0 引言
自第二次世界大战以来,火箭武器系统以其反应时间短、火力猛、威力大等优点,一直是世界各国竞相发展的武器装备,并享有“陆战之神”之美誉,如何最大限度的提高火箭弹的射程,扩大其打击范围,提高作战能力,是始终伴随火箭武器系统设计工作中的一个重要而现实的课题[1]。
文中提出一种分离式火箭弹总体设计方案,即采用分离技术,将助推发动机在工作后适时和弹头分离,分离后弹头刚度提高、操控能力增强,可实现大攻角拉起、下压机动,不仅使大幅增加射程成为可能,而且还可以通过控制末端弹道倾角,提高战斗部毁伤能力,进而提升火箭弹综合作战效能。
1 火箭弹增程技术现状
研究火箭弹发展历史可知,人们一直在努力提升火箭弹的射程,最常用的方法是采用增大助推发动机口径,增加助推发动机装药,从而实现增程目的。这种增程方案直接有效,但弊端也显而易见,其最大的弊端是随着助推发动机口径增加其生产成本也大幅增加,价格直逼常规战术导弹,给采购方带来较大的经济压力,也大大限制了火箭弹战术运用范围,不利于火箭弹技术的发展。
另外一种增程方案是在火箭弹上增加一可折叠的弹翼[2],通过弹翼来增加火箭弹的升力,从而增加火箭弹射程,这种增程技术方案最大的问题是增程效果十分有限,且会增加火箭弹结构设计难度。
以火箭弹战术运用灵活,打击目标多样化这一基本定位,最大限度降低火箭弹成本,将战术、战略导弹级间分离技术小型化后运用到火箭弹上,并在分离后弹道下降阶段,通过空气舵偏转改变弹头的飞行姿态,使弹体轴线产生一定的攻角,利用空气对弹头的飞行阻力,产生气动升力分量,抵消部分重力产生的不利影响,实现弹头的滑翔飞行来增大射程。
2 火箭弹技术方案
2.1 不具备分离功能的火箭弹
2.2 具备分离功能的火箭弹
3 火箭弹飞行过程受力及分析
以助推发动机作用完后的火箭弹为研究对象,对比分析不带分离系统的火箭弹和带分离系统火箭弹的受力及运动情况。
将空气动力沿速度坐标系分解成3个分量,分别为阻力FR、升力FS及侧向力FZ。
式中:FR为阻力;FS为升力;FZ为侧向力;CR为阻力系数;CS为升力系数;CZ为侧向力系数;ρ为空气密度;V为火箭弹飞行速度;S为参考面积。一般取弹体最大截面积,由于侧向力一般与火箭弹的机动性能相关度更大一些,与火箭弹射程关联度较小,文中暂且不展开探讨。
火箭弹在飞行过程中所受的阻力受空气黏性的影响最大[3],可以分三部分来研究:与升力无关的部分称为零升阻力(即升力为零时的阻力);另一部分取决于升力的大小,称为诱导阻力;当超音速飞行时,飞行阻力会急剧增加,还会受激波阻力的影响。因此,其阻力可以表示为:
FR=FR0+FR1+FR2
式中:FR0为零升阻力;FR1为诱导阻力;FR2为激波阻力。其中零升阻力包括摩擦阻力和压差阻力,摩擦阻力是与气体的黏性相关,当有黏性的气流流过弹体时,靠近弹体表面的气流速度为零,它受到弹体表面的滞止作用力,气流也给弹体一个反作用力,其大小与弹体对气流的作用力相等,方向则与运动方向相反,阻碍弹体运动,弹体气动外形不同,其摩擦阻力也存在较大差异。压差阻力是由于弹体飞行过程中,弹体头部区域由于气流受阻压强增大,在弹体尾部区域气体形成涡流区,压强变小,从而在头、尾形成压差,进而在飞行过程中产生压差阻力。弹体飞行过程中,当有飞行攻角时,在舵翼下表面气体压强大,上表面气体压强小,所以上下表面的压强差使得气流从下翼面绕过两端翼尖,向上翼面流动,当气流流过翼尖时,将形成漩涡。随着火箭弹向前方飞行,漩涡就从翼尖向后方流动,并产生了向下的下洗速度,该下洗速度方向和原飞行速度方向不一致,使飞行方向有改变,此时升力也会偏转一角度,升力在速度方向投影会产生一个与原飞行方向相反的力——诱导阻力。超音速飞行时,在火箭弹头部产生头部激波,空气在通过激波时,受到一层稠密空气的阻滞作用,这种阻力称为激波阻力[4],会消耗火箭弹飞行动能,使得飞行速度急剧降低。
