]. Tactical Missile Technology, 2016.(3):31-41.

[7]
姚鹏, 陈少松. 旋转体制下鸭式布局弹箭正弦打舵气动特性分析[J]. 弹道学报, 2021. 33(3):19-24.

DOI

YAO P, CHEN S S. Analysis on Aerodynamic Characteristics of Canard-configuration Missile With Sinusoidal Rudder Under Rotating System[J]. Journal of Projectiles,Rockets,Missiles and Guidance, 2021. 33(3):19-24.

[8]
李晓晖, 惠钰, 郑佩, 等. 鸭式布局火箭滚转特性试验研究[J]. 弹箭与制导学报, 2023. 43(1):111-116.

DOI

LI X H, HUI Y, ZHENG P, et al. Experimental Research of Rolling Characteristics on Canard-configuration Rocket[J]. Journal of Projectiles,Rockets, 2023. 43(1):111-116.

[9]
郭向向, 曹红松, 程登华, 等. 鸭舵后掠角对火箭弹尾翼的滚转性能研究. 弹箭与制导学报, 2017. 37(2):170-173.

DOI

GUO X X, CAO H S, CHENG D H, et al. Research of Rolling Characteristics on Rocket Wing by Canard Sweepback[J]. Journal of Projectiles,Rockets, 2017. 37(2):170-173.

[10]
刘沛清, 易渊. 鸭式布局大迎角复杂涡系干扰与控制技术[J]. 空气动力学学报, 2020. 38(6):1034-1046.

LIU P Q, YI Y. Vortex interaction mechanism and control technology of canard configuration at high angle of attack[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2020. 38(6):1034-1046.

[11]
陈庆民, 胡天翔, 刘沛清, 等. 鸭翼高度对动态俯仰鸭式布局升力特性的影响[J]. 哈尔滨工业大学学报, 2021. 53(7):36-44.

CHEN Q M, HU T X, LIU P Q, et al. Effect of canard’s vertical position on dynamic lift characteristics of pitching canard configurations[J]. Journal of Harbin Institute of Technology, 2021. 53(7):36-44.

[12]
马宝峰, 刘沛清, 邓学蓥. 近距耦合鸭式布局气动研究进展[J]. 空气动力学学报, 2003(03):320-329.

MA B F, LIU P Q, DENG X Y. Research advances on a close-coupled canard wing configuration[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2003(03):320-329.

[13]
吕代龙, 陈少松, 徐一航, 等. 近距耦合鸭式布局导弹气动特性[J]. 兵工学报, 2022. 43(6):1316-1325.

DOI

LV D L, CHEN S S, XU Y H, et al. Aerodynamic Characteristics of Close-coupled Canard Missile[J]. ACTA ARMAMENTARII, 2022. 43(6):1316-1325.

DOI

[14]
吕代龙, 陈少松, 徐一航, 等. 反安定面展弦比对近距耦合鸭式布局导弹气动特性影响的数值研究[J]. 弹道学报, 2022. 34(2):17-24.

DOI

LV D L, CHEN S S, XU Y H, et al. Numerical Study on the Effect of Aspect Ratio of Anti-stabilizer on Aerodynamic Characteristics of Close Coupled Canard Missile[J]. Journal of Ballistics, 2022. 34(2):17-24.

DOI

[15]
孙宁, 陈少松, 徐一航, 等. 侧滑角对大长细比鸭式布局弹箭俯仰操纵性的影响[J]. 弹道学报, 2023. 35(4):70-79.

SUN N, CHEN S S, XU Y H, et al. Influence of Sideslip Angle on Pitching Maneuverability of Canard Configuration Missiles with Large Length to Diameter Ratio[J]. Journal of Ballistics, 2023. 35(4):70-79.

[17]
张立坤, 李巍, 赵苑辰, 等. 鸭式布局气动耦合问题研究[J]. 导弹与航天运载技术(中英文), 2023(1):108-111.

ZHANG L K, LI W, ZHAO Y C, et al. Study on Aerodynamic Coupling of Canard Configuration[J]. MISSILES AND SPACE VEHICLES, 2023(1):108-111.

[18]
赵洪章, 岳春国, 李进贤. 基于Fluent的导弹气动特性计算[J]. 弹箭与制导学报, 2007. 27(2):203-205.

ZHAO H Z, YUE C G, LI J X. A Missile’s Aerodynamic Characteristic Calculation Based on Fluent[J]. Journal of Projectiles,Rockets,Missiles and Guidance, 2007. 27(2):203-205.

[19]
李善吉. 远程班用制导榴弹总体方案设计[D]. 太原: 中北大学, 2021.

LI S J. The overall scheme design of guided grenade for long-range squad-equipped[D]. Taiyuan: North University of China. 2021.

[20]
中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所. CFD验证与确认数据库.1.0.国家空间科学数据中心.

Computational Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center. Verification and validation calibration model database.1.0.National Space Science Data Center.

[21]
High Angle Canard Missile Test in AMES 11-foot Wind Runnel,NASA Contractor Report 2993.

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