火箭弹不同尾翼气动特性分析及优化_吴建萍

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翼型的结构设计及气动特性计算
工程计算 压力中心系数 图2 卷弧翼 压力中心就是法向力在弹轴上的合力作用点， 它到弹顶
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点的距离以 x pBW 表示。 尾翼弹所受的法向力是由弹头部和 尾翼两部分提供， 它们对弹顶点的力矩关系式为 Y1BW ·x pBW = Y1n x cpn + Y1TW x pTW 翼段法向力作用点 x pTW 的计算式为 x pTW = x B + x pW （ 2） x B 为翼根前端点到弹体顶点的距离 。 取全弹长 式（ 2 ） 中， L BW 为特征长度， 并以各升力系数的导数代替各法向力， 可得 无量纲压力中心系数 x pBW = L BW
出的结果如表 1 所示。 表1 翼型 固定翼 卷弧翼 马刀翼 阻力 系数 0． 356 0． 23 0． 38 气动计算结果 升力 系数 0． 15 0． 21 0． 272 压力中心 系数 45． 6 56． 1 61． 8 稳定储备量 T( % ) 0． 6 11． 1 16． 8
T = （ x pBW － x G ） / L BW 称为稳定储备量。 当 T ＞ 0 为 式（ 5 ） 中， T ＜ 0 为静不稳定的。T 的范围为 8 % ～ 20 % 。 静稳定的， 2． 2 气动模型建立 本文用 PＲO / E 分别对固定翼、 卷弧翼和马刀翼 3 种火 箭弹进行气动建模， 所建模型如图 1 、 图 2、 图 3 所示。 均采 用 6 片尾翼。
但由于卷弧翼的翼展受到自身结构的限制， 它 使用的要求， 所提供的升力和稳定力矩受到一定的限制； 而马刀翼可以根 据空间的大小设计成不同的形状， 也可以根据不同的翼片数 来改变阻力和升力的大小 。因此， 本文选用马刀翼作为火箭 弹的稳定装置， 并对其进行气动优化分析 。
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气动优化分析
下面分别对 4 片马刀翼和 6 片马刀翼的火箭弹进行气
（ 中国船舶重工集团公司 第七一〇研究所， 湖北 宜昌 443003 ） 摘要： 主要介绍了固定翼、 卷弧翼和马刀翼 3 种常用的尾翼结构， 并分别对固定翼、 卷弧翼及马刀翼这 3 种不同尾翼 的火箭弹进行了气动特性分析， 分析结果表明马刀翼具有较好的气动特性； 并进一步对马刀翼进行了气动优化 分析。 关键词： 火箭弹； 气动特性； 马刀翼； 气动优化 J］ ． 四川兵工学报， 2014 （ 4 ） ： 32 － 34． 本文引用格式： 吴建萍． 火箭弹不同尾翼气动特性分析及优化［ 中图分类号： TJ714 文献标识码： A 文章编号： 1006 － 0707 （ 2014 ） 04 － 0032 － 03
参考文献：ห้องสมุดไป่ตู้
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6 在马赫数 Ma = 0． 4 ， 攻角 a = 3° 时， 从表 2 中可以看出， 片马刀翼的火箭弹气动特性优于 4 片马刀翼火箭弹的气动 特性， 其稳定储备量 16． 8 高于 4 片马刀翼火箭弹的稳定储 6 片马刀翼的火箭弹比 4 片马刀翼的火箭 备量 9． 4 。因此， 弹稳定性好， 优选 6 片马刀翼作为火箭弹的稳定装置 。 图4 压力云图
固定翼的稳定储备量不在 8% ～ 从表 1 中可以看出， 20% 之间， 使用时， 需要在弹头部加配重； 卷弧翼和马刀翼的 稳定储备量在 8% ～ 20% 之间， 其阻力和升力特性也均满足
http: / / scbg． qks． cqut． edu． cn / 34 四川兵工学报
动特性仿真， 并进行分析， 以选出适合所需火箭弹的最佳翼 片数目。 a = 3° 时的 4 片马刀翼火 如图 4 和图 5 分别是 Ma = 0． 4 ， 箭弹的压力云图和对称面速度 － 等马赫线图。 图 6 和图 7 a = 3° 时 6 片马刀翼火箭弹的压力云图和 分别是 Ma = 0． 4 ， 对称面速度 － 等马赫线图。 翼型 4 片马刀翼 6 片马刀翼
收稿日期： 2013 － 09 － 17 作者简介： 吴建萍（ 1987 —） ， 助理工程师， 主要从事火箭弹设计研究 。 女， 硕士，
33 吴建萍: 火箭弹不同尾翼气动特性分析及优化
卷弧翼片通过连接轴 环组成。整流罩安装在弹体外表面上， 和整流罩连接。卷弧翼片的曲率半径与整流罩外圆曲率半 径相同。平时卷弧翼片合拢在整流罩的外圆柱面上， 最大外 形不超过火箭弹定心部直径 。 发射后， 在弹簧力作用下， 翼 片绕平行于弹轴的连接轴旋转张开到位 。 1． 3 马刀翼 马刀翼主要由尾翼座、 刀型翼片、 翼片转轴以及扭簧组 成。尾翼座大多安装在喷管的外侧， 每片尾翼通过方向垂直 于弹轴的转轴装配在尾翼座上 。火箭弹在储存时， 翼片呈收 拢状态， 且最大外廓尺寸不大于火箭弹定心部尺寸 。 当弹体 发射后翼片绕转轴旋转而张开 。 马刀翼主要安装在较细喷 管的外侧或无推力的火箭弹尾部 。 图1 固定翼
