李永澤, 陳 華, 陳 偉

(1.中國(guó)工程物理研究院 總體工程研究所,四川 綿陽(yáng) 621000;2.中國(guó)人民解放軍96901部隊(duì),北京 100000)

炮射無(wú)人機(jī)是傳統(tǒng)炮射彈藥與無(wú)人機(jī)技術(shù)的有機(jī)結(jié)合,具有裝載攜行方便、起飛快速、升阻特性良好等優(yōu)點(diǎn)。近年來(lái)美國(guó)針對(duì)特種作戰(zhàn)需求研發(fā)并裝備了“彈簧刀”炮射無(wú)人機(jī),如圖1所示?！皬椈傻丁边@個(gè)概念由美國(guó)在1994年首次提出,是指一種能在目標(biāo)區(qū)上方進(jìn)行“巡弋飛行”、“待機(jī)攻擊目標(biāo)”的新概念彈藥,目的在于讓地面小規(guī)模部隊(duì),如班、排和特種作戰(zhàn)分隊(duì)等,在沒(méi)有空中、地面火力支援的情況下,也能即時(shí)打擊視距外目標(biāo)[1-2]。美國(guó)雷神公司在“彈簧刀”炮射無(wú)人機(jī)的基礎(chǔ)上發(fā)展了“水下發(fā)射運(yùn)載器”,使之成為新型“彈簧刀”潛射無(wú)人機(jī)[3-4]。本文基于“彈簧刀”炮射無(wú)人機(jī)的發(fā)射過(guò)程和原理,對(duì)炮射無(wú)人機(jī)在彈機(jī)轉(zhuǎn)換過(guò)程中的彈道特性進(jìn)行了研究,給出了最佳折疊展開(kāi)方式和展開(kāi)時(shí)間,并通過(guò)實(shí)際飛行試驗(yàn)對(duì)彈機(jī)轉(zhuǎn)換過(guò)程進(jìn)行了驗(yàn)證。

圖1 “彈簧刀”炮射無(wú)人機(jī)Fig.1 “Switchblade” gunshot UAV

1 炮射無(wú)人機(jī)彈機(jī)轉(zhuǎn)換過(guò)程

炮射無(wú)人機(jī)通常采用具有前后兩對(duì)主翼面的串列翼布局,發(fā)射前機(jī)翼折疊收放在發(fā)射筒內(nèi),作戰(zhàn)時(shí)炮射無(wú)人機(jī)從發(fā)射筒中彈射出的同時(shí)機(jī)翼展開(kāi),然后在飛行控制系統(tǒng)的控制下進(jìn)入巡飛狀態(tài)。機(jī)翼展開(kāi)完成后炮射無(wú)人機(jī)的初始狀態(tài)對(duì)炮射無(wú)人機(jī)后續(xù)的姿態(tài)穩(wěn)定及軌跡控制至關(guān)重要[5]?！皬椈傻丁迸谏錈o(wú)人機(jī)發(fā)射過(guò)程如圖2所示。

圖2 “彈簧刀”炮射無(wú)人機(jī)的彈機(jī)轉(zhuǎn)換過(guò)程Fig.2 Projectile-aircraft transition process of “Switchblade” gunshot UAV

目前暫無(wú)公開(kāi)文獻(xiàn)研究炮射無(wú)人機(jī)彈機(jī)轉(zhuǎn)換過(guò)程。炮射無(wú)人機(jī)彈機(jī)轉(zhuǎn)換過(guò)程中,在前后翼展開(kāi)同步性和左右翼展開(kāi)對(duì)稱性的條件下,對(duì)比分析了機(jī)翼展開(kāi)時(shí)間為0.2、0.3、0.4、0.5 s時(shí)炮射無(wú)人機(jī)氣動(dòng)彈道特性,并在仿真分析基礎(chǔ)上選擇展開(kāi)時(shí)間0.3 s進(jìn)行了飛行驗(yàn)證。

