尾翼式无控火箭飞行稳定性研究

收稿日期: 2010- 11- 04; 修订日期: 2010- 11- 26 作者简介: 刘文生 ( 1962- ), 男, 江西吉水人, 本科, 高级工程师, 主要从事人影装备和民爆器材研究。
第 6期
刘文生等: 尾翼式无控火箭飞行稳定性研究
8 21
2 BL 1型防雹增雨火箭弹分析
2. 1 气动特性分析 BL 1型防雹增雨火箭弹的气动特 性分析采
火箭弹是 静稳 定度 /% : = (XG - XP ) /LG
1 00 式中: X G 为质心位置 (从弹尖算起 ), XP 为压心位 置 (从弹尖算起 ), LG 为弹长。
理论上, 静稳定度负数越大静稳定性越高, 一 般 mZ 在 ( - 10% ~ - 20% ) 较合适。
影响尾翼式无控火箭弹的飞行稳定性的因素 有: 与发控系统有关的起始扰动 (弹架相互作 用 ) 、风、加工过程引起的推力偏心、气动偏心、质 量偏心等。火箭气动力设计的目的就是通过弹体 气动特性计算, 设计合适的弹体结构, 特别是尾翼 结构形状及尺寸, 保证火箭在飞行过程中有一定 的静稳定度, 使火箭稳定飞行。
L IU W en sheng1, ZHOU Jian zhong1, JIN W ei ping1, GAO Y ong jun1, SUN L in2
( 1. 9394 State owned Facto ry, Jiangx i X inyu 338034 PRC; 2. Jiangx iA cademy o f Sciences, Jiangx iN anchang 330029 PRC)
第 28卷 第 6期 2010年 12月
江西科学
JIANGX I SC IENCE
Vo.l 28 N o. 6 Dec. 2010
文章编号: 1001- 3679( 2010) 06- 0820- 03
尾翼式无控火箭飞行稳定性研究
刘文生1, 周建中 1, 金卫平 1, 高拥军 1, 孙 林 2
( 1. 国营九三九四厂, 江西 新余 338034; 2. 江西省科学 院, 江西 南昌 330029)
表 4 质点弹道计算结果
型号计算结果
出架速度 V0 /m s- 1 主动段末速 Vm ax /m s- 1
BL 1型 30 8 50
BL 1A 型 40 910
2. 2. 3 全弹质量小而弹长短 全弹质量小而弹 长短, 赤道转动惯量相对较小, 也是弹体抗干扰能 力差的原因。另外, 也会造成全弹固有频率低, 在 遇到某些干扰情况下, 发生弹体摆动现象。 2. 3 改进设计
的对比
弹种 122 mm 火箭弹
尾翼相对厚度 ( C = C /bav ) 0. 016 9
BL 1型弹
0. 101 3
BL 1A 弹
0. 060 9
2. 1. 3 定心部与燃烧室的直径差大 由于定心 部的突起使得光弹身阻力系数增大约 10% 。 2. 1. 4 弹形系数大 弹形系数大的一个重要原 因是该弹重量轻。表 3是不同弹型的弹形系数比 较。 2. 2 飞行稳定性分析 2. 2. 1 静稳定性差 表 1给出的计算结果表明, BL 1型防雹增雨火箭弹的静稳定性比普通火箭
确保火箭弹在外弹道上的飞行稳定性是火箭 弹设计的基本要求之一。飞行稳定性的含义是指 在整个飞行过程中, 火箭弹弹轴与速度矢量的夹 角 ( 攻角 ) 被限 制在一定 的范围 内, 而 且逐 渐衰 减, 以至于能满足射程和密集指标的要求。
理论上, 火箭弹在飞行时, 由于受到微小扰动
而偏离了原来的平衡状态, 当扰动作用消失后, 如 果经过一个过程火箭弹仍能恢复到平衡状态, 则 称火箭弹是静稳定的, 即火箭弹具有静稳定性。
尾翼对数 N 推进剂质 量 WP /kg 战斗部有效载荷 m /g
BL 1A
BL 1
87 0
7 65
56
56
0. 5
1
15 7
1 57
64 9
5 44
64
64
49
49
87
87
64
64
13
64
49. 12
0
0
0
64
64
80 6
7 01
2
2
1. 2
1. 0
18 0
1 90
加赤道转动惯量, 增强火箭的抗干扰能力; 增加战 斗部有效载荷质量可以增加全弹质量, 减小弹道 系数, 提高火箭飞行稳定性。该方案配合前述减
根据上述分析, 对 BL 1型防雹增雨火箭弹作 如下改进。
( 1) 增加尾 翼有效 面积, 提高 全弹 稳定 性。 理论上, 增加尾翼有效面积可以增加尾翼升力, 以 增加尾翼的静稳定性, 并且, 可以降低尾翼的相对 厚度, 减少尾翼在超音速下的阻力。
增加尾翼有效面积方法有: 增加弦长、增加翼 展和改变尾翼后掠角。
表 3 弹形系数比较
弹种
122 mm 火箭弹 57 1航弹 57 2航弹 90 1航弹 BL 1型弹
i43 1. 5 1. 66 1. 59 1. 72 1. 8
弹道 系数 /C
0. 49 1. 31 1. 88 1. 09 5. 64
弹低, 并且在超音速下, 明显不稳定, 所以该弹的 抗干扰能力弱。 2. 2. 2 炮口速度低 表 4给出的质点弹道计算 结果表明, BL 1 型火箭弹炮口速度低, 使火箭在 出架后的抗干扰能力弱。在受到风等因素的干扰 下, 火箭可能发生弹体摆动的现象。
( 下转第 859页 )
第 6期
柯 洪等: 基于属性约简方法的过程后评价指标体系构建
8 59
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项目
弹身部分
