齊竹昌,張 杰,張 意,張鵬飛,楊 波

(中國兵器工業(yè)第203研究所,西安 710065)

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低速滾轉(zhuǎn)末制導(dǎo)炮彈高原適應(yīng)性改進方法研究

齊竹昌,張 杰,張 意,張鵬飛,楊 波

(中國兵器工業(yè)第203研究所,西安 710065)

為解決低速滾轉(zhuǎn)末制導(dǎo)炮彈在高原環(huán)境下的適應(yīng)性問題,對低速滾轉(zhuǎn)末制導(dǎo)炮彈在不同海拔條件下飛行特性進行研究,分析了高海拔條件的環(huán)境特性,末制導(dǎo)炮彈在不同海拔條件下的轉(zhuǎn)速和過載變化特性,彈體增益和彈體阻尼的變化情況,提出了低速滾轉(zhuǎn)末制導(dǎo)炮彈在高原環(huán)境下使用的改進方法,并以某低速滾轉(zhuǎn)末制導(dǎo)炮彈為例進行了彈道仿真,驗證了分析結(jié)果和改進方法的正確性,為低速滾轉(zhuǎn)末制導(dǎo)炮彈的高原適應(yīng)性設(shè)計和改進提供了參考依據(jù)。

末制導(dǎo)炮彈;高原適應(yīng)性;彈體特性;飛行特性

0 引言

為實現(xiàn)遠程精確打擊的作戰(zhàn)要求,末制導(dǎo)炮彈以高精度、低成本的特點在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中大量使用[1-2]。在末制導(dǎo)炮彈進行高原射擊試驗中,由于環(huán)境參數(shù)變化較大,末制導(dǎo)炮彈出現(xiàn)制導(dǎo)精度下降,脫靶量增加,影響末制導(dǎo)炮彈在戰(zhàn)場環(huán)境中的正常使用[3-4]。

針對末制導(dǎo)炮彈在高原環(huán)境下出現(xiàn)的適應(yīng)性問題,文中通過對高原環(huán)境特性及末制導(dǎo)炮彈在高原環(huán)境下的飛行特性進行理論分析,根據(jù)高原環(huán)境對末制導(dǎo)炮彈飛行過程中造成的影響提出改進方法,最后通過彈道仿真對改進方法進行驗證。

1 高原環(huán)境特性分析

在標準大氣模型[5]中,海拔高度小于11 km時,大氣溫度隨高度呈線性下降,海拔每升高1 000 m,大氣溫度下降約6.5 ℃。大氣壓強、大氣密度、大氣溫度和聲速隨海拔高度的變化情況如圖1和圖2所示。從0海拔到4 500 m海拔,大氣溫度由288.15 K下降至258.9 K,下降了29.25 K,降低了10%。大氣壓強由0.101 325 MPa減小至0.057 85 MPa,減小了0.043 5 MPa,降低42%。

圖1 大氣壓強和大氣密度隨高度變化情況

影響末制導(dǎo)炮彈飛行狀態(tài)的主要外界環(huán)境因素為動壓和聲速的變化,動壓與大氣密度相關(guān),大氣密度隨海拔高度的變化可根據(jù)式(1)得到。聲速與溫度相關(guān),聲速的計算公式如式(2)所示。

圖2 大氣溫度和聲速隨高度變化情況

(1)

(2)

對于11 km以下高度的標準大氣,γ=1.4,R=287.14 J/(kg·K),大氣密度由0海拔的1.225 kg/m3減小至4 500 m海拔的0.777 9 kg/m3,減小了0.444 7 kg/m3,為0海拔密度的63.5%;聲速只隨大氣溫度變化,聲速從0海拔的340.29 m/s減小至4 500 m海拔的322.6 m/s,減小了5.2%。

大氣密度的變化直接影響導(dǎo)彈飛行過程中的動壓變化,相同飛行速度時,高海拔時的動壓小于低海拔動壓;而溫度的變化使聲速改變,從而影響馬赫數(shù)的變化,相同飛行速度時,高海拔時的飛行馬赫數(shù)高于低海拔。

2 末制導(dǎo)炮彈飛行特性影響分析

高原環(huán)境的特性造成動壓和聲速的變化,直接影響末制導(dǎo)炮彈的飛行特性,與0海拔條件相比,主要表現(xiàn)為飛行彈道、飛行轉(zhuǎn)速、過載能力及彈體動力系數(shù)等的變化,因此研究末制導(dǎo)炮彈在高海拔條件下的飛行特性變化是對其進行高原適應(yīng)性改進的依據(jù)。

2.1 飛行彈道影響分析

末制導(dǎo)炮彈彈道特點是出炮口的初速僅與發(fā)射裝藥相關(guān),相同發(fā)射裝藥時出炮口的速度基本不變。由于高原環(huán)境大氣密度的減小,末制導(dǎo)炮彈在整個彈道飛行過程中阻力減小,相同射角時,末制導(dǎo)炮彈的彈道高度增高,飛行距離增加,落點速度增大。某末制導(dǎo)炮彈在不同海拔條件下的飛行彈道和飛行速度曲線如圖3和圖4所示。