2 彈道仿真及驗(yàn)證

2.1 幾何建模

炮射無(wú)人機(jī)采用串列翼布局[6],前翼翼展1.3 m、后翼翼展1.1 m、機(jī)翼弦長(zhǎng)100 mm,前后翼均為矩形平直翼,翼型相同。在左右翼展開(kāi)對(duì)稱性和前后翼展開(kāi)同步性的條件下,對(duì)展開(kāi)過(guò)程氣動(dòng)特性采用先計(jì)算典型離散位置構(gòu)型氣動(dòng)特性,然后線性插值得到整個(gè)展開(kāi)過(guò)程氣動(dòng)特性的方法。典型離散位置構(gòu)型取機(jī)翼展開(kāi)角Λ為0°、30°、60°及90°時(shí)的4種典型構(gòu)型如圖3所示。

2.2 展開(kāi)過(guò)程氣動(dòng)特性分析

采用Fluent軟件計(jì)算了前后翼同時(shí)展開(kāi)過(guò)程中特定展開(kāi)角對(duì)應(yīng)的炮射無(wú)人機(jī)縱向氣動(dòng)特性,如表1所示。

圖3 前后翼同時(shí)展開(kāi)過(guò)程Fig.3 Simultaneous expansion of forward and rear wings

表1前后翼同時(shí)展開(kāi)縱向氣動(dòng)特性參數(shù)

Tab.1Longitudinalaerodynamicparameterforsimultaneousexpansionofforwardandrearwings

Λ/(°)迎角α/(°)升力系數(shù)CL阻力系數(shù)CD力矩系數(shù)Cm00-0.004 10.011 40.001 330.011 60.012 0-0.008 150.024 70.014 2-0.016 23000.033 60.021 6-0.022 330.178 10.025 4-0.094 750.260 40.034 8-0.138 36000.118 80.020 0-0.068 630.348 00.027 3-0.181 250.490 50.038 6-0.252 09000.174 70.030 8-0.085 830.435 80.038 7-0.199 150.601 60.051 5-0.273 0

2.3 仿真條件

在對(duì)展開(kāi)過(guò)程中氣動(dòng)特性參數(shù)計(jì)算分析的基礎(chǔ)上[7],采用六自由度模型進(jìn)行炮射無(wú)人機(jī)展開(kāi)過(guò)程彈道仿真。彈道仿真條件如下所示:海拔高度H=800 m,彈體質(zhì)量m=4 kg,初始位置(x0,y0,z0)=(0,0,0),初始俯仰角θ0=45°,初始方位角ψ0=0°,初始俯仰角速度ω0=0 (°)·s-1,彈射出筒速度v0=25 m·s-1,出筒迎角α0=0°,飛控起控后爬升角25°。

2.4 展開(kāi)過(guò)程彈道仿真

針對(duì)炮射無(wú)人機(jī)彈機(jī)轉(zhuǎn)換過(guò)程,在前后翼展開(kāi)同步性和左右翼展開(kāi)對(duì)稱性的條件下,分別仿真機(jī)翼展開(kāi)時(shí)間為0.2、0.3、0.4、0.5 s時(shí)炮射無(wú)人機(jī)彈道特性。展開(kāi)完成后飛控立刻對(duì)炮射無(wú)人機(jī)進(jìn)行姿態(tài)穩(wěn)定和軌跡控制,總仿真時(shí)間為1.0 s。炮射無(wú)人機(jī)機(jī)翼展開(kāi)過(guò)程及展開(kāi)完成后姿態(tài)穩(wěn)定過(guò)程彈道參數(shù)變化曲線如圖4所示。

3 仿真結(jié)果分析及試飛驗(yàn)證

由仿真結(jié)果可以看出,不同機(jī)翼展開(kāi)時(shí)間對(duì)應(yīng)的彈道特性有較大差別,如下所示:

(1)展開(kāi)時(shí)間越長(zhǎng),飛行速度衰減越多。當(dāng)機(jī)翼展開(kāi)時(shí)間為0.5 s時(shí),最小飛行速度約為21 m·s-1,接近失速速度,對(duì)應(yīng)舵效降低,因而對(duì)后續(xù)姿態(tài)穩(wěn)定及軌跡控制帶來(lái)很大難度,甚至可能失控。

