低速滾轉(zhuǎn)末制導炮彈高原適應性改進方法研究

齊竹昌,張 杰,張 意,張鵬飛,楊 波

(中國兵器工業(yè)第203研究所,西安 710065)

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低速滾轉(zhuǎn)末制導炮彈高原適應性改進方法研究

齊竹昌,張 杰,張 意,張鵬飛,楊 波

(中國兵器工業(yè)第203研究所,西安 710065)

為解決低速滾轉(zhuǎn)末制導炮彈在高原環(huán)境下的適應性問題,對低速滾轉(zhuǎn)末制導炮彈在不同海拔條件下飛行特性進行研究,分析了高海拔條件的環(huán)境特性,末制導炮彈在不同海拔條件下的轉(zhuǎn)速和過載變化特性,彈體增益和彈體阻尼的變化情況,提出了低速滾轉(zhuǎn)末制導炮彈在高原環(huán)境下使用的改進方法,并以某低速滾轉(zhuǎn)末制導炮彈為例進行了彈道仿真,驗證了分析結(jié)果和改進方法的正確性,為低速滾轉(zhuǎn)末制導炮彈的高原適應性設計和改進提供了參考依據(jù)。

末制導炮彈;高原適應性;彈體特性;飛行特性

0 引言

為實現(xiàn)遠程精確打擊的作戰(zhàn)要求,末制導炮彈以高精度、低成本的特點在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中大量使用[1-2]。在末制導炮彈進行高原射擊試驗中,由于環(huán)境參數(shù)變化較大,末制導炮彈出現(xiàn)制導精度下降,脫靶量增加,影響末制導炮彈在戰(zhàn)場環(huán)境中的正常使用[3-4]。

針對末制導炮彈在高原環(huán)境下出現(xiàn)的適應性問題,文中通過對高原環(huán)境特性及末制導炮彈在高原環(huán)境下的飛行特性進行理論分析,根據(jù)高原環(huán)境對末制導炮彈飛行過程中造成的影響提出改進方法,最后通過彈道仿真對改進方法進行驗證。

1 高原環(huán)境特性分析

在標準大氣模型[5]中,海拔高度小于11 km時,大氣溫度隨高度呈線性下降,海拔每升高1 000 m,大氣溫度下降約6.5 ℃。大氣壓強、大氣密度、大氣溫度和聲速隨海拔高度的變化情況如圖1和圖2所示。從0海拔到4 500 m海拔,大氣溫度由288.15 K下降至258.9 K,下降了29.25 K,降低了10%。大氣壓強由0.101 325 MPa減小至0.057 85 MPa,減小了0.043 5 MPa,降低42%。

圖1 大氣壓強和大氣密度隨高度變化情況

影響末制導炮彈飛行狀態(tài)的主要外界環(huán)境因素為動壓和聲速的變化,動壓與大氣密度相關,大氣密度隨海拔高度的變化可根據(jù)式(1)得到。聲速與溫度相關,聲速的計算公式如式(2)所示。

圖2 大氣溫度和聲速隨高度變化情況

(1)

(2)

對于11 km以下高度的標準大氣,γ=1.4,R=287.14 J/(kg·K),大氣密度由0海拔的1.225 kg/m3減小至4 500 m海拔的0.777 9 kg/m3,減小了0.444 7 kg/m3,為0海拔密度的63.5%;聲速只隨大氣溫度變化,聲速從0海拔的340.29 m/s減小至4 500 m海拔的322.6 m/s,減小了5.2%。

大氣密度的變化直接影響導彈飛行過程中的動壓變化,相同飛行速度時,高海拔時的動壓小于低海拔動壓;而溫度的變化使聲速改變,從而影響馬赫數(shù)的變化,相同飛行速度時,高海拔時的飛行馬赫數(shù)高于低海拔。

2 末制導炮彈飛行特性影響分析

高原環(huán)境的特性造成動壓和聲速的變化,直接影響末制導炮彈的飛行特性,與0海拔條件相比,主要表現(xiàn)為飛行彈道、飛行轉(zhuǎn)速、過載能力及彈體動力系數(shù)等的變化,因此研究末制導炮彈在高海拔條件下的飛行特性變化是對其進行高原適應性改進的依據(jù)。

2.1 飛行彈道影響分析

末制導炮彈彈道特點是出炮口的初速僅與發(fā)射裝藥相關,相同發(fā)射裝藥時出炮口的速度基本不變。由于高原環(huán)境大氣密度的減小,末制導炮彈在整個彈道飛行過程中阻力減小,相同射角時,末制導炮彈的彈道高度增高,飛行距離增加,落點速度增大。某末制導炮彈在不同海拔條件下的飛行彈道和飛行速度曲線如圖3和圖4所示。

