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        高超聲速滑翔飛行器傾側角影響分析

        2020-05-21 13:44:36孟繁卿田康生
        宇航學報 2020年4期
        關鍵詞:傾側飛行速度飛行高度

        孟繁卿,田康生

        (1. 空軍預警學院研究生大隊, 武漢 430019; 2. 空軍預警學院四系, 武漢 430019)

        0 引 言

        隨著各國反導預警體系的構建與完善,傳統(tǒng)彈道導彈的威脅有下降的趨勢。臨近空間高超聲速飛行器的出現(xiàn),使得針對彈道導彈構建的反導體系面臨新的挑戰(zhàn)[1]。臨近空間高超聲速飛行器,既具有彈道導彈高速、遠距離打擊的特點,又具有航空飛行器可靈活機動的特點。臨近空間高超聲速飛行器的獨特優(yōu)勢使其逐漸成為各國研究的熱點。

        臨近空間高超聲速滑翔飛行器作為當前高超聲速飛行器研究的重點,在飛行過程中依靠空氣動力實現(xiàn)滑翔飛行,其飛行速度大于Ma5,飛行高度大于20 km。高超聲速滑翔飛行器滑翔段的飛行控制參數(shù)主要是攻角和傾側角[2],所以飛行器滑翔段的彈道特性也主要受攻角和傾側角影響。文獻[3]在縱向平面內分析了平衡滑翔條件下,飛行器狀態(tài)變量與狀態(tài)變量、狀態(tài)變量與過程變量之間的關系,分析了跳躍滑翔條件下,初始狀態(tài)對彈道特性的影響。文獻[4]利用平衡滑翔條件,構建了高超聲速飛行器航程與飛行時間的解析式,定量分析了升阻比對滑翔射程的影響規(guī)律。文獻[5]在最大升阻比平衡滑翔條件下,利用數(shù)值積分的方法求得了飛行速度、航程等狀態(tài)變量的解析式,提出并證明了最大升阻比平衡滑翔是航程最優(yōu)的彈道的觀點。文獻[6]從工程應用的角度分析了再入攻角優(yōu)化問題的多種約束,得到了再入攻角的上下限及攻角設計空間,提出了再入攻角剖面的設計方案,所提方案在覆蓋區(qū)優(yōu)化問題上有較高的應用價值。文獻[7]將熱流密度、動壓和過載等過程約束轉化為攻角約束,將過程約束邊界轉化為攻角的上下限,減少了彈道規(guī)劃中約束變量的個數(shù),降低了彈道規(guī)劃的復雜度和計算量。文獻[8]針對高超聲速飛行器受空氣擾動后攻角易發(fā)生變化的問題,分析了攻角動態(tài)變化時對高超聲速飛行器氣動特性的影響,指出其性能參數(shù)的變化規(guī)律雖然沒有顯著改變,但存在遲滯現(xiàn)象。文獻[9]對高超聲速飛行器在大攻角情況下的氣動特性進行了分析,指出大攻角時飛行器的氣動參數(shù)呈現(xiàn)非線性的特點,飛行器的縱向靜不穩(wěn)定性隨攻角增大而增大。文獻[10]通過對高超聲速飛行器的軌跡仿真得到了飛行器升阻比的變化規(guī)律,給出了升阻比的解析表達式,由升阻比解析式可知升阻比本質還是受飛行器攻角控制。

        以上文獻的研究成果豐富,為我們明晰高超聲速飛行器的彈道特性、進行軌跡規(guī)劃和優(yōu)化提供了很好的借鑒。但不管是彈道特性分析還是彈道規(guī)劃設計,多是集中在縱向平面,以攻角的設計、優(yōu)化或攻角對飛行狀態(tài)和過程約束的影響分析為主,而忽略了傾側角對飛行器飛行速度、飛行高度和過程約束的影響[2]。為了將已有文獻研究成果的適用范圍進一步擴展,需要研究傾側角對飛行器飛行速度、飛行高度和過程約束的影響。通過分析傾側角對高超聲速滑翔飛行器滑翔段飛行速度、飛行高度、過程約束的影響,可為彈道特性分析、彈道設計、彈道優(yōu)化和軌跡預測等提供借鑒。

        1 高超聲速滑翔飛行器滑翔段運動方程

        (1)

        其中升力、阻力的計算可由式(2)求得。ρ是空氣密度,S是飛行器的參考面積,CL是飛行器的升力系數(shù),CD是飛行器的阻力系數(shù)[4,12]。

        (2)

        (3)

