羅華鋒，溫瑞珩，張興有（92941部隊(duì)，遼寧葫蘆島125001）

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反艦導(dǎo)彈換裝發(fā)動(dòng)機(jī)鑒定飛行試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)

羅華鋒，溫瑞珩，張興有
（92941部隊(duì)，遼寧葫蘆島125001）

摘要：反艦導(dǎo)彈飛行試驗(yàn)的一項(xiàng)重要工作是檢驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作性能及其他設(shè)備的匹配等?；谪惾~斯理論，利用數(shù)據(jù)綜合技術(shù)設(shè)計(jì)反艦導(dǎo)彈換裝發(fā)動(dòng)機(jī)鑒定飛行試驗(yàn)方案，提出了小樣本情況下彈上設(shè)備的鑒定方法，可為其他彈上設(shè)備鑒定提供重要參考。

關(guān)鍵詞：反艦導(dǎo)彈；導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)；飛行試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)

已列裝反艦導(dǎo)彈通過(guò)換裝性能更加優(yōu)異的發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)增大射程、降低紅外輻射特征、提高可靠性或者增強(qiáng)機(jī)動(dòng)能力，是效費(fèi)比高、周期短的一種技術(shù)方法，也是今后反艦導(dǎo)彈持續(xù)改進(jìn)的發(fā)展方向之一。根據(jù)有關(guān)規(guī)定，導(dǎo)彈更換重要分系統(tǒng)須進(jìn)行設(shè)計(jì)鑒定試驗(yàn)，對(duì)于反艦導(dǎo)彈換裝發(fā)動(dòng)機(jī)而言，設(shè)計(jì)鑒定試驗(yàn)中除了地面試驗(yàn)還必須進(jìn)行導(dǎo)彈飛行試驗(yàn)，以檢驗(yàn)導(dǎo)彈飛行過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)的工作性能，檢驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)與彈上其他設(shè)備工作的協(xié)調(diào)性、匹配性，驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性、安全性，從而評(píng)估其是否達(dá)到導(dǎo)彈研制總要求和發(fā)動(dòng)機(jī)研制任務(wù)書(shū)中規(guī)定的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)要求[1-2]。

1　設(shè)計(jì)鑒定飛行試驗(yàn)考核指標(biāo)及驗(yàn)證方法

反艦導(dǎo)彈換裝發(fā)動(dòng)機(jī)鑒定飛行試驗(yàn)以反艦導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)為鑒定試驗(yàn)對(duì)象，則鑒定試驗(yàn)的重點(diǎn)應(yīng)是考核換裝發(fā)動(dòng)機(jī)后對(duì)導(dǎo)彈的影響，兼顧考核發(fā)動(dòng)機(jī)戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能。

經(jīng)分析，發(fā)動(dòng)機(jī)的總沖、推力、燃燒時(shí)間和電磁兼容性等指標(biāo)，可通過(guò)飛行試驗(yàn)前的地面試驗(yàn)測(cè)得，因而鑒定試驗(yàn)不再對(duì)其進(jìn)行考核；發(fā)動(dòng)機(jī)推力偏心對(duì)導(dǎo)彈彈道控制精度的影響可以通過(guò)半實(shí)物仿真試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證，方法是在發(fā)動(dòng)機(jī)推力、推力偏心和質(zhì)心位置進(jìn)行拉偏的情況下，通過(guò)彈道仿真觀察導(dǎo)彈控制系統(tǒng)能否克服其產(chǎn)生的干擾控制導(dǎo)彈按扇面角進(jìn)行轉(zhuǎn)彎，并且在自控段終點(diǎn)目標(biāo)是否均能位于導(dǎo)引頭航向搜索范圍內(nèi)，因而鑒定試驗(yàn)不再考核；導(dǎo)彈維護(hù)保障體制規(guī)定發(fā)動(dòng)機(jī)在技術(shù)陣地?zé)o需維修、保障，因而無(wú)須考核換裝發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)導(dǎo)彈維修性、保障性的影響[3]。

