邢國強, 劉旭暉, 王改娣

(1. 中國人民解放軍91439部隊, 遼寧 大連, 116041; 2. 中國船舶重工集團公司 第705研究所, 陜西 西安,710077)

火箭助飛魚雷無傘段氣動參數(shù)辨識及對姿態(tài)變化影響

邢國強1, 劉旭暉2, 王改娣2

(1. 中國人民解放軍91439部隊, 遼寧 大連, 116041; 2. 中國船舶重工集團公司 第705研究所, 陜西 西安,710077)

火箭助飛魚雷在雷箭分離后的無傘段運動特性關(guān)系到雷箭分離的安全性, 是影響飛行試驗成敗的關(guān)鍵環(huán)節(jié), 而與運動特性相關(guān)的氣動特性則是決定飛行穩(wěn)定性的主要因素。由于風洞試驗的局限性, 難以獲得魚雷各種飛行姿態(tài)下的氣動特性, 對魚雷實航現(xiàn)象分析造成了困擾。文章在對火箭助飛魚雷無傘段氣動布局和運動特點分析的基礎(chǔ)上, 給出了利用實航飛行試驗外測數(shù)據(jù)進行氣動參數(shù)辨識的方法, 并獲得魚雷大姿態(tài)變化下的真實氣動參數(shù), 彌補了風洞試驗的不足。將辨識結(jié)果應(yīng)用到助飛魚雷實航試驗無傘段大姿態(tài)變化仿真中, 復現(xiàn)了與實航一致的姿態(tài)角變化規(guī)律, 證明了該方法的正確性。該方法還可應(yīng)用到其他空投魚雷的無傘段特性研究中。

火箭助飛魚雷; 雷箭分離; 無傘段運動; 參數(shù)辨識

0 引言

火箭助飛魚雷(以下簡稱助飛魚雷)又稱反潛導彈, 由水面艦艇或潛艇發(fā)射, 火箭運載體攜帶飛行, 到達預定入水點上方投放, 再經(jīng)空中雷傘段飛行入水, 是可實現(xiàn)自動搜索、跟蹤與攻擊目標潛艇的中遠程反潛武器。助飛魚雷空中彈道一般分為助推段、巡航段和雷傘段, 其中, 雷箭分離后的雷傘段初期, 即降落傘未打開期間的無傘段, 魚雷的運動特性直接影響到雷箭分離的安全性, 是助飛魚雷研制中必須解決的關(guān)鍵技術(shù)之一,而與運動特性相關(guān)的氣動特性則是決定飛行穩(wěn)定性的重要因素[1-2]。

目前公開發(fā)表的關(guān)于助飛魚雷的彈道研究[3-9]均未涉及到氣動特性對彈道方面的影響, 也沒有關(guān)聯(lián)到雷箭分離后的無傘段彈道。文獻[10]對助飛魚雷分離過程多體動力學進行了建模和仿真,其研究目的是防止多體之間發(fā)生干涉或碰撞, 也屬于雷箭分離后無傘段研究范疇, 沒有涉及到氣動參數(shù)變化的影響。文中研究范疇屬于雷箭分離后的無傘段彈道, 重點研究氣動特性對魚雷姿態(tài)變化的影響, 以及如何通過實測數(shù)據(jù)辨識出無傘段大姿態(tài)變化下真實的氣動特性, 以彌補風洞試驗的不足, 并在魚雷實際飛行中得到應(yīng)用。

眾所周知, 助飛魚雷研制過程中涉及到系統(tǒng)多、專業(yè)面廣、配套單位多、協(xié)作范圍大、試驗難度大等一系列問題, 為了保證助飛魚雷實航飛行試驗的成功實施, 在多部門多機構(gòu)多兵力大力協(xié)調(diào)和合作的同時, 需要采取多種測試手段獲取有效的試驗數(shù)據(jù), 尤其需要跟蹤和抓拍雷箭分離過程的飛行情況, 以便獲取寶貴的分離數(shù)據(jù), 用于分析雷箭分離安全性, 并作為評價飛行試驗成敗的重要依據(jù)。

