CN104008260B - 共形整流罩最佳面型及参数的设计方法 - Google Patents

Abstract

共形整流罩最佳面型及参数的设计方法，属于导引头结构设计和光学成像技术领域。本发明通过导弹在超音速飞行状态下的空气阻力系数的大小、头罩的成像质量以及头罩的雷达散射特性建立的综合评价指标，通过建立共形整流罩评价性能的综合指标来设计出空气阻力相对比较小、成像质量比较高、隐身性能比较好的最佳面型的二次曲面面型整流罩，其厚度为4mm，口径为180mm，整流罩长为180mm，外部双曲面离心率为1.021，内部双曲面离心率为1.01975。可以用于精确制导武器导引头的光学系统之中，通过使用这种面型的整流罩进而实现导弹的空气动力学性能、光学成像性能以及隐身性能。

Description

共形整流罩最佳面型及参数的设计方法

技术领域

本发明属于导引头结构设计和光学成像技术领域，涉及不同面型共形整综合评价方法的建立及最佳面型整流罩的设计。

背景技术

近年来随着高速导弹对其空气动力性能、隐身性能的要求越来越高，越来越多的高速导弹对其使用不同面型的整流罩设计，最大程度地降低其在高速飞行中的空气阻力，同时也希望可以提高飞行器的隐身性能、光学成像能力。这样就可以很有效的减少光学校正元件，降低导弹的质量，节约成本。

早起的红外空空导弹大多采用球形整流罩，其性能指标和技术水平比较低，易于加工，导引头光学系统设计也比较容易。然而从整个导弹的气动外形来看球形整流罩并不具有最佳空气动力学外形，在超音速状态下其受到的空气阻力比较大。同时，对于球形整流罩而言，其雷达散射截面比共形整流罩大得多，隐身性能差，较为容易被雷达侦测到。

鉴于球形整流罩空气阻力大的缺陷，人们研制出了能够经受高速飞行要求的八棱锥整流罩。八棱锥整流罩采用八片厚度均匀的红外梯形基片拼粘组成，整流罩的前端是一个耐高温的金属鼻锥。该整流罩最大优势在于阻力小。研究表明，采用八棱锥整流罩对导弹性能有一定的改善，相对球形头罩来说，可以降低全弹的零阻，大大提高全弹的升阻比，提高导弹的机动能力。但是八棱锥整流罩的表面与光透过率比较低，其主要是因为锥面的反射而损失的。在实际应用中，背景辐射尤其是太阳处在前方视场范围时，太阳光在整流罩内多次反射，形成杂光，增加了背景噪声，降低了系统分辨率。从另一方面考虑，基片之间的粘接也是一项十分复杂的技术，势必引起成本的增加。

激波针型红外整流罩利用了尖整流罩低阻力的优点，又保留了圆整流罩反射损失少的优点，是一种圆罩加罩面驻点镶嵌激波针的组合结构。但是其空气动力学性能仅在导弹攻角为零时才会保持良好，当导弹高速飞行时存在攻角时激波针根部的温度比没有激波针时的整流罩驻点温度还要高，这就说明此时激波针反而增加了导弹的阻力。由此可见，激波针对整流罩的保护及改善气动外形是有条件的。

发明内容

本发明目的是通过建立共形整流罩评价性能的综合指标来设计出空气阻力相对比较小、成像质量比较高、隐身性能比较好的最佳面型的二次曲面面型整流罩，其可以用于精确制导武器导引头的光学系统之中，通过使用这种面型的整流罩进而实现导弹的空气动力学性能、光学成像性能以及隐身性能。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的：

一、利用Gambit软件对不同面型参数的共形整流罩的导弹进行建模，输入Fluent软件中进行仿真，得到不同面型导弹的整流罩的空气阻力系数的大小，再利用以下公式对所得数据进行拟合，进而得到与导弹面型与空气阻力系数的函数关系；

$C_{x0}=C_f{f}_{\mathrm{LD}}{f}_M\frac{S_{{\mathrm{wet}}_f}}{S}$

C_f为摩擦系数，f_LD为共形整流罩长径比的函数，f_M是与飞行速度相关的函数，为弹身的表面积，S为弹身的横截面积；

二、通过code v光学软件对不同面型参数的共形整流罩的不同长径比进行建模，通过光线追迹，得到0到40°视场下的均方根波前误差RMS，求其均值为ARMS，然后利用matlab软件拟合出ARMS与共形整流罩长径比之间的关系；

