火箭彈初始擾動實驗研究①

陳 陣,畢世華,劉廣璞,潘宏俠

(1.北京理工大學宇航科學技術學院,北京 100081;2.中北大學機械工程與自動化學院,太原 030051)

1 引言

初始擾動是指火箭彈在離開發射裝置瞬間實際彈道和理想彈道的偏差。發射動力學的主要任務之一就是研究初始擾動的形成機理及影響因素[1]。由于火箭彈/發射裝置系統結構和發射過程中系統所受激勵因素的復雜性,直接建立系統動力學模型對發射過程進行數值模擬以獲得初始擾動量值的方法具有很大的局限性,有時計算結果與實際數值相距甚遠。因此,開展對初始擾動的實驗研究具有重要的理論意義和工程應用價值。

由于火箭彈發射過程的特殊性,在不對發射過程產生影響的情況下,對初始擾動進行接觸式測量是難以實現的。因此,國內外都在探索有效的非接觸式測試方法,包括“光學杠桿”法、遙測和彈上記錄儀等[2]。最近幾年,計算機、測試技術和傳感器制造技術的迅速發展,為火箭初始擾動測試技術的提高提供了更為有利的條件。

2 測量系統組成和原理

激光測量系統利用“光學杠桿”原理設計,其布置方案如圖1所示。激光發生器為光源,經過分束鏡后,有50%的光被透射到彈前反射鏡上,再經過彈前反射鏡反射到彈頭反射鏡上,被彈頭反射鏡反射回來的光束經彈前反射鏡再次被反射到分束鏡上,此光束的50%被分束鏡反射到平行光管的透鏡上,經透鏡的聚焦作用投射到位置敏感探測器(Position Sensitive Detector,PSD)上,由PSD信號處理器將光點的位置信號轉變為電壓信號,后再由采集設備采集到計算機中,作為火箭彈的一個位置信號儲存起來。

測試前調整測試裝置,使入射光通過分束鏡中心且垂直于分束鏡鏡面,使彈前反射鏡反射到彈頭反射鏡上的光束與火箭的發射方向重合,并使入射光、透射光和彈頭及彈前反射鏡反射回來的反射光重合。最后,調節平行光管使最終投射到透鏡上的光束經過透鏡中心且平行于透鏡的光軸,光線經過透鏡將投射到透鏡的焦點——PSD的中心點上,此時PSD上的信號即為火箭彈的初始零位。火箭彈點火后,如果只作平動,則反射光將仍與入射光重合,PSD上的光點位置將不發生改變;當火箭彈發生轉動時,反射光不能與入射光重合,也不再與前一時刻的反射光平行,最終投射到透鏡焦平面上的點也不會與前一時刻相同,只能投射到PSD的其他位置。這樣,經PSD信號處理器和采集設備就記錄下火箭彈的一個發生偏轉后的信號。

圖1 測試系統示意圖Fig.1 Schematic diagrain of measuring system

PSD是一種利用PN結橫向光電效應的傳感器,能檢測入射光點的照射位置,分一維PSD和二維PSD,本實驗系統選用的是二維形式,可同時檢測火箭彈的俯仰和方向擾動角[3]。為了簡化實驗數據的后處理,本系統在實驗前用高精度經緯儀代替火箭彈對PSD進行標定,把經緯儀的角度變化與PSD輸出的電信號對應起來。這樣在實驗后就能從PSD輸出的信號上直接得到火箭彈的擾動角。

圖1中,電渦流式位移傳感器用來測量發射筒口的振動位移,結合發射筒轉動中心和電渦流傳感器的位置坐標,就可以計算出發射筒的角位移。當火箭彈經過時會激起階躍信號,根據2組光電接收裝置的位置和其產生的階躍信號的時間差可以估算出火箭離筒的平均速度。

本實驗用的信號采集設備共有8個通道,其中1和2通道為PSD傳送的火箭方向和俯仰擾動角信號;3和4通道為電渦流傳感器傳送的定向管管口縱向和橫向位移信號;5和6通道為光電接收器傳送的火箭出筒時間信號;7通道為火箭彈點火信號,也是本實驗中數據采集的觸發信號;8通道為備用通道。采集設備的最高采樣頻率在瞬態采樣時可達3 MHz,連續采樣時可達100 kHz。由于火箭從點火到離筒的時間間隔很短,為了獲得足夠多的數據,采樣頻率設置不能太低,本文實驗測試中的采樣頻率為200 kHz。從PSD、電渦流傳感器、光電接收器和控制點火裝置傳送過來的模擬電壓信號經采集設備的放大、模數轉換、地址編碼后變為數字信號,再經1394接口傳輸至計算機,進行數據的存儲和后處理。采用1394接口的優點是傳送速度快、穩定、不漏碼,能夠實現邊采樣、邊傳送、邊存儲、邊顯示的長時間連續記錄功能。