        2 飛行彈道控制參數(shù)模型及飛行約束條件

        2.1 飛行彈道及彈道控制參數(shù)模型

        臨近空間高超聲速滑翔飛行器的典型彈道按照運動平面可分為:縱向平衡滑翔彈道、縱向跳躍滑翔彈道、橫向無機動彈道、橫向弱機動彈道、橫向強機動彈道。

        (4)

        縱向跳躍滑翔彈道控制參數(shù)模型即攻角α的參數(shù)模型[13],如式(5)所示。αmax為最大飛行攻角,α(L/D)max為最大升阻比攻角。V1和V2分別為攻角參數(shù)變化的兩個臨界速度。

        α(V)=

        (5)

        臨近空間高超聲速滑翔飛行器橫向機動的主要控制參數(shù)是傾側角ε,如果橫向無機動,則可令傾側角為零,即ε=0°。

        橫向弱機動彈道軌跡平滑,傾側角通常只翻轉一次,飛行器橫向只機動一次。橫向弱機動彈道控制參數(shù)模型如式(6)所示。εd為初始傾側角。A是飛行器飛行過程中在水平面上的投影點,O是飛行器初始位置在水平面上的投影點,F(xiàn)是目標點在水平面上的投影點,B是O和F連線上的一個參照點。

        (6)

        (7)

        (8)

        2.2 飛行約束條件

        (9)

        ρ(z)=ρ0ez/ξ

        (10)

        終端約束條件如式(11)所示,Ω是滿足終端約束的空間位置集合,(xf,yf,zf)是滑翔段結束時刻飛行器的位置坐標,hf是終端高度約束,df是滑翔段結束時刻飛行器與目標點的距離約束。

        Ω={(xf,yf,zf)||zf|≥hf,

        ((xf-xt)2+(yf-yt)2)1/2≤df}

        (11)

        3 平衡滑翔傾側角影響分析

        3.1 飛行速度和高度解析解

        由平衡滑翔條件式(4)可得,

        Lcosε=mg0cosγ

        (12)

        將式(2)代入式(12)可得,

        (13)

        所以可推導出飛行速度表達式為,

        (14)

        將式(10)代入式(14)可得,

        (15)

        將式(15)整理可得,

        (16)

        式(16)對z求微分可得,

        (17)

        將式(16)代入式(17)可得,

        (18)

        又因為,

        (19)

        將式(1)代入式(19)可得,

        (20)

        由式(18)和式(20)可得,

        (21)

        將式(2)、(13)代入式(21)可得,

        (22)

        由式(22)可得飛行速度-傾側角解析式,

        (23)

        所以飛行速度是關于傾側角ε的偶函數(shù)。為方便討論,參考文獻[15]中傾側角的取值。

        式(23)兩邊對傾側角ε求微分可得,

        (24)

        文獻[16]已經(jīng)證明速度傾角為負的小量,所以在同一攻角、同一速度傾角條件下,傾側角越大,所需飛行速度越大。

        V(ε)為關于ε的單調遞增函數(shù),所以其反函數(shù)一定存在,且也為單調遞增函數(shù),如式(25)所示。參考文獻[5]中的結論,以最大升阻比攻角平衡滑翔,參考文獻[16]中最大升阻比的取值,CL/CD=2.98,Vmin為Ma5,所以γ∈[-1.4717°,0°)。

        (25)

        由式(14)和式(23)可得,

        (26)

        對式(26)進行整理可得,

        (27)

        由式(10)和式(27)可得,

        (28)

        對式(28)整理可得高度-傾側角解析式,

        (29)

        式(29)兩邊對傾側角ε求微分可得,

        (30)

        將式(29)代入式(30)可得,

        (31)

        3.2 過程約束解析解

        對式(9)中駐點熱流密度計算公式整理可得:

        (32)

        將式(14)代入式(32)整理可得,

        (33)

        將式(27)代入式(33)可得熱流密度-傾側角解析式,

        (34)

        (35)

        將式(34)代入式(35)可得,

        (36)

        對式(36)整理可得,

        (37)

        因為γ∈[-1.4717°,0°),sinγ∈[-2.57×10-3,0),所以將sin γ近似為零[16-17],式(37)可化為,

        (38)

        將式(2)、式(13)代入式(9)可得動壓-傾側角解析式,

        (39)

        式(39)兩邊對傾側角ε求微分可得,

        (40)

        因為γ∈[-1.4717°,0°),cosγ∈[0.9996,1),所以cosγ≈1,式(39)可化為[16-17],

        (41)

        將式(2)代入式(9)可得,

        (42)

        將式(13)代入式(42)整理可得過載-傾側角關系式,

        (43)

        式(43)兩邊對傾側角ε求微分可得,

        (44)

        因為γ∈[-1.4717°,0°),cosγ∈[0.9996,1),所以cosγ≈1,式(43)可化為[16-17],

        (45)

