彈射發射機彈分離安全性仿真分析

【裝備理論與裝備技術】

彈射發射機彈分離安全性仿真分析

鄭書娥

(中國空空導彈研究院，河南 洛陽471009)

摘要：機彈分離安全性研究是新型戰斗機武器系統研制的一項重要技術內容；在研究機彈安全分離判別準則的基礎上，進行了機彈相對運動及分離趨勢分析，評估了常規發射條件下的機彈分離安全性，并對復雜發射條件尤其是滾轉發射下機彈分離安全性進行了仿真驗證，建議復雜條件下發射導彈時載機應采取措施降低風險。

關鍵詞：空空導彈；機彈分離安全性；滾轉發射

作者簡介：鄭書娥(1975—)，女，碩士，高級工程師，主要從事導彈總體設計與仿真研究。

doi:10.11809/scbgxb2015.06.006

中圖分類號：TJ765.4

文章編號：1006-0707(2015)06-0021-04

本文引用格式：鄭書娥.彈射發射機彈分離安全性仿真分析[J].四川兵工學報，2015(6):21-24.

Citation format:ZHENG Shu-e.Study on Safety of Missile Separated from Craft in Launch[J].Journal of Sichuan Ordnance,2015(6):21-24.

Study on Safety of Missile Separated from Craft in Launch

ZHENG Shu-e

(China Airborne Missile Academy, Luoyang 471009, China)

Abstract:Study on safety of missile separated from craft in launch is an important technology in the development of weapon system. On the base of safety estimate rule of missile separated from craft, this paper analyzed the relative movement and the removed trend and evaluated the safety of missile separated from craft in the general launch condition. The safety of missile separated from craft in the complicated launch condition was validated and estimated by computer simulation. The advice is afforded to avoid separated danger in the complicated launch condition of craft.

Key words: air-to-air missile; safety of missile separated from craft; rolling launch

機彈分離安全性研究是新型戰斗機武器系統研制的一項重要技術內容。目前，國內外研究載機外掛物分離特性的手段主要有3種：數值計算法，風洞試驗，空中飛行試驗。由于空中飛行試驗高成本，高風險，只有當數值計算和風洞試驗都證明分離是安全可行時，才在飛機上進行真實的發射試驗。即便如此，飛行試驗前仍然慎之又慎，如果載機發射導彈時，預先不知道彈道特性的話，會使飛行員與載機遭受不必要的風險。因此，在飛行之前往往需要根據試驗、理論與經驗以及仿真計算預測出相關彈道特性，進一步判斷機彈分離是否安全。

隨著武器系統性能的提高，關于機彈分離的飛行試驗項目大大增加，以美國F-22A戰機發射AIM-120C導彈的分離飛行試驗項目為例，不僅包含常規的平飛彈射發射，還包括載機在不同攻角與過載下進行機動發射，以及載機滾轉狀態下甚至邊機動邊滾轉時進行導彈發射，發射時載機飛行條件日趨復雜。導彈離機時的彈射分離參數如何要求，彈上應采取怎樣的機彈分離控制措施，機彈分離安全判斷的標準是什么，復雜條件下發射時能否安全分離，載機飛行時的注意事項有哪些，這些都需要在機彈分離安全性研究時一一回答。

以往的機彈分離技術集中在數值計算、風洞試驗的研究，載機往往是靜態的，而且飛行狀態有限。對于復雜的發射條件，風洞試驗難度大成本高，很難進行機彈分離安全性分析。本文參照美國F-22A飛機發射先進中距空空導彈AIM-120C的機彈分離飛行試驗計劃，對空空導彈彈射發射的機彈分離安全性進行工程化仿真分析，通過機彈分離軌跡研究，評估復雜狀態下的機彈分離安全性，在相關型號研制過程中可以借鑒。

1機彈分離基本概念

1.1機彈分離

載機發射導彈的分離過程中，包括電氣分離與物理分離。通常情況下，機彈分離是指解除導彈與載機、或與載機上的其他懸掛物之間的所有物理接觸，即物理分離。

1.2機彈安全分離

機彈安全分離是指：導彈與載機的分離不超過導彈或載機或其他機載物的設計極限，且不會對載機、懸掛裝置或其他懸掛物造成損壞或與之碰撞，或對它們產生不良的副作用。

從概念上看，機彈安全分離主要是要求導彈分離后離開載機足夠的距離，由載機和導彈兩者運動特性的重復性和規律性而決定的。

1.3機彈許可分離

機彈許可分離是指導彈與載機的分離不僅符合“安全”離機準則，而且符合有關作戰準則。導彈從載機上分離時，它可以隨意俯仰、偏航或側滾，盡管不會突破干擾范圍或發生彈與彈的碰撞現象，但有些分離也不是所希望的，如一旦制導武器超過了控制極限，就會成為不精確的武器。同樣，盡管從載機分離是安全的、但是角偏移會大到改變預定彈道散布的程度，使武器喪失命中精度。因此，一次成功的分離包括懸掛物從載機安全分離開始直到精確命中目標為止的整個懸掛物彈道。

