王大志　張建立

摘 要：靶場試驗(yàn)對飛行器航區(qū)安全控制要求高，飛行器飛行故障狀態(tài)多，安全控制難度大，該文以彈道飛行器飛行動力學(xué)為基礎(chǔ)，根據(jù)飛行器各分系統(tǒng)、各部件的可靠性和重要性提出飛行器飛行中單一的或組合式的典型故障模式，然后再對其中的組合模式故障彈進(jìn)行了彈道仿真。所得結(jié)果用于靶場試驗(yàn)安全控制演練中，對試驗(yàn)的安全控制有一定的幫助作用和指導(dǎo)意義。

關(guān)鍵詞：靶場 安全控制 故障彈道 仿真

中圖分類號：TP391.4 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2013）03（c）-0-02

靶場試驗(yàn)中，要求對飛行器進(jìn)行航區(qū)安全控制，航區(qū)安全控制的準(zhǔn)則之一是確保不誤炸正常彈，不漏炸必須炸毀的故障彈。為此，要充分了解飛行器飛行特性，尤其是對飛行器飛行過程中出現(xiàn)的典型故障加以認(rèn)識和判斷，尤其是大射程飛行器，其飛行速度快，航區(qū)覆蓋范圍大，使飛行器安全控制工作十分困難，動基座飛行器又因其動基座特性增加了更多難度。因?yàn)轱w行器飛行過程中可能出現(xiàn)的故障點(diǎn)非常多，所以只能由飛行器的各分系統(tǒng)、各部件的可靠性和重要性出發(fā)，提出單一的或組合式的典型故障模式，然后再對其進(jìn)行仿真，給出飛行器飛行典型故障彈道，用于安全控制系統(tǒng)演練和試驗(yàn)過程的故障判斷中。該文通過在飛行器飛行過程中加入故障點(diǎn)模擬了故障彈的飛行，并利用計(jì)算機(jī)仿真給出了故障彈道，應(yīng)用于某型動基座飛行器的試驗(yàn)中，對試驗(yàn)的安全控制工作起到了一定的幫助作用和指導(dǎo)意義。

1 彈道飛行動力學(xué)

飛行器在主動段飛行[1]時(shí)，受到的外力有推力，空氣動力，控制力和地球引力；受到的外力矩有穩(wěn)定力矩，控制力矩，阻尼力矩和附加力矩。其運(yùn)動微分方程為：

將該矢量方程在不同的坐標(biāo)系投影可得到不同的運(yùn)動微分方程，該文中選擇發(fā)射慣性坐標(biāo)系。

推力計(jì)算時(shí)要考慮大氣壓力的影響。計(jì)算公式為：

飛行器上采用搖擺發(fā)動機(jī)作為控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)，推力與控制力可以統(tǒng)一考慮，推力在彈體坐標(biāo)系中的投影如下：搖擺發(fā)動機(jī)按十字型配置

控制系統(tǒng)模型將制導(dǎo)信號轉(zhuǎn)化為實(shí)際執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制量，如發(fā)動機(jī)的舵偏角。該文采用簡單的線性放大環(huán)節(jié)。發(fā)動機(jī)舵偏角計(jì)算公式如下：

2 典型故障彈道分析

2.1 故障彈道模式分析

根據(jù)動基座飛行器特點(diǎn)[2]，飛行器發(fā)射點(diǎn)不固定，經(jīng)過初段運(yùn)行后，可能導(dǎo)致慣導(dǎo)平臺轉(zhuǎn)過一個(gè)角度，典型表現(xiàn)為：

飛行器沿射向反向飛行；

飛行器側(cè)向飛行，沿與射向成一定角度飛行；

在飛行器飛行過程中可能發(fā)生發(fā)動機(jī)熄火或爆炸引起故障：

飛行器失去動力，發(fā)生下墜飛行，做自由落體運(yùn)動；

飛行器姿態(tài)角控制系統(tǒng)出現(xiàn)故障，程序角鎖死，典型表現(xiàn)為：

飛行器側(cè)偏飛行，飛行器在飛行過程中向遠(yuǎn)離航區(qū)中心線的一側(cè)飛行；

飛行器飛行超出國境線；

航區(qū)內(nèi)外有許多被保護(hù)目標(biāo)，在航區(qū)安全控制中，劃出一定的區(qū)域來保護(hù)這些目標(biāo)，稱為保護(hù)區(qū)。由于姿態(tài)角故障和發(fā)動機(jī)故障相結(jié)合，導(dǎo)致飛行器墜入某一保護(hù)區(qū)故障：

