何江楊，霍鵬飛，施坤林

(機(jī)電動(dòng)態(tài)控制重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710065)

固定翼二維彈道修正引信的彈簧翼改進(jìn)方法

何江楊，霍鵬飛，施坤林

(機(jī)電動(dòng)態(tài)控制重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710065)

針對(duì)二維彈道修正引信固定翼修正方法存在的修正能力和射程損失量對(duì)升力翼面傾角需求相矛盾問(wèn)題，提出了固定翼二維彈道修正引信的彈簧翼改進(jìn)方法。該方法繼承了固定翼二維彈道修正引信的設(shè)計(jì)理念，而僅將固定翼?yè)Q為彈簧翼，利用迎面氣流的變化使升力翼面傾角自適應(yīng)調(diào)整，在出炮口時(shí)傾角最小，而在修正段傾角最大。仿真結(jié)果表明，與固定翼修正方法相比，在修正能力相同的情況下，彈簧翼修正方法可以減小射程損失量；在射程損失量相同的情況下，彈簧翼修正方法可獲得大的修正能力。

二維彈道修正引信；固定翼；修正能力；射程損失量

0 引言

二維彈道修正引信是在傳統(tǒng)引信上集成二維彈道修正功能的新型引信。除具有炮彈傳統(tǒng)引信的起爆控制功能外，還可以同時(shí)對(duì)縱向和橫向彈道進(jìn)行修正以降低落點(diǎn)散布，提高命中精度。因此二維彈道修正引信已經(jīng)成為世界多國(guó)發(fā)展彈藥引信裝備的熱點(diǎn)[1]。

與導(dǎo)彈制導(dǎo)方法不同，二維彈道修正引信使用簡(jiǎn)單、低成本的手段實(shí)現(xiàn)對(duì)傳統(tǒng)彈藥升級(jí)，短期內(nèi)只用于提高對(duì)面目標(biāo)的打擊精度，并不以替代導(dǎo)彈為目的。目前，國(guó)內(nèi)外二維彈道修正引信多采用固定翼修正方法，具有代表性的為美國(guó)ATK(Alliant Techsystems Inc.，阿連特技術(shù)系統(tǒng))公司PGK[2-3](Precision Guidance Kit，精確制導(dǎo)組件)。PGK的優(yōu)點(diǎn)是通過(guò)對(duì)彈頭滾轉(zhuǎn)角的一維控制實(shí)現(xiàn)彈道的二維修正。但是它存在滿(mǎn)足修正能力要求的升力翼面角度帶來(lái)阻力大、射程損失大的缺點(diǎn)。針對(duì)二維彈道修正引信固定翼修正方法存在的修正能力和射程損失量對(duì)翼面傾角需求相矛盾問(wèn)題，提出了固定翼二維彈道修正引信的彈簧翼改進(jìn)方法。

1 固定翼修正方法

1.1 修正原理

二維彈道修正引信固定翼如圖1所示，其中一對(duì)為方向相反的導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面，另外一對(duì)為方向相同且傾角固定的升力翼面。導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面用于實(shí)現(xiàn)引信減旋控制，升力翼面用于產(chǎn)生修正力。

圖1 二維彈道修正引信原理示意圖Fig.1 Schematic diagram of the principle of 2-D trajectory correction fuze

通常情況下，出炮口后引信上電，進(jìn)行衛(wèi)星捕獲定位、引信橫滾初始對(duì)準(zhǔn)，升力翼面在導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的作用下旋轉(zhuǎn)，平均修正力為零，在彈道初始段不進(jìn)行彈道修正。待衛(wèi)星定位、滾轉(zhuǎn)初始對(duì)準(zhǔn)后，當(dāng)需要進(jìn)行彈道修正時(shí)，修正引信根據(jù)修正指令，通過(guò)調(diào)整導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩控制引信滾轉(zhuǎn)姿態(tài)，使?jié)L轉(zhuǎn)姿態(tài)相對(duì)大地坐標(biāo)系固定在所需的滾轉(zhuǎn)角度，通過(guò)升力翼面提供特定方向的修正力，改變彈道軌跡，使彈丸飛向目標(biāo)位置[4]。

