尾翼穩定火箭彈高原姿態運動規律研究

張平，趙志明，賈波，鄧立杰

（中國白城兵器試驗中心，吉林白城137001）

尾翼穩定火箭彈高原姿態運動規律研究

張平，趙志明，賈波，鄧立杰

（中國白城兵器試驗中心，吉林白城137001）

在分析高原環境對火箭彈彈道特性影響的基礎上，建立了火箭彈姿態運動微分方程，對火箭彈高原姿態運動規律進行了理論分析。結合平原、高原姿態試驗測試數據的分析驗證，確定了尾翼穩定火箭彈高原姿態運動規律及其成因。試驗結果表明，由于高原空氣密度大幅降低，馬格努斯力矩的作用效果增大，在大射角射擊時，火箭彈在主動段結束后擺動角快速增大，并保持在大攻角作錐擺運動。為建立高原彈道模型，掌握高原彈道飛行規律，提高武器裝備高原射擊精度提供了理論參考。

兵器科學與技術；高原彈道；火箭彈；姿態運動

0 引言

火箭彈是高原部隊主要的武器裝備之一。長期以來，由于對高原環境下火箭彈飛行變化的機理研究不夠、認識不透，無法準確地把握火箭彈高原飛行規律，在火箭彈研發設計過程中沒有充分考慮高原環境的影響，導致在平原正常飛行的火箭彈在高原飛行中出現了近彈等飛行異常現象。摸清火箭彈高原彈道特性變化規律，對提高武器裝備高原射擊精度至關重要。

在高原環境影響彈丸彈道特性方面，王良明等［1］、錢明偉等［2］在研究高原氣象條件對彈道影響的基礎上分析了平原和高原環境下旋轉穩定彈丸的飛行穩定性及彈道特性的差異；在海拔高度影響尾翼火箭彈氣動特性方面，翟英存等研究了尾翼穩定火箭彈的主要氣動力特性隨海拔高度增大的變化規律以及對飛行彈道特性的影響［3］，黨明利等研究了海拔高度對大長細比火箭彈氣動特性的影響，得到了主要氣動參數隨海拔高度的變化情況［4］；在彈箭非線性姿態運動研究方面，鄧超研究了彈箭處于大攻角、非線性氣動力的飛行狀態下角運動的穩定性［5］，鐘揚威等研究了彈箭非線性角運動穩定性在高空低密度的情況下火箭彈會出現穩定的周期運動［6-7］；劉志明等研究了某型火箭彈高原使用時彈道失穩的主要原因，并提出了火箭彈直尾翼改型設計方案［8］。

本文在分析高原環境特點的基礎上，以典型的尾翼穩定火箭彈為研究對象，從火箭彈姿態運動方程出發，通過理論分析與試驗驗證相結合，對火箭彈高原姿態運動變化規律及影響因素進行分析，得到明確的研究結果，為準確把握火箭彈高原飛行規律提供理論參考。

1 高原環境的特點

西南高原地區平均海拔4000多米，空氣稀薄，氣壓低，太陽輻射強烈，大氣分布和流動特性與平原有很大的差異。與同緯度、同高度自由大氣相比，高原夏季氣溫平均要高5℃～7℃.按照我國炮兵標準氣象條件，零海拔時氣溫為288.9K，氣壓為1000hPa，密度為1.206kg/m3.表1給出了不同海拔高度上的標準氣溫、氣壓和空氣密度相對于零海拔標準氣象條件的百分比。

表1　標準大氣隨海拔高度的變化Tab.1 The change of standard atmosphere with altitude海拔高度/m氣溫/%氣壓/%空氣密度/%

高原大氣環境的變化，導致高原的彈道環境、彈道特性及飛行規律與平原差異明顯。通過計算得到了各海拔高度上1000m/s速度所對應的馬赫數和雷諾數，如表2所示。高原環境下，大氣壓力、密度減小，空氣的黏性、可壓縮性發生明顯變化，彈箭的飛行馬赫數增大，雷諾數減小，空氣動力特性發生變化。大氣環境和空氣動力特性的變化造成彈箭在高原彈道特性發生明顯變化。例如，由于高原空氣密度大幅減小，使得火箭彈飛行阻力減小，射程明顯增加。