三、按照以下公式计算共形整流罩的雷达散射截面：

RSC＝πρ₁ρ₂；

其中，ρ₁和ρ₂分别为通过亮斑并包含视线会出相互垂直的两个切面的曲率半径，进而得出双曲面头罩长径比与其雷达散射截面RSC之间的关系；

四、建立共形整流罩面型的综合的评价指标，其综合评价函数表示为：

evadome(F)＝w₁C_f(F)+w₂ARMS(F)+w₃RSC(F)；

w₁为归一化的空气阻力系数C_f(F)的权重，w₂为归一化的不同视场均方根波前误差平均值ARMS(F)的权重，w₃为归一化的雷达散射截面RSC(F)的权重。

五、通过综合评价函数进行求解，即可得到共形整流罩最佳面型及参数。

本发明具有如下优点：

1、提出并分析了二次曲面型整流罩离心率对导弹空气动力学性能的影响，当离心率达到1以后，导弹在超音速飞行状态下其空气阻力系数变化趋于平缓。

2、就目前而言绝大多数的共形整流罩的面型为椭球面头罩，而本发明所设计的双曲面头罩，其空气动力学性能较之有很大提高，空气阻力降低了70.76％。

3、引入不同视场均方根波前误差作为评价指标，可以使通过头罩的波前产生过大的畸变，导致后期像差校正困难或无法校正。

4、通过减小雷达散射截面，进一步提高导弹的隐身性能，增强精确制导能力。

5、建立了共形整流罩综合评价函数，可以从空气动力学、光学成像以及隐形等角度很好的评价共形整流罩的面型。

附图说明

图1为离心率e与空气阻力系数关系图；

图2为长径比F与空气阻力的关系图；

图3为ARMS与双曲面头罩长径比之间的关系图；

图4为RSC与长径比F之间的关系；

图5为综合评价函数与双曲面型整流罩长径比F关系图；

图6为双曲面型整流罩的结构图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案作进一步的说明，但并不局限于此，凡是对本发明技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明技术方案的精神和范围，均应涵盖在本发明的保护范围中。

本发明提供了一种共形整流罩最佳面型及参数的设计方法，通过导弹在超音速飞行状态下的空气阻力系数的大小、头罩的成像质量以及头罩的雷达散射特性建立的综合评价指标，进而设计出最佳面型的头罩，其包括如下内容：

1、详细阐述了面型参数对导弹空气动力学性能的影响，进而得出：(1)当整流罩的离心率e达到1时，其空气阻力系数变化趋于平缓，也就是说，当e≥1时，空气阻力系数受离心率影响很小，可近似认为面型变化对空气阻力基本没有影响；(2)当整流罩长径比F≥2时，空气阻力系数变化趋于平缓，与理论上所建立的评价函数所求出的面型参数基本一致。

2、通过引入均方根波前误差来控制由整流罩面型所产生的波前畸变的程度，以防止单一的追求空气动力学性能而使整个光学系统的设计过于复杂，像差校正困难。

3、通过分析雷达散射面积随双曲线面型的变化规律，在保证导弹空气动力学性能和光学成像质量的同时，最大程度的减小雷达散射截面，增强隐身和反导能力。

4、以空气动力学性能为标准，比较不同面型整流罩的导弹在超音速飞行状态下所受空气阻力的大小，据此，选择空气阻力系数最小的整流罩面型，即双曲线面型。

5、以空气阻力系数评价为主，均值RMS和雷达散射截面RSC为副，建立共形整流罩面型综合评价指标，进而确定整流罩的面型和参数(面型为此次曲线面型整流罩，其长径比F为2)。