1.2 升力翼面氣動(dòng)力

在全彈道飛行過(guò)程中，升力翼面上作用的空氣動(dòng)力會(huì)影響修正彈的修正能力和射程損失量。升力翼面受到的空氣動(dòng)力可分解為沿速度方向的阻力Rx和垂直于速度方向的升力Ry。當(dāng)彈軸與速度方向相同時(shí)，升力翼面阻力和升力的計(jì)算公式為[5]：

(1)

(2)

由式(1)、式(2)可知，升力翼面上作用的阻力和升力的大小與升力翼面傾角δ有關(guān)。在全彈道飛行過(guò)程中，阻力Rx的方向始終與速度方向相反，阻礙修正彈的飛行，使修正彈的射程減小。固定翼修正方法的升力翼面傾角在全彈道飛行過(guò)程中不變，滿(mǎn)足修正能力要求的升力翼面傾角在彈道初始不修正段時(shí)，由于修正彈速度大，空氣密度高，阻力大，會(huì)引起較大的射程損失量。而升力Ry的方向始終與速度方向垂直。在彈道初始段，引信以一定的轉(zhuǎn)速轉(zhuǎn)動(dòng)，升力沿彈徑方向旋轉(zhuǎn)，由力的平均效應(yīng)可得，此時(shí)修正彈不進(jìn)行彈道修正；在彈道修正段，修正彈的修正能力與升力翼面傾角δ的大小有關(guān)，傾角越大，升力越大，則修正能力越強(qiáng)[7]。由于固定翼修正方法升力翼面傾角在全彈道飛行過(guò)程中是固定不變的，因此不能同時(shí)滿(mǎn)足修正能力大和射程損失量小的需求。

2 固定翼二維彈道修正引信的彈簧翼改進(jìn)方法

由第1章可知，為了保證修正能力要求，升力翼面傾角必須設(shè)計(jì)得足夠大。在彈道不修正段由于修正彈彈速最高、空氣密度大，大的升力翼面傾角會(huì)引起修正彈的阻力增大，相應(yīng)地，在彈道不修正段的射程損失量增大。若將傾角不可改變的固定翼改為可動(dòng)翼，使升力翼面傾角在彈道不修正段盡可能小，在修正段盡可能大，從而減小修正彈在彈道不修正段射程損失量，增大彈道修正段修正能力。針對(duì)這一需求，本文提出了固定翼二維彈道修正引信的彈簧翼改進(jìn)方法。所謂“彈簧翼”是指升力翼面傾角可隨著來(lái)流的不同通過(guò)彈簧彈力自適應(yīng)調(diào)整而改變，在減小修正彈全彈道飛行過(guò)程中射程損失量的情況下，增大修正能力。

采用彈簧翼修正方法進(jìn)行二維彈道修正，通過(guò)翼面鉸鏈力矩與彈簧力矩平衡使翼面傾角自適應(yīng)調(diào)整。圖2為彈簧翼結(jié)構(gòu)示意圖，其由力矩彈簧機(jī)構(gòu)和靜穩(wěn)定翼面組成。主要包括彈簧固定塊、彈簧、擋板、轉(zhuǎn)動(dòng)桿、靜穩(wěn)定升力翼面、轉(zhuǎn)軸。升力翼面與轉(zhuǎn)動(dòng)桿固連，通過(guò)轉(zhuǎn)軸安裝在修正彈引信位置。由圖2可見(jiàn)，由于轉(zhuǎn)軸安裝在壓心的前面，來(lái)流速度大、空氣密度大時(shí)翼面傾角小，反之翼面傾角大。由此可知升力翼面傾角可實(shí)現(xiàn)自適應(yīng)調(diào)整。

圖2 彈簧翼結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Schematic of the spring wing