表2　馬赫數和雷諾數隨海拔高度的變化Tab.2 The changes of Mach number and Reynolds number with altitude

2 火箭彈姿態運動模型

作為剛體的火箭彈飛行運動包括質心運動和繞質心的姿態運動。質心運動決定了射程、偏流、最大彈道高、飛行時間等主要彈道諸元。姿態運動影響火箭彈受力的大小和方向，進而影響火箭彈的質心運動。火箭彈的姿態運動是火箭彈繞其自身質心的轉動運動，簡稱為火箭彈的角運動。火箭彈姿態運動產生的攻角及其變化規律影響火箭彈的飛行穩定性，因此研究火箭彈的姿態運動是建立彈道計算模型、揭示火箭彈彈道特性及飛行規律的基礎。

根據剛體空間運動動量矩定理，在線性假設條件下，可以得到火箭彈的姿態運動方程［9-10］為

式中:W=vΔ為火箭彈速度v與復攻角Δ的乘積；W′和W″為W對彈道弧長s的1階和2階導數，起始條件為s=0時為彈道彎曲引起的對火箭彈攻角運動的作用項；fkLp為由推力偏心引起的對火箭彈攻角運動的擾動項；fkβD為由火箭彈氣動不對稱引起的對攻角運動的擾動項；fkΔM0為由火箭彈質量分布不對稱引起的對攻角運動的擾動項；fkW⊥為由垂直氣流引起的對攻角運動的擾動項。采用參量W可消除方程中的推力加速項，簡化方程形式，求解出W后可以很方便得到彈丸的復攻角Δ.方程（1）式及其起始條件可反映出火箭彈由各種因素引起的攻角運動，其聯系方程為

式中:η′、b′N、b′zm分別為η、bN、bzm對弧長s的導數；δ為火箭彈攻角；ρ為空氣密度；v為飛行速度；S為火箭彈橫截面積；m為火箭彈質量；l為火箭彈彈長；d為火箭彈彈徑；A、C分別為赤道轉動慣量和極轉動慣量；為火箭彈自轉角速度；Cx為火箭彈阻力系數；C′y為升力系數導數；m′zd為赤道阻尼力矩系數導數；m′z為俯仰力矩系數導數；C″zm為馬格努斯力系數2階導數；m″y為馬格努斯力矩系數2階導數。

當考慮彈箭的幾何非線性和氣動力非線性時，Hk、Mk和Tk公式中需相應增加非線性項［5］。

3 火箭彈高原姿態運動規律分析

從姿態運動方程（1）式中可以看出，火箭彈姿態運動主要由6個部分組成，分別為由起始擾動、推力偏心、質量分布不對稱、垂直氣流、氣動不對稱和彈道彎曲引起的姿態運動。對火箭彈來說，由氣動不對稱引起的姿態運動和由彈道彎曲引起的姿態運動相對較小，一般可不予考慮。通過求解火箭彈的姿態運動微分方程，可以得出各部分姿態運動解的特性，可反映出彈丸氣動參數、結構參數、彈道飛行參數及氣象參數的影響情況。高原環境對火箭彈姿態運動的影響主要反映在空氣密度、飛行速度、彈丸轉速和馬赫數的變化上。在高原，空氣密度明顯降低，由于空氣阻力減小，彈丸速度降減小，彈道上的飛行速度提高，特別是火箭彈主動段末的速度也相應提高；由于極阻尼力矩和導轉力矩都隨空氣密度的減小而減小，因此火箭彈的平衡轉速變化不大，但由于火箭彈高原飛行速度提高，平衡轉速會有所增大；由于高原溫度減低，音速減小，同時飛行速度增大，因而火箭彈飛行馬赫數將相應增大，特別是火箭彈主動段末的馬赫數較平原將明顯增大；馬赫數的增大，又導致彈丸空氣動力矩系數的變化等，特別是高原靜力矩系數隨馬赫數減小時，將使火箭彈的靜穩定性下降。經過深入分析，得到高原環境對尾翼穩定火箭彈姿態運動影響的機理如下:

火箭彈離軌時的起始擾動，主要包括起始復擺動角Φ0、起始復偏角Ψ0和起始復擺動角速度三部分，這是火箭彈在發射過程中由于質量偏心、推力偏心、彈炮間隙、火炮振動等因素造成的，高原和平原兩種環境下火箭彈的起始擾動會有所差異，但相差不會很大，故可假設是一致的。

假設火箭彈角運動微分方程（1）式的右端各項為0，可得到對應的齊次微分方程

假設方程的系數是不變常數，求該齊次微分方程在起始條件下的解，可以得到火箭彈由起始擾動引起的攻角變化規律。從（3）式得到的復攻角Δ的一般解可表示為

對于起始擾動Φ0來說，

對于起始擾動Ψ0來說，

由（4）式可以看出由起始擾動引起的火箭彈的角運動是由快、慢二圓運動合成的，對于動態穩定良好的彈丸來說二圓運動的半徑是衰減的，而且快圓運動半徑比慢圓運動半徑衰減快，由（7）式至（9）式確定的K10和K20為二圓運動的初始半徑。

高原環境對火箭彈姿態運動的影響因素主要是空氣密度、飛行速度、彈丸轉速和馬赫數的變化上。

由（5）式可知，由于火箭彈的參量Pk相對較小，圓運動頻率主要決定于參量Mk，如火箭彈轉速為0，則

隨著高原空氣密度減小，參量|Mk|也相應減小，因此火箭彈高原圓運動頻率φ′j減小。此外參量Pk決定于火箭彈轉速與速度的比值，該比值又決定于火箭彈的尾翼斜置角，因而高原和平原基本相同，當然高原速度大，轉速也相應增高。

由（6）式可知，由于參量Hk、Tk和Mk的值都隨高原空氣密度的減小而減小，因此，二圓運動的衰減指數也相應減小，二圓運動的衰減變慢。

由（7）式～（9）式可知，由于|Mk|隨高原空氣密度的減小而減小，因此在高原由起始擾動Φ·0引起的圓運動半徑都將增大，由起始擾動Φ0和Ψ0引起的圓運動半徑基本不變。

由于火箭彈的轉速相對較低，若忽略轉速的影響，火箭彈由起始擾動引起的角運動還可表示為

綜上所述，高原環境對火箭彈由起始擾動引起的姿態運動的影響可歸結為:

1）對于二圓角運動來說，火箭彈圓運動頻率減小，半徑增大，衰減變慢。

2）對火箭彈章動運動來說，章動幅值增大，章動頻率減小，章動波長變長，章動幅值的衰減變慢。

4 火箭彈高原姿態運動規律試驗驗證

為了驗證上述理論結果的正確性和進一步揭示火箭彈高原姿態運動規律，通過遙測手段，開展了平原和高原火箭彈姿態運動規律的對比試驗。對比試驗分別在平原（海拔198m）和高原（海拔4013m）進行，對某型火箭彈姿態運動進行了實際測試，試驗中以25°、45°射角進行射擊，得到了較為全面準確的試驗測試數據。

圖1～圖3為射角25°時火箭遙測彈在平原和高原的姿態運動測量結果對比。圖4～圖6為射角45°時的測量結果對比。

圖1　火箭彈俯仰攻角分量對比（射角25°）Fig.1 Comparison of pitch attack angles of rocket on plain and plateau（angle of firing=25°）

從試驗結果可以看出，火箭彈姿態運動規律與理論分析基本吻合，但大射角時章動幅值增大異常。

從姿態角估計結果來看，高原環境下火箭彈主動段末的姿態運動明顯增大。小射角下，火箭彈在主動段末明顯存在一個擺動角逐漸增大而后衰減的過程，平原則不太明顯或小得多，說明火箭彈高原主動段末的動態飛行穩定性下降。高原大射角下，火箭彈在主動段結束后擺動角存在一個快速增大的過程，在大部分彈道上保持約20°左右的攻角作錐擺運動。這說明在高原大射角下，火箭彈在攻角為0°的平衡位置的穩定性條件已經破壞，而是在新的平衡條件下以大攻角作錐擺運動，此時必須考慮幾何非線性和火箭彈的氣動力非線性。因此在高原試驗中，射角25°時火箭彈能夠到達預定目標區，射角45°時火箭彈出現近彈，射程減小約20km.