文中針對助飛魚雷雷箭分離的安全性, 通過對分離后戰(zhàn)斗載荷無傘段運動特點和氣動參數(shù)局限性分析, 試圖找出影響魚雷無傘段姿態(tài)變化的主要因素, 利用實航飛行試驗外測數(shù)據(jù), 進行了氣動參數(shù)辨識方法的研究, 并將研究結(jié)果應(yīng)用到實航試驗無傘段大姿態(tài)變化現(xiàn)象的仿真中, 根據(jù)仿真結(jié)果來驗證研究結(jié)果的正確性。

1 無傘段運動特點和氣動參數(shù)局限性

1.1 無傘段運動特點及約束

助飛魚雷的無傘段指從雷箭分離開始至降落傘打開的運動階段, 文獻[11]對該階段的運動穩(wěn)定性進行了常規(guī)分析與研究, 但并沒有考慮各種因素對魚雷運動穩(wěn)定性的影響。實際上無傘段運動是一個很復雜的動態(tài)過程, 包括了魚雷與運載體和分離組件的分離、魚雷上各種拉拔繩動作以及其他干擾等, 通過分析, 助飛魚雷無傘段運動具有以下特點:

1) 魚雷經(jīng)歷了有約束到無控制無動力的自由飛行狀態(tài);

2) 受運載體和分離組件影響, 分離初期魚雷處在時變、有界的氣流場中, 所受氣動力具有復雜時變的非常規(guī)特性;

3) 分離組件與雷體之間的各種拉繩拉直斷開時的瞬態(tài)干擾, 會對魚雷運動姿態(tài)產(chǎn)生影響;

4) 雷體本身具有靜不穩(wěn)定性, 容易受到外界干擾, 導致運動發(fā)散;

5) 魚雷姿態(tài)較大變化, 可能會導致與運載體殘骸或分離組件的干涉或碰撞。

綜上所述, 受雷體本身特性和復雜分離過程影響, 助飛魚雷無傘段運動具有時變非定常不穩(wěn)定特性, 雖然在設(shè)計上通過采取對雷箭分離參數(shù)約束、降落傘設(shè)計參數(shù)要求、開傘動作時序規(guī)定等措施, 來實現(xiàn)雷箭安全分離和雷傘空中運動的減速和穩(wěn)定, 但是一旦受到外界干擾, 魚雷無傘段仍會出現(xiàn)大姿態(tài)變化, 這將給雷箭分離安全性帶來嚴重影響, 因此, 有必要對無傘段運動氣動特性及對運動姿態(tài)影響進行分析研究。

1.2 無傘段氣動參數(shù)局限性

雷箭分離后的助飛魚雷一般由戰(zhàn)斗載荷和空投附件組成。以美國傾斜發(fā)射的RUR-5A“阿斯洛克” 助飛魚雷為例, 其戰(zhàn)斗載荷為MK46魚雷,配置的空投附件包括頭帽、螺旋槳保護罩和空中穩(wěn)定裝置(降落傘), 如圖1所示。

圖 1中, 空投附件主要功能是改善魚雷空中飛行時的氣動特性, 減小氣動阻力, 降低戰(zhàn)斗載荷入水沖擊載荷。其中, 頭帽用于保護戰(zhàn)斗載荷頭部的聲學裝置在空中飛行和入水過程中不受損壞; 螺旋槳保護罩用于保護魚雷螺旋槳不受損壞,并在魚雷空中飛行階段防止螺旋槳在氣動力作用下轉(zhuǎn)動; 空中穩(wěn)定裝置在雷箭分離后, 按預定程序完成開傘, 實現(xiàn)對戰(zhàn)斗載荷的穩(wěn)定和減速, 滿足入水速度和姿態(tài)角等參數(shù)要求。因此, 空投附件安裝在戰(zhàn)斗載荷上后, 將改變戰(zhàn)斗載荷原有的流體動力布局, 使其具有完全不同于水下流體動力特性的氣動特點。

圖1 MK46魚雷空投附件配置Fig. 1 Configuration of MK46 torpedo airdrop accessories

工程上, 一般要通過風洞試驗獲得助飛魚雷相似使用條件下的氣動參數(shù), 但受試驗經(jīng)費、試驗?zāi)Ｐ?、試驗條件和試驗環(huán)境等因素限制, 風洞試驗一般是在有限的風速和攻角條件下進行, 不可能全部覆蓋助飛魚雷飛行速度和姿態(tài)角變化范圍, 況且試驗中不可避免地存在測量誤差、安裝誤差和天平誤差等[12], 這些誤差會對試驗數(shù)據(jù)處理帶來一定影響。因此, 由風洞試驗所得到的氣動參數(shù)與真實氣動參數(shù)會存在一定誤差, 不能完全真實地反映魚雷各種工況下的氣動特性, 尤其是大姿態(tài)運動下的氣動特性。