        所以由式(41)、式(45)可知,當傾側角及攻角確定時,飛行器的動壓和過載基本保持不變。

        3.3 仿真校驗

        以洛克希德-馬丁公司開發(fā)的高超聲速通用氣動飛行器CAV-H(Common Aero Vehicle)為例[18]。

        圖1(a)為5個平衡滑翔彈道的三維彈道軌跡圖,圖1(b)為5個平衡滑翔彈道的橫向平面彈道軌跡圖。

        圖1 平衡滑翔彈道軌跡仿真圖Fig.1 Simulation diagram of equilibrium glide trajectory

        3.3.1飛行速度和高度分析

        表1是平衡滑翔各彈道速度解析解與數(shù)值解、高度解析解與數(shù)值解之間的最大絕對誤差和最大相對誤差表。從表1可以看出,5個彈道的速度解析解與數(shù)值解的最大絕對誤差小于131 m/s、最大相對誤差小于2%。5個彈道的高度解析解與數(shù)值解的最大絕對誤差小于310 m、最大相對誤差小于0.6%。由表1可知,平衡滑翔速度和高度的解析解具有較高的精度,能夠作為飛行速度和高度的近似解。

        圖2是平衡滑翔各彈道的速度解析解與數(shù)值解、高度解析解與數(shù)值解的誤差曲線圖。從圖2可以看出,隨著飛行過程的進行,速度解析解與數(shù)值解的誤差、高度解析解與數(shù)值解的誤差都震蕩收斂于0。飛行速度和高度的解析解作為一種近似解,圍繞數(shù)值解上下波動,隨著飛行過程的進行,解析解收斂于數(shù)值解。

        表1 平衡滑翔速度和高度的解析解與數(shù)值解誤差Table 1 The error between analytic solution and numerical solution of equilibrium glide speed and altitude

        圖3是平衡滑翔各彈道的速度和高度變化曲線圖。對比彈道2和彈道3、彈道4和彈道5可知,在相同機動樣式、不同傾側角情況下,初始速度相同時,傾側角越大,阻力越大,飛行速度下降越快,同一時刻相應彈道的飛行速度越小、高度越低。對比彈道2和彈道4、彈道3和彈道5可知,在相同傾側角、不同機動樣式情況下,初始速度相同時,飛行速度和高度的變化與機動樣式無關。

        圖2 平衡滑翔速度和高度誤差曲線圖Fig.2 Error curve of equilibrium glide speed and altitude

        圖3 平衡滑翔速度和高度變化曲線圖Fig.3 Curve of speed and altitude of equilibrium glide

        3.3.2過程約束分析

        表2是平衡滑翔各彈道過程約束解析解與數(shù)值解之間的最大絕對誤差和最大相對誤差表。從表2可以看出,5個彈道的熱流密度解析解與數(shù)值解的最大絕對誤差小于40 kW/m2、最大相對誤差小于5%。動壓解析解與數(shù)值解的最大絕對誤差小于280 Pa、最大相對誤差小于0.6%。過載解析解與數(shù)值解的最大絕對誤差小于8×10-3、最大相對誤差小于0.6%。由表2可知,平衡滑翔彈道過程約束的解析解精度較高,能夠用來估算飛行過程中過程約束的大小。

        圖4是平衡滑翔各彈道的過程約束解析解與數(shù)值解的誤差曲線圖。圖4(a)是平衡滑翔各彈道的熱流密度解析解與數(shù)值解的誤差曲線圖。從圖4(a)可以看出,隨著飛行過程的進行,熱流密度解析解與數(shù)值解的誤差震蕩收斂于0,解析解作為一種近似解,圍繞數(shù)值解上下波動,逐漸收斂于數(shù)值解。

        圖4(b)和圖4(c)分別是平衡滑翔各彈道的動壓解析解與數(shù)值解的誤差曲線圖、過載解析解與數(shù)值解的誤差曲線圖。從圖4(b)和圖4(c)可以看出,隨著飛行過程的進行,動壓解析解與數(shù)值解的誤差、過載解析解與數(shù)值解的誤差均呈現(xiàn)變大的趨勢。因為動壓和過載的解析解在計算過程中將cosγ近似為1,而實際飛行過程中速度傾角是緩慢變小的,所以動壓和過載的解析解與數(shù)值解之間存在一定誤差。但動壓解析解與數(shù)值解的相對誤差較小,小于0.6%;過載解析解與數(shù)值解的絕對誤差較小,在10-3量級

        表2 平衡滑翔過程約束的解析解與數(shù)值解誤差Table 2 The error between analytic solution and numerical solution of equilibrium glide process constraints