圖2　火箭彈偏航攻角分量對比（射角25°）Fig.2 Comparison of yaw attack angles of rocket on plain and plateau（angle of firing=25°）

圖3　火箭彈的自轉角速度對比（射角25°）Fig.3 Comparison of spin velocities of rocket on plain and plateau（angle of firing=25°）

圖4　火箭彈俯仰攻角分量對比（射角45°）Fig.4 Comparison of pitch attack angles of rocket on plain and plateau（angle of firing=45°）

圖5　火箭彈偏航攻角分量對比（射角45°）Fig.5 Comparison of yaw attack angles of rocket on plain and plateau（angle of firing=45°）

圖6　火箭彈的自轉角速度對比（射角45°）Fig.6 Comparison of spin velocities of rocket on plain and plateau（angle of firing=45°）

從機理上說，造成火箭彈錐擺運動的原因是馬格努斯力矩的作用。目前對馬格努斯力矩獲取困難，理論計算的準確性較差，依據該火箭彈姿態測量結果辨識得到的馬格努斯力矩系數，結果確實比預期大得多。

進一步分析，大射角時彈道較高，空氣密度相對較小，馬格努斯力矩的作用效果加大，使得火箭彈出現明顯的動態不穩定，從而導致火箭彈攻角增大。當攻角增大到一定幅值時，由于靜力矩和馬格努斯力矩的非線性作用，使得火箭彈的攻角不會一直增大直至翻轉，因此，盡管出現近彈現象但不會導致掉彈。

綜上所述，該火箭彈在平原射擊時穩定性良好，彈道飛行正常，但在高原空氣密度大幅降低的情況下，馬格努斯力矩比預想大得多，導致火箭彈出現明顯動態不穩定的情況，飛行攻角比平原大得多，尾翼穩定火箭彈高原姿態運動這種明顯的變化對其高原射程和射擊精度產生顯著的影響。

5 結論

本文在理論分析和試驗驗證的基礎上，對尾翼穩定火箭彈高原姿態運動進行了研究，確定了火箭彈高原姿態運動變化的規律。試驗結果表明，在高原空氣密度大幅降低的情況下，馬格努斯力矩的作用效果增大，在大射角射擊時，火箭彈在主動段結束后擺動角快速增大，并保持在大攻角作錐擺運動。本文的研究成果揭示了火箭彈高原飛行規律，為建立高原彈道模型提供了理論參考。

高原彈道研究是一個復雜的工作，理論性強、試驗難度大，許多基礎問題，如馬格努斯力矩等氣動特性變化、火箭彈的非線性運動問題等還有待今后做進一步的研究。

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Research on Attitude Motion Law of Rockets on Plateau

ZHANG Ping，ZHAO Zhi-ming，JIA Bo，DENG Li-jie
（Baicheng Ordnance Test Center of China，Baicheng 137001，Jilin，China）

Based on the analysis of influence of plateau environment on rocket ballistics，a differential equations model is derived for the attitude motion of rockets.The law of attitude motion of rockets is analyzed.The law and causes of attitude motion of fin stabilized rocket on plateau are determined by analyzing the attitude test data on plain and plateau.The test results show that the attack angle of rocket increases rapidly after the end of the boost phase，and keeps at large angle for coning motion during firing at high altitude.In the case of low air density on plateau，the motion is caused by the effect of Magnus moment.A theoretical reference is provided for establishing the trajectory model，realizing the motion law of rocket and enhancing the firing precision of the weapons on plateau.

ordnance science and technology；plateau trajectory；rocket；attitude motion

TJ012.3

A

1000-1093（2016）08-1345-06

10.3969/j.issn.1000-1093.2016.08.001

2015-11-12

國防“973”計劃項目（613145）

張平（1965—），男，高級工程師。E-mail:zhangping66301@163.com