1.1導(dǎo)彈射程

導(dǎo)彈的最小射程與導(dǎo)彈發(fā)射的扇面角、發(fā)射高度、導(dǎo)彈的自控段距離、末制導(dǎo)段距離有關(guān)，最大射程則主要取決于發(fā)動(dòng)機(jī)推力、燃燒時(shí)間等性能，影響因素有發(fā)射時(shí)載機(jī)速度、發(fā)射前藥柱的溫度。

考核方法：飛行試驗(yàn)各序號(hào)均考核導(dǎo)彈射程是否不小于最大射程；試驗(yàn)中若導(dǎo)引頭出現(xiàn)短期內(nèi)無(wú)法排除的故障，導(dǎo)引頭換裝為模擬導(dǎo)引頭、任務(wù)機(jī)軟件換裝為自控彈狀態(tài)，繼續(xù)進(jìn)行試驗(yàn)，飛行試驗(yàn)各序號(hào)均考核導(dǎo)彈動(dòng)力航程是否不小于最大射程。

1.2導(dǎo)彈速度

導(dǎo)彈速度主要取決于發(fā)動(dòng)機(jī)推力，影響因素有發(fā)射時(shí)載機(jī)速度、發(fā)射時(shí)藥柱的溫度和大氣溫度。

考核方法：將鑒定飛行試驗(yàn)中的遙測(cè)數(shù)據(jù)代入導(dǎo)彈飛行速度數(shù)學(xué)仿真模型，加入發(fā)射時(shí)載機(jī)速度、發(fā)射時(shí)藥柱溫度和大氣溫度等變量進(jìn)行仿真計(jì)算。同時(shí)，結(jié)合實(shí)際飛行試驗(yàn)光測(cè)數(shù)據(jù)，評(píng)定導(dǎo)彈飛行速度是否滿足研制總要求。

1.3發(fā)動(dòng)機(jī)與彈上其他設(shè)備協(xié)調(diào)性、匹配性

發(fā)動(dòng)機(jī)在彈上相對(duì)獨(dú)立。主發(fā)動(dòng)機(jī)前裙與控制艙、助推器后裙與尾艙均通過(guò)徑向螺釘連接。發(fā)動(dòng)機(jī)僅與彈上電氣系統(tǒng)有信息傳遞關(guān)系，接收電氣綜控組合的助推器點(diǎn)火、主發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火電壓。因此，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)與彈上其他設(shè)備協(xié)調(diào)性、匹配性考核內(nèi)容應(yīng)包括：發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火線路性能參數(shù)是否滿足技術(shù)指標(biāo)要求；發(fā)動(dòng)機(jī)與彈上電氣系統(tǒng)工作協(xié)調(diào)性；發(fā)動(dòng)機(jī)與彈上機(jī)械接口的匹配性。

考核方法：結(jié)合導(dǎo)彈發(fā)射前技術(shù)陣地準(zhǔn)備工作，在發(fā)動(dòng)機(jī)檢測(cè)、導(dǎo)彈裝后測(cè)試中，檢測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火線路的性能參數(shù)；在彈上發(fā)控線路檢查中，檢查發(fā)動(dòng)機(jī)與彈上電氣系統(tǒng)工作協(xié)調(diào)性；在發(fā)動(dòng)機(jī)裝配中，檢查發(fā)動(dòng)機(jī)與彈上機(jī)械接口的匹配性。鑒定試驗(yàn)中，因樣本十分有限，要求在發(fā)射陣地和飛行試驗(yàn)中不能發(fā)生任何發(fā)動(dòng)機(jī)與彈上其他設(shè)備協(xié)調(diào)性、匹配性問(wèn)題。

1.4導(dǎo)彈安全性

發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)導(dǎo)彈安全性的影響主要是發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火、工作安全性。通常，導(dǎo)彈研制總要求均明確指出助推器點(diǎn)火要安全可靠，要求發(fā)動(dòng)機(jī)安全性設(shè)計(jì)符合GJBz 20296-95《海軍導(dǎo)彈及其設(shè)備安全性要求》。[4]