火箭弹的升力FS可以分解为弹身、尾翼等部分产生的升力和各部分干扰而引起的附加升力。研究表明在火箭弹的气动布局和外形确定的条件下,升力系数CS主要取决于马赫数、攻角和俯仰舵面积及偏转角。
通过分析比较不分离方案火箭弹和分离方案火箭弹飞行过程中的阻力系数、升力系数及升阻比等情况,结合弹道控制从而对各自射程能力进行分析。
4 气动特性仿真计算及分析
目前火箭弹的气动特性可以通过理论分析、风洞试验、工程计算和数值计算等方法进行研究。随着计算机技术的蓬勃发展,可以通过计算流体力学技术(CFD)模拟真实流程环境,对火箭弹飞行过程中气动特性进行分析。
通过分析比对不分离方案和分离方案在不同马赫数和攻角条件下的阻力系数、升力系数及升阻比情况,可以看出:1)不分离方案中的阻力系数比分离方案中的阻力系数要大约33.4%,其主要原因是分离方案将已工作完成的助推发动机抛离后,减少了其阻力影响;2)在0°、2°及4°攻角下,不分离方案升力系数和分离方案升力系数基本相当,当攻角再变大,超过8°时,不分离方案的升力系数要大于分离方案,其主要原因是随着攻角的进一步增加,不分离方案中的结构面积增加要大于分离方案,从而导致气动分力产生升力明显增加;3)两种方案中升阻比均随攻角增加而增加,在0°、2°及4°攻角下,不分离方案升阻比同分离方案相比要小约31.5%,随攻角进一步增加由于2)所列原因,不分离方案升阻比逐步超过分离方案。在大攻角(≥8°)下,不分离方案的升阻比能更大,但如何产生大攻角呢?这需要弹上的姿控系统来实现,由于受目前姿控系统工业水平、火箭弹结构、弹箱匹配及成本的限制,对于受上述条件约束的姿控系统,不能产生使常规不分离火箭弹大攻角稳定飞行的控制力矩;而分离式火箭弹,由于分离后弹头质量变轻,长细比大大减小,其配平能力更优,目前的姿控系统工艺水平能够使其大攻角长时间稳定飞行,且成本可控。
在稳定飞行的前提下增加升阻比可提高火箭弹射程,由于分离式火箭弹,分离后长细比大幅降低,其控制能力同步得到大幅提升的同时,有利于通过大攻角拉起增加其飞行过程中的升力,从而增加火箭弹射程。
5 弹道设计及射程分析
在采用相同发动机的前提下,为比较常规不分离火箭弹和分离式火箭弹射程能力的情况,进行了全状态六自由度仿真计算,可以得到在火箭弹降弧段均进行攻角拉起后的轨迹曲线,如图9所示。
由仿真结果可以看出,采用相同发动机的情况下,不分离火箭弹在降弧段进行攻角拉起和纯惯性弹道相比射程将增加约25%;分离式火箭弹在分离后的降弧段再进行大攻角拉起,其射程增加约65%。因此火箭弹在能稳定控制的前提下,在降弧段进行攻角拉起后,射程将明显增加。在同样的助推发动机提供初始动力条件下,分离式火箭弹在分离后的降弧段再进行大攻角飞行后,其增程效果更为显著。
6 结论
从火箭弹飞行过程中受力情况出发,介绍了一种分离式增程火箭弹总体方案,对比了不分离方案和分离方案在同等条件下的阻力系数、升力系数及升阻比,在此基础上进行了数值仿真计算,计算结果表明:采取分离式火箭弹方案,火箭弹的可控性可以大幅提升,在此前提下可进行大攻角拉起飞行,从而显著增加火箭弹射程,提升火箭弹综合效能。