從概念上看，機彈許可分離是廣義的機彈安全分離，其要求導彈離開載機足夠距離的同時，能夠姿態穩定可控，其要求比機彈安全分離更苛刻。

1.4空空導彈彈射機彈安全分離判別準則

對空空導彈而言，其機彈分離安全性研究的主要內容是機彈許可分離。因空空導彈一般都具有制導控制系統，機彈分離期間的導彈運動參數對導彈精確命中目標的影響很小，因此，空空導彈的機彈許可分離與機彈安全分離判斷準則比較一致，具體如下：彈射后導彈與載機的外包絡不碰撞；導彈發動機點火后尾煙不燒蝕載機及外掛物；具有足夠的安全距離，發動機尾煙不影響載機發動機工作；具有合適的相對姿態角和相對運動，確保機彈分離后不與載機相撞。

2研究方法

2.1飛行狀態分析

根據美國F-22A飛機發射AIM-120C的機彈分離飛行試驗計劃，由于性能提高，機彈分離飛行試驗的條件復雜，包括典型飛行高度與速度條件下的平飛發射，帶載發射以及滾轉發射，對此，選取3個典型狀態，分別進行機彈分離分析。

2.2載機六自由度空間運動模型

由于發射時載機飛行狀態復雜，需建立載機六自由度空間運動模型，忽略彈射發射對載機動態特性的影響，并假設發射后1 s內載機飛行狀態保持不變。

2.3導彈六自由空間運動模型與動力學模型

導彈運動模型與動力學模型主要考慮發射時載機運動引起牽連運動，發射后機彈氣動干擾帶來的導彈氣動力與力矩的變化，發射狀態不同導彈重力變化，以及發射裝置帶來的初始分離參數等因素的影響。

2.4發射時刻導彈運動分析

當載機無機動水平發射導彈時，導彈僅獲得彈射分離參數，包括彈射分離速度VT，分離角速度以及相對機體平面的低頭角度。

當載機一邊機動一邊發射導彈時，發射前，導彈隨載機一起機動，導彈有一個初始攻角、機動加速度及角速度。一旦導彈脫離載機，其加速度就由所在干擾流場中受力情況決定，因此，載機機動帶來的導彈運動主要是初始攻角與角速度。

當載機邊滾轉邊發射導彈時，發射前，導彈不在載機滾轉軸上而隨載機一起滾轉，導彈有一個附加切向速度，切向加速度與法向加速度。一旦發射后，導彈加速度就由導彈在干擾流場中受力決定，因此，載機滾轉帶來的導彈發射時刻的初始參數僅增加一個切向速度Vτ。

以左側掛彈、向左滾轉(滾轉角速度為-ωx)為例，當載機以正滾轉角發射時，發射裝置帶來的初始彈射分離速度VT與載機滾轉帶來的切向速度Vτ如圖1。

圖1　滾轉發射時導彈附加速度

2.5機彈相對運動學分析

在慣性系研究載機與導彈各自的運動，在載機機體坐標系進行機彈相對運動研究。機體坐標系與載機固聯，原點與掛裝時導彈質心在載機縱軸上的投影重合，OX軸沿載機縱軸方向并指向前方，OY軸的方向向上，XYZ構成右手坐標系。