為此, 文中將利用助飛魚雷空中飛行試驗中獲得的實測數(shù)據(jù), 根據(jù)相關(guān)理論和專業(yè)知識, 建立數(shù)學模型, 通過氣動參數(shù)辨識方法, 得到魚雷真實運動狀態(tài)下的氣動特性。

2 無傘段氣動參數(shù)辨識

2.1 辨識方法

在助飛魚雷實航飛行試驗中, 為了對魚雷飛行情況進行跟蹤和監(jiān)測, 一般在飛行航道布置有各種測試設(shè)備, 通過這些外測設(shè)備可得到魚雷飛行過程中的位置坐標和運動姿態(tài), 基于這些原始數(shù)據(jù)進行魚雷氣動參數(shù)辨識。圖2給出了氣動參數(shù)辨識流程。

根據(jù)圖 2流程, 以魚雷俯仰力矩系數(shù)為例,給出氣動參數(shù)辨識中有關(guān)計算公式。

1) 俯仰力矩zM

圖2 氣動參數(shù)辨識流程Fig. 2 Identification process of aerodynamic parameter

式中:zJ為魚雷轉(zhuǎn)動慣量; θ˙˙為數(shù)據(jù)處理得到的俯仰角加速度。

2) 飛行速度V和彈道傾角Θ

根據(jù)數(shù)據(jù)處理得到的發(fā)射坐標系中位置坐標(,,)x y z進行速度計算, 為了盡量減小數(shù)據(jù)處理帶來的誤差, 一般取相鄰 6點坐標位移差除以時間間隔得到速度分量, 即

3) 飛行攻角α

由外測數(shù)據(jù)處理得到魚雷俯仰角θ和彈道傾角Θ后, 飛行攻角估算如下

4) 俯仰力矩系數(shù) mz

假設(shè)在雷箭分離后雷體沒有受到任何其他干擾力和干擾力矩的影響, 則式(1)中的俯仰力矩由2部分組成, 一部分由攻角 α產(chǎn)生, 一部分由預置水平舵角 δe產(chǎn)生, 即 mz= mz( α) + mz( δe)。一般情況下, 魚雷空中水平舵角 δe=0, 所以合力矩就是由攻角產(chǎn)生的俯仰力矩, 俯仰力矩系數(shù)可由下式估算

式中: ρ為雷箭分離高度的空氣密度; S為魚雷橫截面積; Lref為魚雷參考長度。

2.2 辨識結(jié)果

根據(jù) 2.1節(jié)方法, 對以MK46魚雷為戰(zhàn)斗載荷背景的助飛魚雷實航飛行試驗外測數(shù)據(jù)進行了處理, 得到了雷箭分離后降落傘未打開期間的無傘段的俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化規(guī)律, 見圖3。

圖3 俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線Fig. 3 Curve of pitching moment coefficient versus attack angle

從圖 3可以看出, 俯仰力矩系數(shù)隨著攻角的增大呈現(xiàn)出明顯的非線性特性, 其變化規(guī)律類似于不對稱的正弦波, 俯仰力矩系數(shù)過零點時攻角分別在 8°和 41°左右, 俯仰力矩系數(shù)拐點時攻角分別在30°和58°左右。從反映雷體特性的靜穩(wěn)定度來說, 當攻角小于 8°時, 雷體是靜不穩(wěn)定的,當攻角在 8°～41°范圍內(nèi)變化時, 雷體是靜穩(wěn)定的,當攻角大于41°后, 雷體又是靜不穩(wěn)定的。這種氣動特性在地面風洞試驗中, 受各種條件和因素限制, 一般難以得到, 而辨識結(jié)果正好彌補了魚雷大姿態(tài)變化氣動特性。

3 實航試驗無傘段大姿態(tài)變化現(xiàn)象仿真復現(xiàn)