考核方法：鑒定試驗(yàn)中，考慮到樣本十分有限，要求在技術(shù)陣地、發(fā)射陣地和飛行試驗(yàn)中不能出現(xiàn)任何因發(fā)動(dòng)機(jī)引起的安全性問(wèn)題。

1.5發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性

根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)研制任務(wù)書(shū)中的可靠性指標(biāo)，采取二項(xiàng)分布的貝葉斯概率比假設(shè)檢驗(yàn)方法[5-7]。

2　飛行試驗(yàn)檢驗(yàn)方案的設(shè)計(jì)思路

檢驗(yàn)方案設(shè)計(jì)的主要目的是充分檢驗(yàn)產(chǎn)品的性能及可靠性，合理分配錯(cuò)判風(fēng)險(xiǎn)，并具有良好的經(jīng)濟(jì)性。根據(jù)反艦導(dǎo)彈的主要作戰(zhàn)任務(wù)和技術(shù)指標(biāo)特點(diǎn)，以及鑒定飛行試驗(yàn)的主要目的，在設(shè)計(jì)檢驗(yàn)方案時(shí)，以考核發(fā)動(dòng)機(jī)任務(wù)可靠度為主，同時(shí)兼顧考核導(dǎo)彈動(dòng)力航程、飛行速度、發(fā)動(dòng)機(jī)與彈上其他設(shè)備協(xié)調(diào)性及發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能等技術(shù)指標(biāo)。為此，方案設(shè)計(jì)采取貝葉斯概率比假設(shè)檢驗(yàn)方法。

2.1建立假設(shè)檢驗(yàn)

設(shè)有簡(jiǎn)單假設(shè)如下：

2.2確定驗(yàn)前信息

1）發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)及其綜合[8-9]。根據(jù)GJB 1026A-99《固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)通用規(guī)范》4.4.2鑒定檢驗(yàn)的項(xiàng)目與要求，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)狀態(tài)一致時(shí)，鑒定檢驗(yàn)前取得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，可以作為鑒定數(shù)據(jù)的一部分參加統(tǒng)計(jì)評(píng)定。鑒定檢驗(yàn)前取得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)應(yīng)為發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)狀態(tài)固化后的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。例如，某型發(fā)動(dòng)機(jī)的鑒定檢驗(yàn)前地面試驗(yàn)主要有發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)試6枚，主發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)8枚，助推器地面試車(chē)8枚，試驗(yàn)結(jié)果均為成功。將上面的8個(gè)主發(fā)動(dòng)機(jī)及8個(gè)助推器分系統(tǒng)成敗型信息按下式進(jìn)行綜合：式（1）、（2）中：N為系統(tǒng)試驗(yàn)總次數(shù)；S為系統(tǒng)試驗(yàn)成功次數(shù)；Ni為分系統(tǒng)試驗(yàn)總次數(shù)；Si為分系統(tǒng)試驗(yàn)成功次數(shù)。

經(jīng)計(jì)算，綜合后的數(shù)據(jù)為8枚，加上聯(lián)試的6枚，驗(yàn)前發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)為14枚。

2）將發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)。為了充分利用試驗(yàn)信息，將發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)與飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行綜合，首先要確定發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換為飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的環(huán)境因子KUB。

飛行試驗(yàn)結(jié)果為(S1,F1)，地面試驗(yàn)結(jié)果為(S2,F2)，Si,Fi(i=1,2)分別為成功數(shù)和失敗數(shù)，當(dāng)置信度為γ′時(shí)，環(huán)境因子KUB由下式確定：式（3）中：A=[β(F,S)?β(F,S)]-1。

1122

經(jīng)計(jì)算，KUB≈0.999。由于環(huán)境因子KUB接近1，所以取其等于1。

將地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)用KUB轉(zhuǎn)換為飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，即(N2,S2)轉(zhuǎn)換為(N2/KUB,S2)，轉(zhuǎn)換后，發(fā)動(dòng)機(jī)驗(yàn)前信息(14,14 )，如果考慮試驗(yàn)前結(jié)果（假設(shè)為[2，2]），則鑒定試驗(yàn)前可以獲得發(fā)動(dòng)機(jī)的驗(yàn)前信息預(yù)計(jì)為16枚。采用貝葉斯方法對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)可靠性進(jìn)行檢驗(yàn)，因而驗(yàn)前信息N0、S0為16、16。