飛行器墜入保護(hù)區(qū)。

2.2 故障彈道計(jì)算方法

在飛行器發(fā)生故障前，采用彈道動力學(xué)模型計(jì)算彈道，在故障點(diǎn)后，將故障后的姿態(tài)角控制、發(fā)動機(jī)參數(shù)等重新加入到計(jì)算過程中，繼續(xù)進(jìn)行計(jì)算。

下面針對組合故障模式進(jìn)行分析。對于飛行器墜入保護(hù)區(qū)，此時(shí)為組合故障，以下故障全部發(fā)生：發(fā)動機(jī)熄火、偏航角故障、俯仰角故障。

取保護(hù)區(qū)中心點(diǎn)P，飛行器飛行姿態(tài)角故障表現(xiàn)為舵系統(tǒng)鎖死，姿態(tài)角保持為常值，假設(shè)其在二級發(fā)動機(jī)開始工作時(shí)即發(fā)生故障，取偏航程序角ψ=ψ1，使飛行器飛行預(yù)示落點(diǎn)經(jīng)過P點(diǎn)附近（與P點(diǎn)最小距離不大于10公里）；設(shè)發(fā)動機(jī)在其工作過程中出現(xiàn)故障，故障點(diǎn)后飛行器作無動力被動段飛行，取發(fā)動機(jī)失效時(shí)間點(diǎn)t1（二級發(fā)動機(jī)工作以后），同時(shí)結(jié)合俯仰角故障（二級發(fā)動機(jī)工作開始）φ=φ1，使飛行器最終落點(diǎn)在P點(diǎn)附近（與P點(diǎn)最小距離不大于10公里）；再細(xì)調(diào)ψ1、t1、φ1三個(gè)參數(shù)，使飛行器落點(diǎn)最終在P點(diǎn)（與P點(diǎn)最小距離不大于1公里）。調(diào)整落點(diǎn)計(jì)算流程如圖1所示。

3 彈道仿真結(jié)果

以下給出飛行器正常飛行彈道和落入某一保護(hù)區(qū)時(shí)彈道仿真的結(jié)果，只給出和航區(qū)安全控制有關(guān)的x-y曲線，x-z曲線，如圖2、圖3所示。

由正常彈道和故障彈道的X-Y曲線比對可知，飛行器飛行超出管道，沒有達(dá)到預(yù)定高度，可以判定發(fā)動機(jī)或俯仰角去現(xiàn)故障；由X-Z曲線比對可知，飛行器飛行超出管道，發(fā)生偏側(cè)飛行，可以判定偏航角出現(xiàn)故障。

4 結(jié)語

通過對飛行器飛行的故障彈道進(jìn)行仿真，得到了故障彈的飛行彈道，彈道數(shù)據(jù)可以應(yīng)用于安控演練中，輔助安控軍官對飛行器飛行狀態(tài)進(jìn)行了解判斷，提高對突發(fā)故障的實(shí)時(shí)判斷能力，確保飛行器飛行安全和航區(qū)安全。但是在仿真過程中也發(fā)現(xiàn)一些問題，如對故障點(diǎn)選擇帶有一定的隨意性，故障彈道對個(gè)別參數(shù)敏感，需要小心反復(fù)調(diào)試，數(shù)據(jù)輸出的可視化程度不高，在以后的工作中還要進(jìn)一步完善這些方面的內(nèi)容。

參考文獻(xiàn)

[1] 張毅，楊輝耀，李俊莉.彈道導(dǎo)彈彈道學(xué)[M].長沙：國防科技大學(xué)出版社，1999.

[2] 劉蘊(yùn)才.導(dǎo)彈衛(wèi)星測控系統(tǒng)工程（上冊）[M].北京：國防工業(yè)出版社，1996.