具体设计思路如下：

一、鉴于超音速飞行导弹对其空气动力学性能的要求越来越高，导弹在飞行过程其空气阻力的大小成为制约其性能的关键因素。导弹的空气阻力通常分为两部分，一部分是与升力无关的零升阻力，另一部分是与升力有关的诱导阻力。由于本发明主要研究攻角为零，忽略导弹升力作用下，二次曲面面型对其空气阻力大小的影响。其零升阻力又可以分为两个部分，一个是摩擦阻力，另一个是压差阻力(对于低音速飞行而言，该阻力一般存在于弹翼，整流罩前并没有)，它们是由于气体的粘性引起的。在超音速情况下，空气还会产生另一种形式的压差阻力即波阻，它主要是由于激波引起的；当物体以音速或超音速运动时，扰动波的传播速度等于或小于飞机前进速度，这样，后续时间的扰动就会同已有的扰动波叠加在一起，形成较强的波，空气遭到强烈的压缩，而形成了激波。空气在通过激波时，受到薄薄一层稠密空气的阻滞，使得气流速度急骤降低，由阻滞产生的热量来不及散布，于是加热了空气。加热所需的能量由消耗的动能而来。在这里，能量发生了转化--由动能变为热能。动能的消耗表示产生了一种特别的阻力。这一阻力由于随激波的形成而来，所以就叫做″波阻″。其阻力系数定义为：

$C_0=\frac{X}{\frac{1}{2}\mathrm{\ρ}{V}^{2}S}---\left(1\right)$

X为阻力，S为弹身面积，V为导弹飞行的速度，ρ为空气密度。通过推导，可以求出在超音速状态下导弹的零升阻力系数(即：空气阻力系数)为：

$C_{x0}=C_f{f}_{\mathrm{LD}}{f}_M\frac{S_{{\mathrm{wet}}_f}}{S}---\left(2\right)$

该公式为拟合时所需要的目标函数，其中C_f为摩擦系数，由于在超音速飞行状态下，其雷诺数很高，符合湍流模型，可得：

$C_f=\frac{0.455}{{\left[{\log }_{10}\left(\mathrm{Re}\right)\right]}^{2.58}}---\left(3\right)$

Re为雷诺数，大小为Re＝ρVL/μ，其中V为导弹的飞行速度，ρ为空气的密度、μ为粘性系数、L是整个弹身的长度。f_LD为头罩长径比的函数，其大小为：

$f_{\mathrm{LD}}=1+\frac{60}{{(L/D)}^3}+0.025\left(\frac{L}{D}\right)---\left(4\right)$

f_M是与飞行速度相关的函数，其值为f_M＝1-0.08M^1.45，为弹身的表面积，S为弹身的横截面积，M为导弹飞行的马赫数，D为弹身最大横截面圆的直径。

二、然后利用Gambit软件对不同面型参数的共形整流罩的导弹进行建模，输入Fluent软件中进行仿真，得到不同面型导弹的整流罩的空气阻力系数的大小，再利用(2)式对所得数据进行拟合，进而得到与导弹面型与空气阻力系数的函数关系。

图1为长径比F＝1时，空气阻力系数大小与共形整流罩离心率之间的关系，通过分析可知，当离心率大小接近1时，空气阻力系数变化速率趋于平缓，双曲面面型的整流罩具有最佳的空气动力学性能，即空气阻力最小，图2为整流罩离心率一定时不同长径比与空气阻力系数的关系图(从上到下依次为椭球面型罩、抛物面型整流罩、双曲面型整流罩)，而该图恰好说明了前面的结论，同时也可得到空气阻力系数随长径比的增大而减小，在长径比为2时变化趋势趋于平缓。

由于空气动力学性能是整流罩面型设计的首要因素，通过对比分析可以得到，双曲线面型整流罩的空气阻力系数变化曲线明显低于其他两种面型，因此本发明中设计的共形整流罩面型为双曲面型整流罩，结构形式如图6所示，其厚度d为4mm，口径D为180mm，整流罩长l为180mm，外部双曲面离心率e为1.021，内部双曲面离心率为1.01975。

三、共形导引头的另一个作用就是其属于整个导弹光学成像系统的一个光学元件。进而通过code v光学软件对不同双曲面整流罩，不同长径比F进行建模，通过光线追迹，得到0到40°视场下的均方根波前误差RMS，求其均值为ARMS，然后利用matlab软件拟合出ARMS与双曲面头罩长径比F之间的关系即图3。通过图3可以知道，随着整流罩长径比的增加其波前畸变越大，成像质量越差。