在某助飛魚雷飛行試驗中, 通過外測設(shè)備觀測, 在雷箭分離后初期出現(xiàn)了戰(zhàn)斗載荷大姿態(tài)變化的異常情況, 為了復現(xiàn)和分析這一現(xiàn)象, 利用2.2節(jié)氣動參數(shù)辨識結(jié)果, 將其帶入到實際雷箭分離條件下的雷傘空中運動彈道仿真計算條件中,限于篇幅, 在此不再列出雷傘彈道仿真計算模型。

通過仿真計算, 得到了魚雷無傘段俯仰角變化仿真結(jié)果, 見圖4。為了與實航飛行試驗結(jié)果進行對比, 圖4中同時繪制了外測俯仰角變化曲線。

圖4 俯仰角仿真結(jié)果與實測結(jié)果對比Fig. 4 Comparison between simulation result and test result of pitching angle

從圖 4不難看出, 俯仰角的仿真結(jié)果與外測俯仰角變化規(guī)律完全一致, 量值也十分相近, 復現(xiàn)了實航試驗異?，F(xiàn)象。由此說明, 利用實航試驗數(shù)據(jù)辨識出來的氣動參數(shù)能夠很好地反映助飛魚雷無傘段大姿態(tài)運動時真實氣動特性, 仿真也驗證了助飛魚雷無傘段運動的不穩(wěn)定特性。

上述結(jié)果說明了文中對助飛魚雷無傘段運動的研究方法是正確的, 在此基礎(chǔ)上開展實航試驗現(xiàn)象的仿真, 可以為類似故障現(xiàn)象的進一步分析和采取措施提供理論支撐。

4 結(jié)束語

文中通過對助飛魚雷雷箭分離后無傘段運動特點和氣動布局分析, 找出了影響魚雷運動穩(wěn)定性的主要因素, 為了能真實反映魚雷氣動特性,給出了利用實航飛行試驗數(shù)據(jù)進行氣動參數(shù)辨識的方法, 并獲得了大姿態(tài)變化下的真實氣動參數(shù),然后將辨識結(jié)果應(yīng)用到實航試驗無傘段大姿態(tài)變化現(xiàn)象仿真中, 復現(xiàn)了與實航一致的姿態(tài)角變化規(guī)律, 由此證明了研究方法的正確性和結(jié)果的符合性。論文的研究結(jié)果還可拓展應(yīng)用到其他空投魚雷的無傘段運動特性研究中。

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Identification of Aerodynamic Parameter and Its Influence on Attitude Change of Rocket Assisted Torpedo in Parachute-Free Section

XING Guo-qiang1, LIU Xu-hui2, WANG Gai-di2
(1. 91439thUnit，The People's Liberation Army of China, Dalian 116041, China; 2. The 705 Research Institute, China Shipbuilding Industry Corporation, Xi′an 710077, China)

The motion characteristics of a rocket assisted torpedo in parachute-free section after separation of carrier and payload relate to its safety, so become an important factor affecting success of the flight test. And the aerodynamic characteristics associated with the motion characteristics are the main factors determining the flight stability. Due to the limitation of the wind tunnel test, it is difficult to obtain the aerodynamic characteristics of the torpedo in various flight attitudes, which leads to difficulty in the phenomenon analysis of torpedo navigation. In this paper, the aerodynamic layout and motion characteristics of the rocket assisted torpedo in parachute-free section are analyzed, and an aerodynamic parameters identification method based on real flight test data is proposed. Then the identification results are used in simulation of large attitude change of the torpedo in parachute-free section in real navigation test, and the change law of attitude angle consistent with that from real flight is reproduced, verifying the correctness of the proposed method.This method can also be applied to the study of motion characteristics of other air-dropped torpedoes in parachute-free section.

rocket assisted torpedo; separation of carrier and payload; movement in parachute-free section; parameter identification

TJ631.7; TJ630.6

A

2096-3920(2017)05-0459-05

10.11993/j.issn.2096-3920.2017.05.011

邢國強, 劉旭暉, 王改娣. 火箭助飛魚雷無傘段氣動參數(shù)辨識及對姿態(tài)變化影響[J]. 水下無人系統(tǒng)學報, 2017,25(5): 459-463.

2017-04-11;

2017-05-15.

邢國強(1970-), 男, 高級工程師, 主要研究領(lǐng)域為魚雷試驗總體等.

(責任編輯: 陳 曦)