3 某火箭彈初始擾動的實驗測量

實驗用火箭彈及其發射管如圖2所示。火箭彈帶尾翼,為三定心部結構,定心部直徑為54 mm,全彈長440 mm,質量為3.135 kg,一、二定心部距離160mm,二、三定心部距150 mm;發射筒總長614 mm,內徑54.3mm,外徑67.8 mm,質量為6.68 kg。

圖2 火箭彈及發射管Fig.2 Rocket and transmitting tube

發射實驗中,同時測量得到了火箭彈的離筒時間約0.073 13 s,離筒速度約25.8 m/s,據此可推算出火箭推力約在0～0.072 s內從0上升(線性)到2 141 N。經過對PSD輸出信號的處理,得到火箭彈在發射過程中的俯仰擾動角和方向擾動角隨時間的變化曲線,如圖3所示。

文獻[4]、[5]中提出了2種利用發射筒的振動估算火箭初始擾動的方法。本文利用文獻[5]的估算方法,把測得的發射筒振動結果代入動力學方程組中,計算出火箭彈的擾動情況,其結果如圖3所示。可見,計算結果與實驗數據吻合得較好。通過二者的相互驗證,可以認為本實驗系統測得的結果是合理可信的,文獻[5]中提出的估算方法是可行的。

圖3 俯仰和方向擾動角隨時間的變化曲線Fig.3 Curves of longitudinal and transversal deflection angles vs time

4 測量系統誤差分析

本測量系統中,量程主要與從火箭彈到平行光管的光程、反射鏡和分束鏡的面積大小、平行光管透鏡的口徑以及PSD的面積等因素有關,測角的靈敏度主要由透鏡的焦距和PSD的分辨率決定。光點在PSD上的移動量u與火箭彈擾動角φ的關系為

式中 f為鏡頭焦距。

由于實驗中測試的擾動角φ很小,可近似認為sinφ≈φ,cosφ≈1,則式(1)化為

故有火箭擾動角的微小變化Δφ與光點在PSD上的位移Δu的關系式:

系統中PSD的分辨率為10-6m,透鏡的焦距為0.5 m,故擾動角的分辨率可達2×10-6rad。綜合考慮系統受各種干擾噪聲的影響,整個系統的測量精度會有所降低。經過對系統標定后,最終的測量誤差小于2×10-5rad。

5 結論

實驗系統的測量結果是合理可信的,與其他初始擾動測試系統相比,該系統的主要優點有:

(1)運用了平行光管,PSD只記錄火箭彈的偏轉角度,火箭彈的平移在PSD上不會有反應,從而使數據的后處理更簡單方便,減小了數據后處理過程中引起的誤差;

(2)由于入射光與火箭彈發射方向重合,所以火箭彈上的反射鏡可做得很小,這樣對火箭彈的動態特性的影響就很小,使實驗與實際火箭發射條件更接近;

(3)由于PSD位置分辨率可達10-6m,響應時間可達0.8μs,所以可獲得很高的測量精度;

(4)激光傳播速度快,測量結果相對于被測物理量的滯后可忽略,能夠保證瞬態變化的同步測量;

(5)實驗成本低,可操作性強,一次實驗除了火箭本身外,只損失一塊彈前反射鏡片。

[1] 姚昌仁,宋廷倫.火箭彈發射動力學[M].北京:北京理工大學出版社,1996.

[2] 芮筱亭,等.多管火箭發射動力學仿真與試驗測試方法[M].北京:國防工業出版社,2003.

[3] 霍震,唐詩才.位置敏感光電探測器[J].半導體光電,1998,19(1):60-66.

[4] 陳陣,畢世華,高波.用定向管的振動估算火箭彈初始擾動[J].北京理工大學學報,2004,24(1):23-26.

[5] Chen Zhen,Bi Shi-hua.Estimation of initial disturbances for rockets based on interactions of rockets and directional tubes[J].Journal of BeiJing Institute of Technology,2006,15(1):9-12.