0 引言
野战火箭主要经历了无控火箭、简易控制火箭到制导火箭的发展阶段。无控火箭和简易控制火箭阶段,普遍采用旋转体制,依靠尾部卷弧翼或斜置尾翼进行气动增稳,通过制式发射管膛线赋旋并利用卷弧尾翼或斜置直尾翼的气动特性保持一定速度旋转,有效减小了气动外形不对称、火箭发动机推力偏心的不利影响,提高了射击密集度。在此基础上,制导火箭通过增加鸭式操纵舵翼,采用三通道倾斜稳定控制,使弹体不旋转从而为惯性测量装置提供稳定工作条件,尾翼采取隔旋设计以消除鸭式操纵带来的下洗流场对尾翼的干扰,形成了鸭式操纵及旋转尾翼全程静稳定的制导火箭气动布局方案。面对远程化需求,传统鸭式布局面临以下技术难题:1)升阻比存在瓶颈,鸭式布局激波系干扰显著,高超声速下升阻比仅有2.4;2)被动段操控性差,由于全程静稳定设计限制,火箭发动机装药工作结束后全弹重心前移量大,同时由于鸭式操纵在大攻角下容易失速,火箭弹被动段操控性急剧下降。以上因素导致传统野战火箭普遍采用抛物线弹道,长期制约了野战火箭射程能力的大幅度提升,迫切需要针对大长细比远程火箭弹提出更优的气动布局形式,突破传统布局的性能限制[3-4]。
针对上述问题,文中开展大长细比远程制导火箭高性能气动布局研究。揭示传统制导火箭鸭式气动性能限制的机理,量化总结各部位构型的气动特性变化规律,通过气动布局远程化设计,一方面降低激波干扰阻力,突破传统鸭式布局高速升阻比限制,另一方面放宽静稳定度设计,提升野战火箭的极限配平能力和机动性能,为野战火箭利用高升阻比气动特性和末段高机动性在大气层内实现跃滑弹道从而大幅度拓展射程提供技术支撑。
1 数值模拟方法
2 鸭式布局制导火箭气动特性
2.1 火箭总体气动特性
为得到气动更加高效、综合性能更优的大长细比火箭构型,首先对传统制导火箭的鸭式布局进行气动特性分析。
表1为计算涉及的典型工况,包含火箭发射、巡航的速度范围及攻角。
表1 火箭飞行典型工况Table 1 Typical flying conditions of the rocket |
| Velocity/Ma | Height/km | Angle of attack/(°) |
|---|---|---|
| 0.6 | 0 | 0,8 |
| 1 | 0 | 0,8 |
| 2 | 15 | 0,8 |
| 4 | 30 | 0,8 |
| 6 | 30 | 0,8 |
图3展示了不考虑配平时全弹升力系数Cl、阻力系数Cd随马赫数的变化。由于弹体轴对称,0°攻角下升力及俯仰力矩可以忽略不计。当攻角等于8°时,升力系数随马赫数呈先快速增加,后缓慢减小的趋势,最大升力系数出现在Ma=1.0附近,可达1.5。全弹阻力系数也呈现先增后减的趋势,其最大值出现在约Ma=1.2,在超音速区间,阻力系数的下降趋势更平缓。此外,8°攻角时阻力系数平均高出约0.25。
2.2 部件气动特性分析
图4显示在亚音速区间,弹身的阻力贡献最大,达到56%,由于此时攻角为0°,可以判断弹身阻力主要由摩擦阻力构成;底部阻力为亚音速第二大阻力来源,约占25%,这是由于气流在圆柱段结束时发生了分离;头部、鸭舵及尾翼在亚音速时阻力均较小,在10%以下,其中尾翼相对阻力较大,原因在于6片尾翼相对更大的表面积造成了更大的摩擦。随着马赫数的增加,火箭底部及弹身的阻力占比均在下降,其他三组部件的阻力占比则持续上升。