火箭弹在空中飞行时， 为了使其在飞行中保持稳定， 常 常在弹尾部装尾翼。靠尾翼产生的升力， 使火箭弹上的压力 中心移到质心之后， 并距质心有一定的距离， 以产生稳定力 矩， 满足一定的稳定度要求， 从而保证火箭弹稳定飞行 。 尾 翼是尾翼式火箭弹上很重要的部件， 其设计性能直接影响到 火箭弹的射程、 飞行稳定性、 密集度以及操作使用等战术技 术性能。为了使火箭弹具有良好的飞行稳定性， 尾翼应具有 良好的气动特性即尾翼应具有足够大的升力和尽可能小的 阻力； 同时在满足强度和刚度的情况下， 其尺寸和质量最小。 本文主要从气动特性方面来对尾翼火箭弹进行分析及优化 。
S W 为一对尾翼平面的投影面积； S M 为弹体最大横 式（ 3 ） 中， 截面面积； 对于两对尾翼， φ = 1， 三对尾翼， φ = 1 ． 25 。 2． 1． 2 俯仰力矩系数 M zBW = Y1BW （ x pBW － x G ） 矩系数 m zBW = M zBW 1 2 ρv S M L BW 2 = （ C y1n + φC yTW SW ） ·T SM （ 5） （ 4） 对全弹质心而言的俯仰力矩为 x G 为全弹质心距弹顶点的距离 。 由此可得俯仰力 式（ 4 ） 中，
α 珋 Cα y1 n x cpn + C yTW
（ 1）
Y1TW ≈ Y TW ， Y1TW 是尾翼段法向力， 式（ 1 ） 中， 在小攻角时， 且尾
图3 2． 3 气动特性计算
马刀翼
珋 x pBW =
Cα y1 n
SW 珋 φ x S M pTW SW + Cα φ yTW SM
（ 3）
分别对上述 3 种模型建立计算域， 并对其进行网格划 2 697 976 、 3 269 638 。 并 分， 所画网格数分别为 2 724 558 、 使用流体分析软件 FLUENT 计算马赫数 Ma = 0． 4 ， 攻角 a = 3° 时 3 种不同尾翼的火箭弹的气动特性 。 计算时采用基于密度的耦合求解方法， 显式格式有限体 A 单方程模型， FDS 积法， 湍流模型为 S计算方法采用 Ｒoe通量差分方法， 对流项的离散采用二阶迎风格式 。 计算所得
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结束语
马刀翼可以很好的节约装载空间， 其稳 通过分析表明， 定性优于固定翼和卷弧翼 。另外， 本文仅从气动特性考虑马 刀翼的可行性， 在详细设计中还需解决气弹问题 、 连接形式 。 等问题 马刀翼易于实现延时张开以较小主动段散布， 还有 利于实现自动装填， 它有较好的气动特性， 不但可在无控火 箭弹上采用， 也可在有控火箭弹上采用 。
图7
速度 － 等马赫线线图
表 2 分别列出了 4 片马刀翼和 6 片马刀翼在 Ma = 0． 4 ， a = 3° 时的气动特性参数。 表2 阻力 系数 0． 306 0． 38 气动计算结果 升力 系数 0． 2 0． 272 压力中心 系数 51． 2 61． 8 稳定储备量 T( % ) 9． 4 16． 8
Abstract ： Three kinds of commonly used tails structure is mainly introduced in this paper． These commonly used tails structure including the fixed wing，the wraparound wing and the saber wing． Aerodynamic characteristics of these three kinds of tails for the rocket were mainly analyzed． Analysis indicates that the saber wing has the better aerodynamic characteristics． The further pneumatic optimization was analyzed for the saber wing． Key words： rocket； aerodynamics characteristics； saber wing； aerodynamics optimization Citation format： WU Jianping． Aerodynamic Characteristics Analysis of Different Tails and Optimization for the Ｒocket ［ J］ ． Journal of Sichuan Ordnance ， 2014 （ 4 ） ： 32 － 34．