彈簧預(yù)緊力和彈性系數(shù)多大為好，需要定量計(jì)算，可以設(shè)計(jì)這樣的彈簧：在出炮口時(shí)抗力小到使翼面傾角到達(dá)最小限位點(diǎn)；而在修正段抗力大到使翼面傾角到達(dá)最大限位點(diǎn)。

彈簧翼結(jié)構(gòu)在初始狀態(tài)時(shí)，彈簧上施加有預(yù)緊力F0，彈簧處于壓縮狀態(tài)。此時(shí)，升力翼面傾角最大，為δ0。當(dāng)有較大來(lái)流作用時(shí)，轉(zhuǎn)動(dòng)桿離開(kāi)擋板，升力翼面傾角完全由作用在升力翼面上的氣動(dòng)力和彈簧彈力相對(duì)于轉(zhuǎn)軸的力矩平衡位置決定。由圖2可得，彈簧翼結(jié)構(gòu)力矩平衡公式為：

FsLs=FLLc

(3)

式(3)中，F(xiàn)s為彈簧由于壓縮產(chǎn)生的彈力，Ls為彈簧力與轉(zhuǎn)軸之間的距離，F(xiàn)L為作用于升力翼面的法向氣動(dòng)力，Lc為升力翼面壓心與轉(zhuǎn)軸之間的距離。

彈簧上的彈力Fs計(jì)算公式為：

Fs=F0+ks(Lstanδ0-Lstanδy)

(4)

式(4)中，F(xiàn)0為作用在彈簧上的預(yù)緊力，ks為彈簧彈性系數(shù)，δy為彈簧翼結(jié)構(gòu)的自適應(yīng)傾角。

在全彈道飛行過(guò)程中作用在修正彈上的法向氣動(dòng)力隨馬赫數(shù)和空氣密度變化而變化，其計(jì)算公式為：

(5)

q=ρv2/2

(6)

聯(lián)立公式(3)—(6)，可得

(7)

在全彈道飛行過(guò)程中，由計(jì)算精度可知，當(dāng)升力翼面傾角δy≤15°時(shí)，可用(πδy/180)近似代替tanδy進(jìn)行計(jì)算，則式(7)可簡(jiǎn)化為：

(8)

由圖2和式(8)可知，當(dāng)彈簧翼結(jié)構(gòu)確定后，在飛行馬赫數(shù)確定情況下，升力翼面傾角由動(dòng)壓q決定。在出炮口處，修正彈速度最高，空氣密度最大，使得動(dòng)壓q最大。在氣動(dòng)力矩作用下，轉(zhuǎn)動(dòng)桿逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)，此時(shí)升力翼面傾角最小。隨著彈道升高，飛行速度降低，空氣密度變小，動(dòng)壓q減小。在彈簧彈力作用下，轉(zhuǎn)動(dòng)桿順時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)，升力翼面傾角變大。修正彈過(guò)彈道最高點(diǎn)后，雖然空氣密度增大，但速度衰減對(duì)動(dòng)壓的影響更加顯著，因此動(dòng)壓減小，升力翼面傾角繼續(xù)增大。通過(guò)以上分析可知，修正彈在出炮口后，升力翼面傾角在全彈道飛行過(guò)程中不斷增大，使得彈道不修正段的傾角比彈道修正段的小。在滿(mǎn)足修正能力要求的情況下，可以減小彈道不修正段的射程損失量。

彈簧翼結(jié)構(gòu)需要結(jié)合不同仿真平臺(tái)的彈道特性和修正能力與射程損失量在不同彈道飛行階段對(duì)升力翼面傾角的需求，合理確定彈簧和結(jié)構(gòu)的參數(shù)，滿(mǎn)足修正彈升力翼面傾角在不修正段小，而在進(jìn)入修正段迅速增大的需求。為了滿(mǎn)足修正彈性能要求，需要確定彈簧預(yù)緊力的大小，由式(8)變換可得預(yù)緊力與最大升力翼面傾角之間的關(guān)系為：