圖3 不同海拔條件下的彈道曲線

圖4 不同海拔條件下的速度曲線

2.2 飛行轉(zhuǎn)速影響分析

低速滾轉(zhuǎn)彈繞質(zhì)心旋轉(zhuǎn)的動力學(xué)方程[6]為:

(3)

通常低速滾轉(zhuǎn)彈體的轉(zhuǎn)速是通過彈翼斜置角來提供賦旋力矩,并且對滾轉(zhuǎn)通道不進行控制,當忽略附加阻尼力矩時,轉(zhuǎn)速達到穩(wěn)定的條件為滾轉(zhuǎn)方向合力矩為零,即:

(4)

則彈體穩(wěn)定時的轉(zhuǎn)速為:

(5)

圖5 不同海拔條件下的轉(zhuǎn)速與速度關(guān)系

2.3 過載能力影響分析

末制導(dǎo)炮彈命中運動目標的能力由彈體最大過載決定,彈體的最大可用過載為最大舵偏角時所對應(yīng)平衡攻角條件下的過載,最大可用過載可表示為:

(6)

根據(jù)瞬時平衡假設(shè),最大平衡攻角為:

(7)

與0海拔條件相比,由于高原環(huán)境下空氣密度的減小,使高原環(huán)境下相同馬赫數(shù)或相同速度所對應(yīng)的動壓較小。因此,相同馬赫數(shù)或相同速度所對應(yīng)的最大可用過載要小。某末制導(dǎo)炮彈0海拔與4 500m海拔最大可用過載之比隨速度的變化關(guān)系如圖6所示。

圖6 0海拔與4 500 m海拔最大可用過載之比

2.4 控制參數(shù)影響分析

高原環(huán)境對彈體控制參數(shù)的影響主要表現(xiàn)在彈體動力系數(shù)的變化造成的彈體增益和彈體阻尼[4]的改變。

彈體增益KM和彈體阻尼ξM為:

(8)

(9)

(10)

(11)

3 高原適應(yīng)性改進方法

根據(jù)前面對末制導(dǎo)炮彈在高原環(huán)境下的飛行特性影響分析,高原條件下影響末制導(dǎo)炮彈命中精度的主要原因是:1)過載能力的降低;2)彈體轉(zhuǎn)速變化帶來的舵機和導(dǎo)引頭延遲補償?shù)母淖?3)彈體增益的變化造成的末段比例導(dǎo)引系數(shù)的減小;4)彈體阻尼的減小造成末制導(dǎo)段彈體姿態(tài)角振蕩加劇。因此,對于末制導(dǎo)炮彈進行高原適應(yīng)性改進時,需要從增加彈體過載能力,補償轉(zhuǎn)速改變造成延遲時間的變化,補償彈體末制導(dǎo)段比例導(dǎo)引系數(shù),增加彈體阻尼等方面進行考慮。

3.1 末制導(dǎo)段最小速度的限制

通過不同海拔條件下過載能力的分析,末制導(dǎo)炮彈在相同速度條件下,高海拔的過載能力要小于低海拔的過載能力,而要完成相同視場的目標打擊要求,其過載必須滿足要求,因此在高海拔時需要增加彈體的過載能力。

增加彈體的過載能力可以有多種不同的方式。如增加舵面展長和彈翼展長,這種方法雖然能實現(xiàn)過載能力的增加,但改變了彈體的外形結(jié)構(gòu),造成彈體其他參數(shù)的變化,因此該方法不適用于對末制導(dǎo)炮彈對高原適應(yīng)性的改進。另一種增加過載的方法為增加彈體的末制導(dǎo)段的速度,由速度與過載的對應(yīng)關(guān)系可以確定出滿足過載要求時的最小末制導(dǎo)段的飛行速度,通過控制末制導(dǎo)段的最小速度來保證過載能力的要求。由于高原環(huán)境空氣密度的減小,末制導(dǎo)段的速度本身就較高,因此,可以利用該特點來滿足末制導(dǎo)段的過載能力要求。

3.2 轉(zhuǎn)速改變的補償

根據(jù)前面分析,轉(zhuǎn)速與速度基本成線性關(guān)系,因此在保證4 500 m海拔條件下的最小過載要求時,末制導(dǎo)段的飛行轉(zhuǎn)速要高于0海拔時的飛行轉(zhuǎn)速。對于采用控制部件安裝偏置角來進行舵機延遲補償和導(dǎo)引頭光電周期補償?shù)哪┲茖?dǎo)炮彈而言,轉(zhuǎn)速的大幅度增加會造成舵機指令和導(dǎo)引頭指令的滯后,使彈體的控制力無法在正確的方向上進行作用,從而造成脫靶。

彌補由于轉(zhuǎn)速變化而造成的控制指令偏離的方法主要有兩種,其一為修改控制部件的安裝偏置角,使末制導(dǎo)炮彈在高轉(zhuǎn)速下輸出正確的控制指令;其二為修改控制系統(tǒng),通過測量炮彈的飛行轉(zhuǎn)速,對控制指令進行補償,確?？刂浦噶钅茉谡_的方向上進行作用。