3平飛發射時分離趨勢分析

載機穩定平飛發射導彈時，不同發射高度與速度下機彈分離軌跡會有所不同，但是由于彈射裝置帶來的初始分離參數，在機體系內機彈分離的總體趨勢如下：

1) 前后方向。導彈在氣動阻力作用下略向后運動，當發動機點火后快速向前運動。

2) 上下方向。導彈在彈射初速以及氣動力與重力的合成作用下，遠離載機向機翼平面下方運動。

3) 左右方向。因氣動干擾以及導彈局部不對稱使其左右方向略有運動。

4) 俯仰方向為低頭姿態角。在進行機彈分離安全性設計時，根據載機不機動水平發射導彈時機彈分離的快速性與安全距離要求(一般要求0.5 s內向下離開一個彈長)，可以評估彈射分離參數以及彈上控制措施是否合適匹配。以載機飛行高度5 km、飛行馬赫數0.9為例，對不同的彈射分離參數進行分離軌跡的差異分析(圖2)，仿真結果顯示：分離速度決定了導彈離開載機的快速性，與氣動力及干擾流場的影響相比，初始分離參數對機彈快速分離起決定性作用。當初始分離速度小到不足以克服復雜干擾流場的作用時，很難保證機彈分離安全。

圖2　不同分離參數時機彈分離軌跡(機體系)

4復雜發射狀態下仿真驗證

4.1帶載發射

仿真條件：載機法向機動過程中發射導彈，機動過載5。機彈分離軌跡仿真結果如圖3，圖中dXN與dYN為導彈相對載機的位置在機體系的前向與垂向分量。

圖3　機彈分離軌跡(機體系)

相對于不機動發射，法向機動發射時存在初始速度攻角，導彈在剛開始分離時有法向加速度使其略慢離開載機，但是，由于導彈的法向加速度遠小于載機的機動加速度，而且一旦機彈物理分離導彈的加速度將完全由其受力決定，因此相對載機機體系導彈仍然是逐漸遠離載機，其分離趨勢與水平不機動發射時一致，而且由于發射后載機機動，從距離上更利于機彈分離。

4.2滾轉發射

仿真條件：載機滾轉角速度為-100°/s，初始滾轉角為右傾45°時發射導彈。得到慣性系下導彈相對載機的分離軌跡以及機翼的運動軌跡如圖4，圖中dZ與dY為導彈相對載機的位置在慣性系的側向與垂向分量。

對初始滾轉角分別為0°，+45°(右傾)，-45°(左傾)，-135°發射導彈進行機彈分離軌跡仿真，在機體系下的機彈分離軌跡如圖5，圖5中dZN與dYN為導彈相對載機的位置在機體系的側向與垂向分量。

載機的初始滾轉角不同，滾轉速度不同，會使機彈分離軌跡不同，相對機體系的總體趨勢如下：

1) 前后方向。導彈在氣動阻力作用下略向后運動，當發動機點火后快速向前運動。

2) 上下方向。導彈在彈射初速與滾轉切向速度的垂向分量、以及氣動力與重力的合成作用下，先逐漸遠離載機機翼平面，然后由于載機滾轉使翼平面逐漸接近導彈，然后翼平面越過導彈，使導彈相對載機位于上方。

3) 左右方向。載機負向滾轉時，導彈向左遠離載機，距離左翼面距離逐漸減小，達到最小值后又快速遠離。

圖4　機彈分離軌跡(慣性系)

圖5　不同滾角發射時的機彈分離軌跡(機體系)

從滾轉發射的仿真結果可以知道，由于機彈相對運動復雜，不能保證任意的滾轉情況下發射導彈都能離開載機足夠的分離距離。當載機滾轉角速度為負發射導彈，適當右傾發射利于機彈安全分離，導彈既不會與機翼碰撞，也不會與機體前部碰撞；左傾發射時機彈分離相對危險，尤其是大角速度滾轉，導彈點火時距離載機包絡很近，導彈與機體前部碰撞的可能性很大；當滾轉角度接近180°時發射導彈，機彈分離危險，很可能發生導彈與機體前部碰撞的現象，應避免在該角度范圍附近發射導彈。

5結論

本文對彈射發射的機彈分離安全性進行了研究，對 F-22A飛機發射AIM-120C導彈的機彈分離飛行試驗中的典型條件和復雜條件進行了數字仿真，對于不機動發射，可以采取兩大措施保證機彈分離安全：提高導彈的彈射初速；盡早控制導彈離開載機，適時進行發動機點火。對于帶載發射，在導彈的彈射初速與控制措施合適的情況下，能夠保證帶載發射時的機彈安全分離，建議載機發射導彈后短時間內保持機動遠離導彈，力避向導彈方向接近。對于載機滾轉發射的復雜條件下，由于機彈相對運動復雜，并不能保證任意的滾轉情況下發射導彈都能安全分離，鑒于發射后導彈無法獲知載機運動，載機系統應采取措施確保滾轉發射時機彈分離安全。

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(責任編輯周江川)