(9)

由式(9)可得，要使彈簧翼結(jié)構(gòu)能夠達(dá)到滿(mǎn)足修正能力所需要的傾角，需要對(duì)彈簧預(yù)緊力進(jìn)行合理選取。在彈簧翼結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)過(guò)程中，通過(guò)固定翼修正方法仿真平臺(tái)確定滿(mǎn)足修正能力要求所需要的升力翼面傾角δ0，然后根據(jù)式(9)確定彈簧的預(yù)緊力。

3 仿真驗(yàn)證

以125 mm坦克炮榴彈為算例進(jìn)行二維彈道修正引信彈簧翼修正方法仿真驗(yàn)證。為了仿真驗(yàn)證彈簧翼修正方法的修正能力和射程損失量，選取3個(gè)典型模型，分別命名為模型1、模型2和模型3。模型1為2°固定升力翼面傾角；模型2為9.4°固定升力翼面傾角；模型3為傾角自適應(yīng)調(diào)整的彈簧翼，其上施加的預(yù)緊力F0為7.5 N，彈簧彈性系數(shù)ks為500 N/m。其中，模型1和模型3射程損失量相同，模型2和模型3修正能力相同。

為了不對(duì)現(xiàn)有固定翼二維彈道修正引信結(jié)構(gòu)布局進(jìn)行大的修改，在現(xiàn)有固定翼二維彈道修正引信結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上，選取彈簧固定塊和擋板之間的距離L0為22.5 mm，Ls為10 mm，Lc為7 mm，假設(shè)馬赫數(shù)變化引起的翼面壓心變化可忽略不計(jì)。選取標(biāo)準(zhǔn)氣象條件，125 mm坦克炮彈的初速為850 m/s，射角為13°，在10 s開(kāi)始進(jìn)行彈道修正。

3.1 翼面的傾角和受力分析

建立彈道模型，對(duì)3種模型進(jìn)行仿真。模型3修正彈升力翼面傾角隨時(shí)間的變化曲線如圖3所示。

圖3 彈簧翼傾角隨時(shí)間的變化Fig.3 Variation of the spring wing angle with time

由圖3可得，模型3在第5 s前，修正彈升力翼面傾角小于2°，在15 s后，升力翼面傾角大于9.4°，在5～15 s，升力翼面傾角介于2°和9.4°之間。由此可知，彈簧翼修正方法在彈道不修正段(10 s前)的傾角較小，而在彈道修正段(10 s后)傾角增大。

在全彈道飛行過(guò)程中，對(duì)3個(gè)模型修正彈升力翼面的升力和阻力進(jìn)行仿真對(duì)比，結(jié)果如圖4所示。

圖4 3個(gè)模型升力翼面受力情況隨時(shí)間的變化Fig.4 The change of the force on the wing of the 3 models with time

由圖4可知，在全彈道飛行過(guò)程中，應(yīng)用彈簧翼修正方法修正彈升力翼面上作用的升力和阻力大小變化不大。在彈道不修正段，模型3和模型1修正彈升力翼面阻力值接近，但比模型2??；而在彈道修正段，模型3修正彈升力翼面升力和模型2基本一致，但與模型1相差較大，是模型1的4倍左右。由此可知，與固定翼修正方法相比，彈簧翼修正方法可以在修正段獲得較大升力的情況下，減小不修正段阻力。

3.2 修正能力和射程損失量對(duì)比

針對(duì)彈簧翼和固定翼兩種修正方法，對(duì)3種模型的修正能力和射程損失量進(jìn)行仿真計(jì)算。表1所示為3種模型的修正彈射程損失量評(píng)估結(jié)果，表2所示為3種模型修正彈修正能力評(píng)估結(jié)果。由125 mm坦克炮榴彈修正能力要求可知，要求縱向修正能力為245 m，橫向修正能力為60 m。

表1 3種模型修正彈射程損失量評(píng)估Tab.1 Evaluation of 3 model for range loss of correction projectile