2.3檢驗(yàn)判據(jù)

當(dāng)鑒定試驗(yàn)數(shù)為N，其成功數(shù)為SN時(shí)，對(duì)上述簡(jiǎn)單假設(shè)作出的判據(jù)如下：1

）當(dāng)SN≥K(π0、R0、d)時(shí)，接受H0；

2）當(dāng)SN

K(π0、R0、d)由式（4）確定：

2.4確定驗(yàn)前概率

式（4）中，π0為驗(yàn)前概率P(H0)，π1=1-π0，即P(H1)=1-P(H0)，而π0由式（5）確定[10-15]：式（5）中，N0、S0為驗(yàn)前試驗(yàn)數(shù)據(jù)，可以通過(guò)地面試驗(yàn)和鑒定試驗(yàn)前的試驗(yàn)獲取。

2.5雙方的風(fēng)險(xiǎn)率

貝葉斯假設(shè)檢驗(yàn)雙方承擔(dān)的平均風(fēng)險(xiǎn)分別由式（6）、（7）確定：

2.6檢驗(yàn)方案

若取發(fā)動(dòng)機(jī)任務(wù)可靠度指標(biāo)為0.99，即R0為0.99，參考整產(chǎn)品飛行可靠性評(píng)估，檢出下限R1為0.85，假設(shè)鑒定試驗(yàn)數(shù)N分別為3或2時(shí)，驗(yàn)前信息S0、F0為（16，0）情況下，分別求出判別合格數(shù)見(jiàn)表1，則貝葉斯假設(shè)檢驗(yàn)方案見(jiàn)表2。

表1　鑒定試驗(yàn)數(shù)為2、3時(shí)合格判定數(shù)Tab.1 Acceptance number when the identification number of test is 2 or 3

表2　貝葉斯假設(shè)檢驗(yàn)方案Tab.2 Testing project of Baes hpothesis

表2　貝葉斯假設(shè)檢驗(yàn)方案Tab.2 Testing project of Baes hpothesis

π0nsαπ0βπ1 3 30.0190.057 0.909320.000 10.086 2 20.0130.058

根據(jù)雙方風(fēng)險(xiǎn)盡可能接近的方案選取原則，確定鑒定飛行試驗(yàn)的評(píng)定標(biāo)準(zhǔn)為：當(dāng)鑒定的3發(fā)導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)全部工作正常時(shí)，判定接受該產(chǎn)品。

3　結(jié)束語(yǔ)

本文針對(duì)反艦導(dǎo)彈彈上單項(xiàng)設(shè)備鑒定的指標(biāo)體系和方案設(shè)計(jì)思路進(jìn)行了分析，特別是提出了小樣本情況下利用數(shù)據(jù)綜合技術(shù)對(duì)彈上設(shè)備進(jìn)行鑒定的思路方法。該方法已在某型反艦導(dǎo)彈換裝發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)鑒定中得到驗(yàn)證，證明了方案設(shè)計(jì)的合理可行性。

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Qualification Flight Test Project Designn of Anti-Ship Missile Replaced Enginee

LUO Hua-feng, WEN Rui-heng, ZHANGing-ou
（The 92941stUnit of PLA, Huludao Liaoning 125001, China）

Abstrraacctt:: It’s an important work to anti-ship missile flight test to check the working performance of the engine, and the matching of other equipment. Based on Baes theor, the technique of the data snthesizes was used to design the qualifica?tion flight test project of anti-ship missile that it’s rengine was replaced. A qualification method of missile equipment was put forward in the case of small samples. The method might provide an important reference for other missile equipments’qualification.

作者簡(jiǎn)介：羅華鋒（1974-），男，高工，碩士。

收稿日期：2014-06-08；

DOI:10.7682/j.issn.1673-1522.2015.02.014

文章編號(hào)：1673-1522（2015）02-0161-04

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

中圖分類(lèi)號(hào)：TJ761.1+4

修回日期：2015-01-14