圖3 不同海拔條件下的彈道曲線

圖4 不同海拔條件下的速度曲線

2.2 飛行轉(zhuǎn)速影響分析

低速滾轉(zhuǎn)彈繞質(zhì)心旋轉(zhuǎn)的動力學方程[6]為:

(3)

通常低速滾轉(zhuǎn)彈體的轉(zhuǎn)速是通過彈翼斜置角來提供賦旋力矩,并且對滾轉(zhuǎn)通道不進行控制,當忽略附加阻尼力矩時,轉(zhuǎn)速達到穩(wěn)定的條件為滾轉(zhuǎn)方向合力矩為零,即:

(4)

則彈體穩(wěn)定時的轉(zhuǎn)速為:

(5)

圖5 不同海拔條件下的轉(zhuǎn)速與速度關系

2.3 過載能力影響分析

末制導炮彈命中運動目標的能力由彈體最大過載決定,彈體的最大可用過載為最大舵偏角時所對應平衡攻角條件下的過載,最大可用過載可表示為:

(6)

根據(jù)瞬時平衡假設,最大平衡攻角為:

(7)

與0海拔條件相比,由于高原環(huán)境下空氣密度的減小,使高原環(huán)境下相同馬赫數(shù)或相同速度所對應的動壓較小。因此,相同馬赫數(shù)或相同速度所對應的最大可用過載要小。某末制導炮彈0海拔與4 500m海拔最大可用過載之比隨速度的變化關系如圖6所示。

圖6 0海拔與4 500 m海拔最大可用過載之比

2.4 控制參數(shù)影響分析

高原環(huán)境對彈體控制參數(shù)的影響主要表現(xiàn)在彈體動力系數(shù)的變化造成的彈體增益和彈體阻尼[4]的改變。

彈體增益KM和彈體阻尼ξM為:

(8)

(9)

(10)

(11)

3 高原適應性改進方法

根據(jù)前面對末制導炮彈在高原環(huán)境下的飛行特性影響分析,高原條件下影響末制導炮彈命中精度的主要原因是:1)過載能力的降低;2)彈體轉(zhuǎn)速變化帶來的舵機和導引頭延遲補償?shù)母淖?3)彈體增益的變化造成的末段比例導引系數(shù)的減小;4)彈體阻尼的減小造成末制導段彈體姿態(tài)角振蕩加劇。因此,對于末制導炮彈進行高原適應性改進時,需要從增加彈體過載能力,補償轉(zhuǎn)速改變造成延遲時間的變化,補償彈體末制導段比例導引系數(shù),增加彈體阻尼等方面進行考慮。

3.1 末制導段最小速度的限制

通過不同海拔條件下過載能力的分析,末制導炮彈在相同速度條件下,高海拔的過載能力要小于低海拔的過載能力,而要完成相同視場的目標打擊要求,其過載必須滿足要求,因此在高海拔時需要增加彈體的過載能力。

增加彈體的過載能力可以有多種不同的方式。如增加舵面展長和彈翼展長,這種方法雖然能實現(xiàn)過載能力的增加,但改變了彈體的外形結(jié)構(gòu),造成彈體其他參數(shù)的變化,因此該方法不適用于對末制導炮彈對高原適應性的改進。另一種增加過載的方法為增加彈體的末制導段的速度,由速度與過載的對應關系可以確定出滿足過載要求時的最小末制導段的飛行速度,通過控制末制導段的最小速度來保證過載能力的要求。由于高原環(huán)境空氣密度的減小,末制導段的速度本身就較高,因此,可以利用該特點來滿足末制導段的過載能力要求。

3.2 轉(zhuǎn)速改變的補償

根據(jù)前面分析,轉(zhuǎn)速與速度基本成線性關系,因此在保證4 500 m海拔條件下的最小過載要求時,末制導段的飛行轉(zhuǎn)速要高于0海拔時的飛行轉(zhuǎn)速。對于采用控制部件安裝偏置角來進行舵機延遲補償和導引頭光電周期補償?shù)哪┲茖趶椂?轉(zhuǎn)速的大幅度增加會造成舵機指令和導引頭指令的滯后,使彈體的控制力無法在正確的方向上進行作用,從而造成脫靶。

彌補由于轉(zhuǎn)速變化而造成的控制指令偏離的方法主要有兩種,其一為修改控制部件的安裝偏置角,使末制導炮彈在高轉(zhuǎn)速下輸出正確的控制指令;其二為修改控制系統(tǒng),通過測量炮彈的飛行轉(zhuǎn)速,對控制指令進行補償,確保控制指令能在正確的方向上進行作用。

