CAJ | 학술논문

为了提高制导航弹的射程,在滑翔增程技术研究基础上提出了远程卫星制导炸弹的气动布局方案,即采取大展弦比上弹翼、“×”形全动尾舵的正常式气动布局,通过计算选择了外形参数.对所提出的外形方案进行了风洞测力实验.实验条件为:滚转角(φ)=0(弹翼水平,尾翼呈“×”形),22.5°,45.0°;马赫数Ma=0.6,0.8,1.0;攻角α=0～12°;舵偏角δ=0,δz=-5°,-10°(俯仰控制),δy=-5°,-10°(偏航控制),δr=-5°,-10°(滚转控制).模型有弹翼张开与折叠两种状态.实验结果表明,所设计的卫星制导炸弹的纵向稳定性与操纵性协调匹配,全动尾舵的控制效率很高,最有利于滑翔飞行的攻角为αopt=4°～6°,最大升阻比Kmax＞10,在12 km高度投弹,射程可达到120 km以上.
위료제고제도항탄적사정,재활상증정기술연구기출상제출료원정위성제도작탄적기동포국방안,즉채취대전현비상탄익、“×”형전동미타적정상식기동포국,통과계산선택료외형삼수.대소제출적외형방안진행료풍동측력실험.실험조건위:곤전각(φ)=0(탄익수평,미익정“×”형),22.5°,45.0°;마혁수Ma=0.6,0.8,1.0;공각α=0～12°;타편각δ=0,δz=-5°,-10°(부앙공제),δy=-5°,-10°(편항공제),δr=-5°,-10°(곤전공제).모형유탄익장개여절첩량충상태.실험결과표명,소설계적위성제도작탄적종향은정성여조종성협조필배,전동미타적공제효솔흔고,최유리우활상비행적공각위αopt=4°～6°,최대승조비Kmax＞10,재12 km고도투탄,사정가체도120 km이상.