(2)機(jī)翼展開(kāi)時(shí)間對(duì)彈射后炮射無(wú)人機(jī)軌跡影響較小,但機(jī)翼展開(kāi)時(shí)間越短,相同時(shí)間內(nèi)爬升高度越高,越有利于彈射起飛,從而降低起飛后觸地危險(xiǎn)。

圖4 不同機(jī)翼展開(kāi)時(shí)間對(duì)應(yīng)彈道參數(shù)變化Fig.4 Ballistic parameter variation with different expanding times

(3)機(jī)翼展開(kāi)時(shí)間越短,展開(kāi)完成后炮射無(wú)人機(jī)俯仰角、迎角及俯仰角速度越小,越有利于展開(kāi)完成后飛控快速穩(wěn)定炮射無(wú)人機(jī)姿態(tài),完成彈機(jī)轉(zhuǎn)換。

(4)在機(jī)翼展開(kāi)時(shí)間為0.5 s時(shí)飛控可控制炮射無(wú)人機(jī)姿態(tài)穩(wěn)定并按預(yù)定爬升角爬升,但在0.5 s機(jī)翼展開(kāi)時(shí)間時(shí)起控速度和最大迎角幾乎接近失速速度和失速迎角?？紤]飛控自身的起控延時(shí),機(jī)翼展開(kāi)時(shí)間最大不應(yīng)超過(guò)0.4 s。

由以上仿真分析可以看出,機(jī)翼展開(kāi)時(shí)間越短越有利于炮射無(wú)人機(jī)機(jī)翼展開(kāi)完成后飛控對(duì)飛行姿態(tài)進(jìn)行穩(wěn)定和控制,越有利于彈機(jī)轉(zhuǎn)換。然而,機(jī)翼展開(kāi)時(shí)間又受展開(kāi)機(jī)構(gòu)的約束,因此需要在機(jī)翼展開(kāi)時(shí)間和展開(kāi)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)間進(jìn)行折中考慮。為驗(yàn)證上述彈機(jī)轉(zhuǎn)換過(guò)程仿真結(jié)果,結(jié)合實(shí)際展開(kāi)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的實(shí)現(xiàn)難度,選擇機(jī)翼展開(kāi)時(shí)間0.3 s進(jìn)行了彈機(jī)轉(zhuǎn)換動(dòng)態(tài)飛行驗(yàn)證。設(shè)定飛控在無(wú)人機(jī)彈射出筒后0.3 s進(jìn)行姿態(tài)穩(wěn)定和控制,實(shí)飛彈機(jī)轉(zhuǎn)換過(guò)程如圖5所示。炮射無(wú)人機(jī)順利完成機(jī)翼展開(kāi)和姿態(tài)穩(wěn)定,并按給定爬升角爬升至預(yù)定高度,完成預(yù)定飛行航線后安全降落。

圖5 彈機(jī)轉(zhuǎn)換飛行驗(yàn)證試驗(yàn)Fig.5 Test verification of projectile-aircraft transition flight

4 結(jié)語(yǔ)

綜合以上仿真分析和試驗(yàn)驗(yàn)證可以看出,機(jī)翼展開(kāi)時(shí)間越短越有利于彈機(jī)轉(zhuǎn)換過(guò)程,但機(jī)翼展開(kāi)時(shí)間又受展開(kāi)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的約束,綜合考慮展開(kāi)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的難度及飛控延遲,飛控最大起控延時(shí)應(yīng)不大于0.5 s,展開(kāi)機(jī)構(gòu)展開(kāi)時(shí)間應(yīng)不大于0.4 s。飛行試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)果表明,在左右翼展開(kāi)對(duì)稱性和前后翼展開(kāi)同步性的條件下,炮射無(wú)人機(jī)可順利實(shí)現(xiàn)彈機(jī)轉(zhuǎn)換過(guò)程。