3.3 比例導引系數(shù)的補償

末制導段的比例導引控制系統(tǒng)回路[7]如圖7所示,比例系數(shù)K=Kδ·KM,要確保末制導段的命中精度和落角要求,就必須保證不同海拔條件下的比例系數(shù)K保持不變。由于彈體增益KM的減小,為使比例系數(shù)K保持不變,必須增大指令利用系數(shù)Kδ。如對于4 500 m海拔末速為270 m/s時,要保證比例系數(shù)保持不變,則指令利用系數(shù)應為0海拔210 m/s末速時的1.225倍。

圖7 末制導段的比例導引回路框圖

3.4 彈體阻尼的補償

忽略氣動參數(shù)的小量變化,末制導炮彈的彈體阻尼只與大氣密度相關,4 500 m海拔條件下的阻尼為0海拔時的80%,彈體阻尼的減小會造成彈體姿態(tài)角振蕩的加劇,因此要擬制或減小彈體姿態(tài)角的振蕩,在高原條件下可以通過增加彈體阻尼回路來改善彈體阻尼,彈體阻尼回路的系統(tǒng)框圖如圖8所示。通過調(diào)節(jié)阻尼回路系數(shù)ξN,可以使彈體阻尼能夠與0海拔條件時保持相同結(jié)果。

圖8 彈體阻尼回路框圖

4 仿真驗證

根據(jù)低速滾轉(zhuǎn)末制導炮彈在高原環(huán)境下的飛行特性影響分析和高原適應性的改進方法,對某末制導炮彈在不同海拔條件下改進前后進行彈道仿真,仿真結(jié)果的速度曲線如圖9所示,側(cè)向位置曲線如圖10所示。

圖9 不同狀態(tài)條件下的速度曲線

圖10 不同狀態(tài)下的側(cè)向距離曲線

仿真中0海拔條件下的末制導段速度為220 m/s,過載能力滿足要求,可以精確命中側(cè)向200 m位置的目標。以同樣的彈體狀態(tài)進行4 500 m海拔彈道仿真,為滿足過載要求,將末制導段的速度控制在260 m/s以上,結(jié)果側(cè)向落點與目標偏差35.1 m,未能命中目標,同時由于滾轉(zhuǎn)角速度的增大,控制力方向偏離,使滑翔段側(cè)向偏差增大。對于側(cè)向偏差可以通過炮位射向調(diào)整進行修正,修正射向后,側(cè)向偏差減小,但由于彈體增益和彈體阻尼的變化,仍距離目標有3.2 m的脫靶量。根據(jù)高原適應性改進方法對彈體轉(zhuǎn)速、比例導引系數(shù)和彈體阻尼進行補償,補償后末制導炮彈滑翔段的側(cè)向偏離減小,并能準確命中側(cè)向200 m位置的目標,驗證了末制導炮彈高原適應改進方法的正確性和有效性。

5 結(jié)論

文中通過分析高原環(huán)境特性,對末制導炮彈飛行特性在高原環(huán)境下受到的影響進行了理論分析,主要分析了末制導炮彈的飛行彈道、飛行轉(zhuǎn)速、過載能力及彈體增益和彈體阻尼在高原環(huán)境中的變化情況。根據(jù)高原環(huán)境對末制導炮彈飛行過程中造成的影響,提出了限制末制導段的最小速度、進行轉(zhuǎn)速改變的補償、比例導引系數(shù)的補償及彈體阻尼的補償?shù)雀倪M方法進行高原適應性改進。最后通過彈道仿真對改進方法進行驗證,為低速滾轉(zhuǎn)末制導炮彈的高原適應性設計和改進提供了參考依據(jù)。

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Research of Plateau Adaptability Modification Approach for Low-speed Roll Terminal-guidance Projectile

QI Zhuchang,ZHANG Jie,ZHANG Yi,ZHANG Pengfei,YANG Bo

(No.203 Research Institute of China Ordnance Industries, Xi’an 710065, China)

To solve plateau adaptability problems of low-speed roll terminal guidance projectile, flight characteristics of low-speed roll terminal guidance projectile at different altitude were researched. Changes of environment characteristics, rotational speed, overload, missile gain and damping characteristics of the terminal-guidance projectile at high altitude were analyzed. The plateau adaptability modification approaches for the low-speed roll terminal-guidance projectile were provided based on the analysis results. The analysis results and modification approaches’ availability were verified by trajectory simulation of one low-speed roll terminal guidance projectile. The modification approaches can provide reference for plateau adaptability of low-speed roll terminal-guidance projectile design and modification.

terminal guidance projectile; plateau adaptability; missile body characteristics; flight characteristic

2015-10-16

齊竹昌(1989-),男,陜西西安人,碩士,研究方向:導彈總體設計。

TJ413.6

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