以火箭头部为例,当马赫数从0.6增加至1.0,其阻力占比快速增长约11%,其原因在于自高亚音速开始,高速气流受到火箭头部剧烈压缩产生激波,尤其在火箭最前端形成脱体正激波;随着来流速度增加至超音速,激波增强,头部阻力占比也持续增加,当马赫数为6.0时,头部阻力已与弹身阻力相当,达到30%。鸭舵阻力占比增加也较显著,当马赫数从0.6增加至6时,其阻力占比由5%增长至21%。尽管鸭舵安装位置相对头部靠后,但依然会直接受到激波影响;特别是在高超音速条件下,为保证鸭舵前缘的热流强度不过高,鸭舵采用钝前缘,进一步增加了鸭舵所受波阻。尾翼靠近火箭尾部,其当地流动经过头部激波减速,马赫数已经相对较低,因此高超音速来流对尾翼阻力影响相对较小。
图5显示正攻角来流下,随着马赫数增加,弹身升力占比大幅增加,而鸭舵、尾翼等翼面升力占比则迅速下降。由于在马赫数较高时,弹身能够充分利用乘波效应产生高升力,同时弹身沿法向投影面积增加,造成其升力贡献由亚跨音速的约25%显著提升至近70%。火箭头部及底部升力贡献均较为稳定,分别为约20%和-1.2%。火箭底部对全弹的升力占比为负,其原因在于气流在弹尾分离后形成负压区,对于正攻角飞行,易得尾部所受纵向合力向下,即负升力。
如图6所示,正攻角飞行时,火箭阻力构成与0°攻角相似。头部及底部阻力占比均随马赫数的增加分别增大和减小。但值得注意的是,正攻角来流下弹身阻力占比的变化量较小,始终保持在45%附近,其原因在于弹身较大的迎风面积增加了其阻力系数。而鸭舵很大程度上处于背风区或头部激波之后,其阻力占比相对稳定,约为12%。
2.3 弹体-鸭舵气动干扰
3 适用远程火箭弹的新布局形式
由前文可知,鸭式布局对于提升火箭的高超音速飞行升阻比不利,不适合以高超音速飞行为主要工况的火箭设计。其主要原因在于在高超音速来流下,鸭舵等翼面本身气动效率的下降和其对火箭头部及弹体的不利干扰;此外,舵面前置意味着来流攻角和舵偏角叠加,易导致舵效饱和,也不利于提升火箭弹机动性。
若能去除部分翼面,仅保留在高速飞行时气动效率较高的部件,即可在保证火箭飞行稳定性和操控性的基础上获得更优的飞行性能。因此,文中提出了一种新的大长细比火箭气动布局,即去除鸭舵从而减小高超音速飞行时气动效率损失,同时采用尾舵进行火箭机动控制,舵面当地攻角为来流攻角与舵偏角之差,增加可用舵偏,同时将6片尾翼缩减为4片固定尾舵,得到如图12所示的尾控式火箭布局。
表2 配平舵偏角Table 2 Rudder deflection angles for trimming (°) |
| Angle of attack | Canard | Tail-controlled | ||
|---|---|---|---|---|
| 1.5 Ma | 6 Ma | 1.5 Ma | 6 Ma | |
| 4 | 4.20 | -0.94 | -2.85 | 0.35 |
| 8 | 19.28 | 11.62 | -5.34 | -8.24 |
| 15 | 50.03 | 41.86 | -9.45 | -26.36 |
4 结论
文中通过对传统鸭式布局火箭的气动特性分析,探明了造成鸭式布局野战火箭高速飞行升阻比低、操控性差、航程小的机理,并据此提出了一种适用于大长细比高性能远程火箭的新型气动布局设计方案。主要结论如下:
1)低超音速阶段,鸭舵对火箭头部及弹身产生了良性干扰,即升力增加、阻力减小;但随着马赫数增加,这一干扰效果逐渐减弱并消失;
2)随着马赫数增加,鸭舵气动效率急剧降低,在高超音速飞行时,鸭舵升力贡献小于阻力贡献,不利于提升以高超音速飞行为主的火箭弹的升阻比及射程;
3)采用尾控式布局的火箭弹减少了在高速飞行时气动效率相对较低的舵面/翼面数量,在高超音速飞行时,其名义升阻比及配平升阻比均显著高于鸭式布局;
4)鸭舵的当地攻角为来流攻角与舵偏角之和,易导致鸭舵失速,全弹可用攻角降低;而尾控式布局恰与之相反,拥有更大的可用攻角和更好的操控性。