3.3 比例導(dǎo)引系數(shù)的補償

末制導(dǎo)段的比例導(dǎo)引控制系統(tǒng)回路[7]如圖7所示,比例系數(shù)K=Kδ·KM,要確保末制導(dǎo)段的命中精度和落角要求,就必須保證不同海拔條件下的比例系數(shù)K保持不變。由于彈體增益KM的減小,為使比例系數(shù)K保持不變,必須增大指令利用系數(shù)Kδ。如對于4 500 m海拔末速為270 m/s時,要保證比例系數(shù)保持不變,則指令利用系數(shù)應(yīng)為0海拔210 m/s末速時的1.225倍。

圖7 末制導(dǎo)段的比例導(dǎo)引回路框圖

3.4 彈體阻尼的補償

忽略氣動參數(shù)的小量變化,末制導(dǎo)炮彈的彈體阻尼只與大氣密度相關(guān),4 500 m海拔條件下的阻尼為0海拔時的80%,彈體阻尼的減小會造成彈體姿態(tài)角振蕩的加劇,因此要擬制或減小彈體姿態(tài)角的振蕩,在高原條件下可以通過增加彈體阻尼回路來改善彈體阻尼,彈體阻尼回路的系統(tǒng)框圖如圖8所示。通過調(diào)節(jié)阻尼回路系數(shù)ξN,可以使彈體阻尼能夠與0海拔條件時保持相同結(jié)果。

圖8 彈體阻尼回路框圖

4 仿真驗證

根據(jù)低速滾轉(zhuǎn)末制導(dǎo)炮彈在高原環(huán)境下的飛行特性影響分析和高原適應(yīng)性的改進方法,對某末制導(dǎo)炮彈在不同海拔條件下改進前后進行彈道仿真,仿真結(jié)果的速度曲線如圖9所示,側(cè)向位置曲線如圖10所示。

圖9 不同狀態(tài)條件下的速度曲線

圖10 不同狀態(tài)下的側(cè)向距離曲線

仿真中0海拔條件下的末制導(dǎo)段速度為220 m/s,過載能力滿足要求,可以精確命中側(cè)向200 m位置的目標。以同樣的彈體狀態(tài)進行4 500 m海拔彈道仿真,為滿足過載要求,將末制導(dǎo)段的速度控制在260 m/s以上,結(jié)果側(cè)向落點與目標偏差35.1 m,未能命中目標,同時由于滾轉(zhuǎn)角速度的增大,控制力方向偏離,使滑翔段側(cè)向偏差增大。對于側(cè)向偏差可以通過炮位射向調(diào)整進行修正,修正射向后,側(cè)向偏差減小,但由于彈體增益和彈體阻尼的變化,仍距離目標有3.2 m的脫靶量。根據(jù)高原適應(yīng)性改進方法對彈體轉(zhuǎn)速、比例導(dǎo)引系數(shù)和彈體阻尼進行補償,補償后末制導(dǎo)炮彈滑翔段的側(cè)向偏離減小,并能準確命中側(cè)向200 m位置的目標,驗證了末制導(dǎo)炮彈高原適應(yīng)改進方法的正確性和有效性。

5 結(jié)論

文中通過分析高原環(huán)境特性,對末制導(dǎo)炮彈飛行特性在高原環(huán)境下受到的影響進行了理論分析,主要分析了末制導(dǎo)炮彈的飛行彈道、飛行轉(zhuǎn)速、過載能力及彈體增益和彈體阻尼在高原環(huán)境中的變化情況。根據(jù)高原環(huán)境對末制導(dǎo)炮彈飛行過程中造成的影響,提出了限制末制導(dǎo)段的最小速度、進行轉(zhuǎn)速改變的補償、比例導(dǎo)引系數(shù)的補償及彈體阻尼的補償?shù)雀倪M方法進行高原適應(yīng)性改進。最后通過彈道仿真對改進方法進行驗證,為低速滾轉(zhuǎn)末制導(dǎo)炮彈的高原適應(yīng)性設(shè)計和改進提供了參考依據(jù)。

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Research of Plateau Adaptability Modification Approach for Low-speed Roll Terminal-guidance Projectile

QI Zhuchang,ZHANG Jie,ZHANG Yi,ZHANG Pengfei,YANG Bo

(No.203 Research Institute of China Ordnance Industries, Xi’an 710065, China)

To solve plateau adaptability problems of low-speed roll terminal guidance projectile, flight characteristics of low-speed roll terminal guidance projectile at different altitude were researched. Changes of environment characteristics, rotational speed, overload, missile gain and damping characteristics of the terminal-guidance projectile at high altitude were analyzed. The plateau adaptability modification approaches for the low-speed roll terminal-guidance projectile were provided based on the analysis results. The analysis results and modification approaches’ availability were verified by trajectory simulation of one low-speed roll terminal guidance projectile. The modification approaches can provide reference for plateau adaptability of low-speed roll terminal-guidance projectile design and modification.

terminal guidance projectile; plateau adaptability; missile body characteristics; flight characteristic

2015-10-16

齊竹昌(1989-),男,陜西西安人,碩士,研究方向:導(dǎo)彈總體設(shè)計。

TJ413.6

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