四、隐身与精确制导相结合，能够大幅度提高武器的作战效能。而共型整流罩的又一大特点就是，其相对于其他面型整流罩可以有效的减少雷达散射面积RSC，提升超音速导弹在高速飞行过程中的隐身性能。对于简单面型而言，由于反射面的曲率半径大于波长(红外长波和中波)，利用几何光学原理推导即可。由于双曲面型整流罩的反射面在“亮斑”附近不是旋转对称的，因此可以得到其雷达散射截面：

RSC＝πρ₁ρ₂ (5)；

其中，ρ₁和ρ₂分别为通过亮斑并包含视线会出相互垂直的两个切面的曲率半径。进而也就推出双曲面头罩长径比与其雷达散射截面RSC之间的关系，如图4所示，随着双曲面头罩长径比的增加其雷达散射截面变小，其隐身性能变好。

五、综上建立了共形整流罩面型的综合的评价指标，其表示为：

evadome(F)＝w₁C_f(F)+w₂ARMS(F)+w₃RSC(F) (6)；

w₁为归一化的空气阻力系数C_f(F)的权重，w₂为归一化的不同视场均方根波前误差平均值ARMS(F)的权重，w₃为归一化的雷达散射截面RSC(F)的权重。

六、最后通过综合评价函数进行求解，当双曲面型整流罩长径比为2时其值最小。

Claims (6)

1.共形整流罩最佳面型及参数的设计方法，其特征在于所述方法步骤如下：

一、利用Gambit软件对不同面型参数的共形整流罩的导弹进行建模，输入Fluent软件中进行仿真，得到不同面型导弹的整流罩的空气阻力系数的大小，再利用以下公式对所得数据进行拟合，进而得到与导弹面型与空气阻力系数的函数关系；

$C_{x0}=C_f{f}_{LD}{f}_M\frac{S_{{\mathrm{wet}}_f}}{S}$

式中，C_f为摩擦系数，f_LD为共形整流罩长径比的函数，f_M是与飞行速度相关的函数，为弹身的表面积，S为弹身的横截面积；

二、通过code v光学软件对不同面型参数的共形整流罩的不同长径比进行建模，通过光线追迹，得到0到40°视场下的均方根波前误差RMS，求其均值为ARMS，然后利用matlab软件拟合出ARMS与共形整流罩长径比之间的关系；

三、按照以下公式计算共形整流罩的雷达散射截面：

RSC＝πρ₁ρ₂；

其中，ρ₁和ρ₂分别为通过亮斑并包含视线会出相互垂直的两个切面的曲率半径，进而得出双曲面头罩长径比与其雷达散射截面RSC之间的关系；

四、建立共形整流罩面型的综合的评价指标，其综合评价函数表示为：

evadome(F)＝w₁C_f(F)+w₂ARMS(F)+w₃RSC(F)；

w₁为归一化的空气阻力系数C_f(F)的权重，w₂为归一化的不同视场均方根波前误差平均值ARMS(F)的权重，w₃为归一化的雷达散射截面RSC(F)的权重；

五、通过综合评价函数进行求解，即可得到共形整流罩最佳面型及参数。

2.根据权利要求1所述的共形整流罩最佳面型及参数的设计方法，其特征在于所述C_f大小为：

$C_f=\frac{0.455}{{\[{\log }_{10}\left(\mathrm{Re}\right)\]}^{2.58}};$

Re为雷诺数，大小为Re＝ρVL/μ，其中V为导弹的飞行速度，ρ为空气的密度、μ为粘性系数、L是整个弹身的长度。

3.根据权利要求1所述的共形整流罩最佳面型及参数的设计方法，其特征在于所述f_LD大小为：

$f_{LD}=1+\frac{60}{{(L/D)}^3}+0.025\left(\frac{L}{D}\right);$

D为弹身最大横截面圆的直径、L是整个弹身的长度。

4.根据权利要求1所述的共形整流罩最佳面型及参数的设计方法，其特征在于所述f_M大小为：

f_M＝1-0.08M^1.45；

M为导弹飞行的马赫数。

5.根据权利要求1所述的共形整流罩最佳面型及参数的设计方法，其特征在于所述共形整流罩的最佳面型为双曲面型整流罩，其厚度为4mm，口径为180mm，整流罩长为180mm，外部双曲面离心率为1.021，内部双曲面离心率为1.01975。

6.根据权利要求5所述的共形整流罩最佳面型及参数的设计方法，其特征在于所述双曲面型整流罩的长径比为2。