全弹长 LBW /mm 弹体最大直径 DN /mm
定心部的高度
头部长度 LN /mm 园柱段 长度 LC /mm 船尾部长度 LT /mm
底部直径 D b /mm 尾翼部分
翼展 LW /mm 根弦长 br /mm 梢弦长 bt /mm 前缘后掠角 x0 后缘后掠角 x1 翼 片平均弦长 bav /mm 翼弦前端 距弹顶 LF /mm
对 BL 1型防雹增雨火箭弹, 由于发射架已定 型, 翼展不宜改变。为此, 将尾翼稍弦长改为 644 mm。此方案简单易行, 尾翼注塑模可利用现有模 具改制, 成本低廉。气动力计算结果见表 1 。
( 2) 定心部与燃烧室的直径差由 1 mm 减少 至 0. 5 mm 定心部的高度以减少波阻。
( 3) 增加发动机的长度和战斗部的有效载荷 质量。增加发动机的长度 105 mm, 增加推进剂装 药量 0. 2 kg。在推进剂配方和喷管结构尺寸不变 的情况下, 以动机平均压力增加 1 M PA, 平均推力 增加工能 100 N, 有利于提高火箭的炮口速度和增
改进后产品在北方工业公司兵器集团公司第 0 51基 地对 改进 前后 火箭 外 道 有关 参 数 进行 定 量 测试。射击试验结果表明, 改进后 BL - 1A 型防 雹增雨火箭弹离架速度较 BL 1型防雹增雨火箭 弹增加 5~ 8 m / s, 抗干扰能力有所增强; 火箭飞 行最大弹道夹角 7. 5, 火箭飞行稳定。
Abstract: T he paper analyses the flight stability free flight rocket and its in fluencing factors. And it illustrates the effect of a ft fin, rocket diam eter and shape facto r on the flight stab ility of BL 1hail sup pression and ra in enhancem en.t The paper proposes the im provem ent p lan and proved in experim en.t K ey w ord s: Free flight rocke,t A ft fin, Stat ic stability, Aerodynam ic characteristics
用文献 [ 1]中的方法计算。结果见表 1。 表 1 改型前后火箭弹的静稳定度分析结果
数值 /M a
1
1. 5
2. 0
3. 0
压心位置 BL 1型 594
5 64
516
456
XP /mm BL 1A定 BL 1型 - 24. 1 - 20. 1 - 13. 9 - 6 度 /% BL 1A 型 - 23. 6 - 22. 9 - 19. 1 - 11. 1
摘要: 通过分析尾翼式无控火箭飞行稳定性概念及其影响因素, 阐明了尾翼 、弹径 比、弹 形系数对 BL - 1型防
雹增雨火箭弹飞行稳定 性的影响。提出了改进方案, 并通过试验验证改进的有效性。
关键词: 无控火箭; 尾翼; 静稳定度; 气动特 性
中图分类号: V 212. 12+ 1
文献标识码: A
F lying Stability R esearch of Tail type Free Rocket
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说明: ( 1) 原型弹弹长 765 mm, 质心位置 ( 从 弹尖算起 )X G = 410 mm; ( 2) 改型弹弹长 870 mm, 质心位置 (从弹尖算起 ) XG = 467 mm。
计算结果发现: 与普通制式火箭弹相比, BL 1 型防雹增雨火箭弹阻力大, 静稳定性差, 其原因有 以下几点。 2. 1. 1 尾翼展弦比大 这是由于该弹全弹长细 比小 ( B = 13. 7) 的结构特点决定的, 对于这种短 粗形尾翼弹, 为了飞行稳定, 势必依赖提高尾翼的 展弦比和尾翼面积来满足飞行稳定性。因此, 在 全弹结构尽可能不调整或少调的前提下, 增加尾 翼面积是解决静稳定性差的主要途径。 2. 1. 2 尾翼相对厚度大 尾翼的厚度直接影响 尾翼在超音速下的阻力大 小, 表 2是 122 mm 火 箭与 2种方案的尾翼相对厚度的对比情况。 表 2 122 mm 火箭与 2种方案 的尾翼相对厚度
阻方案, 并适当提高了装药量, 可以足原射高不变。 改进前后火箭弹的主要结构参数变化情况见
表 5。
3 结果
用文献 [ 1]中的方法计算改进前后的火箭的 气动力参数和飞行弹道。改进前后的火箭弹的离 架速度和在飞行弹道上不同马赫数的压力中心位 置 ( 从弹尖算起 ) 和静稳定度见表 1。
计算结果表明, 改进后火箭弹在超音速飞行 时稳定性有明显提高。火箭的离架速度增加, 抗 干扰能力增强。
0 前言
九三九四厂自主研制的制式 BL - 1 型防雹 增雨火箭弹在飞行中发现火箭弹在出炮口后弹体 出现飞行不稳定现象。为此, 以 BL - 1型防雹增 雨火箭弹为例对尾翼式无控火箭弹进行了气动力 分析, 采用质点外弹道计算, 并对无控火箭弹飞行 稳定性进行研究。
1 尾翼式无控火箭飞行稳定性概念 及其影响因素
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( 上接第 821页 ) 表 5 改进前后火箭弹的主要结构参数