        圖4 平衡滑翔過程約束誤差曲線圖Fig.4 Error curve of equilibrium glide process constraints

        。

        圖5是平衡滑翔各彈道的過程約束變化曲線圖。圖5(a)是熱流密度變化曲線圖,對比彈道2和彈道3、彈道4和彈道5可知,在相同機動樣式、不同傾側角情況下,初始速度相同時,傾側角越大,阻力越大,飛行速度下降越快,相應彈道的熱流密度下降越快。對比彈道2和彈道4、彈道3和彈道5可知,在相同傾側角、不同機動樣式情況下,熱流密度的變化與機動樣式無關。

        圖5 平衡滑翔過程約束變化曲線圖Fig.5 Curve of equilibrium glide process constraints

        圖5(b)和圖5(c)是動壓和過載變化曲線圖。對比彈道2和彈道3、彈道4和彈道5可知,在相同機動樣式、不同傾側角情況下,初始速度相同時,傾側角越大,為平衡重力,所需空氣密度越大、飛行高度越低,相應彈道的動壓、過載越大。對比彈道2和彈道4、彈道3和彈道5可知,在相同傾側角、不同機動樣式情況下,動壓和過載的變化均與機動樣式無關。

        4 跳躍滑翔傾側角影響分析

        跳躍滑翔彈道不滿足平衡滑翔條件,因此無法通過理論推導得出飛行速度、飛行高度、過程約束與傾側角之間的解析式。以CAV-H為例,采用數(shù)值仿真的方法分析傾側角對飛行速度、飛行高度、過程約束的影響。

        圖6(a)為5個跳躍滑翔彈道的三維彈道軌跡圖,圖6(b)為5個跳躍滑翔彈道的橫向平面彈道軌跡圖。

        圖6 跳躍滑翔彈道軌跡仿真圖Fig.6 Simulation diagram of skip glide trajectory

        4.1 飛行速度和高度分析

        跳躍滑翔彈道的飛行器速度、高度變化曲線如圖7所示。由圖7可知,彈道7和彈道9、彈道8和彈道10的速度、高度變化曲線基本重合,說明飛行速度、高度變化均與機動樣式無關。對比彈道7和彈道8、彈道9和彈道10可知,在相同初始速度情況下,傾側角越大,阻力越大,飛行速度下降越快,飛行高度波動變化幅度越小,同一時刻相應彈道的飛行速度越小、飛行高度越低。

        圖7 跳躍滑翔速度和高度變化曲線圖Fig.7 Curve of skip glide speed and altitude

        4.2 過程約束分析

        跳躍滑翔彈道過程約束變化曲線如圖8所示。由圖8可知,彈道7和彈道9、彈道8和彈道10的熱流密度、動壓、過載變化曲線基本重合,說明熱流密度、動壓和過載等過程約束的變化與機動樣式無關。對比彈道7和彈道8、彈道9和彈道10的過程約束的變化曲線可知,在相同初始速度情況下,傾側角越大,阻力越大,飛行高度波動變化幅度越小,飛行高度對應的空氣密度波動變化幅度越小,相應彈道過程約束的波動變化幅度越小。

        圖8 跳躍滑翔過程約束變化曲線圖Fig.8 Curve of skip glide process constraints

        5 結 論

        通過理論推導和數(shù)值仿真的方法分別對平衡滑翔和跳躍滑翔兩種情況下,傾側角對飛行速度、飛行高度、過程約束的影響進行了分析。

        采用平衡滑翔彈道滑翔時,通過理論推導得出了飛行速度、飛行高度、過程約束與傾側角之間的解析式。數(shù)值仿真結果表明,理論推導得出的解析解具有較高的精度,可用于數(shù)值解的近似計算。解析解作為一種近似解,可用來分析飛行速度、飛行高度和過程約束的變化規(guī)律。在平衡滑翔條件下,飛行速度、飛行高度和過程約束的變化均與機動樣式無關。在相同初始速度情況下,傾側角越大,相應彈道飛行速度、飛行高度、熱流密度下降越快,動壓和過載越大。

        采用跳躍滑翔彈道滑翔時,飛行速度、飛行高度和過程約束的變化均與機動樣式無關。在相同初始速度情況下,傾側角越大,飛行速度下降越快,同一時刻相應彈道的飛行速度越小、飛行高度越低,飛行高度和過程約束的波動變化幅度越小。

        不管是平衡滑翔還是跳躍滑翔,飛行速度、飛行高度和過程約束都與機動樣式無關,而與傾側角有關。機動樣式主要對橫向機動距離和彈道變軌有影響,而傾側角對橫向機動距離和彈道變軌影響如何則有待于進一步研究。

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