表2 3種模型修正彈修正能力評(píng)估

由表1可知，模型1和模型3射程損失量基本相同。在射程損失量相同的情況下，對(duì)兩種修正方法的修正能力進(jìn)行評(píng)估。選取0°，90°，180°，270°四個(gè)引信滾轉(zhuǎn)角度對(duì)模型1和模型3的修正能力進(jìn)行評(píng)估，結(jié)果如表2所示。對(duì)比模型1和模型3修正彈修正能力可以看出，模型3修正彈的修正能力遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于模型1。并且由修正能力要求可知，模型3能夠滿(mǎn)足修正能力要求，而模型1不能滿(mǎn)足。由此可知，在射程損失量相同的情況下，使用彈簧翼修正方法進(jìn)行二維彈道修正可以顯著提高修正彈的修正能力。

由表2可知，模型2和模型3的修正能力基本相同。在修正能力相同的情況下，對(duì)彈簧翼修正方法和固定翼修正方法的射程損失量進(jìn)行評(píng)估。由表1可知，模型3比模型2射程損失量少139.1 m。由此可知，在修正能力相同的情況下，使用彈簧翼修正方法進(jìn)行二維彈道修正可以減小射程損失量。

4 結(jié)論

本文提出了固定翼二維彈道修正引信的彈簧翼改進(jìn)方法。該方法繼承了固定翼二維彈道修正引信的設(shè)計(jì)理念，而僅將固定翼?yè)Q為彈簧翼，利用迎面氣流的變化使升力翼面傾角自適應(yīng)調(diào)整，在出炮口時(shí)傾角最小，而在修正段傾角最大。仿真結(jié)果表明，與固定翼修正方法相比，在修正能力相同的情況下，彈簧翼修正方法可以減小射程損失量；在射程損失量相同的情況下，彈簧翼修正方法可獲得大的修正能力。后續(xù)需要研究滿(mǎn)足適配彈藥彈道特點(diǎn)和使用要求的彈簧翼結(jié)構(gòu)參數(shù)設(shè)計(jì)優(yōu)化。

[1]趙玉清,李建強(qiáng),劉言,等.彈道修正引信發(fā)展綜述[J].探測(cè)與控制學(xué)報(bào),2016,38(5)：1-5.

[2]岳松堂.國(guó)外陸軍精確制導(dǎo)彈藥發(fā)展分析[J].現(xiàn)代軍事,2015(11):56-62.

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[4]吳炎烜,范寧軍.二維彈道修正引信總體方案和關(guān)鍵技術(shù)分析[J].戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù),2006(5)：67-70.

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[6]袁備,段智敏.基于固定鴨舵高速旋轉(zhuǎn)彈氣動(dòng)特性[J].機(jī)電技術(shù),2015(5):42-44.

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The Fixed Wing Improvment of Two-dimensional Trajectory Correction Fuze

HE Jiangyang，HUO Pengfei，SHI Kunlin

(Science and Technology on Electromechanical Dynamic Control Laboratory，Xi’an 710065,China)

In view of the contradiction between the correction capability and the range loss of the fixed-wing of the two-dimensional correction fuze, both of which demand different angle of lift-wing, an improved method which using spring-wing instead of fixed-wing was proposed. This method inherited the design concept of the fixed-wing of the two-dimensional correction fuze, and only changed the fixed-wing to the spring-wing whose angle could be adaptive adjusted according to wind stream, which led to the smallest angle in the muzzle and the maximum in the period of correction. Simulation results showed that, compared with the fixed-wing correction method, the spring-wing correction method could reduce the loss of range under the same correction ability and obtain stronger correction ability under the condition of the same range loss.

two-dimensional trajectory correction fuze; fixed-wing; correction ability; the loss of range

2016-11-09

何江楊(1991— )，男，陜西米脂人，碩士研究生，研究方向：彈道修正引信。E-mail:714409370@qq.com。

TJ43

A

1008-1194(2017)02-0034-04