和爭春,肖涵山,袁先旭1,,何開鋒1,

(1.空氣動力學國家重點實驗室,綿陽 621000;2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心,綿陽 621000)

0 引 言

模型飛行試驗[1]作為空氣動力學研究三大手段之一,其獨特優(yōu)勢和重要價值歷來都很受各航空航天發(fā)達國家的重視[2-3]。MF-1[4-5]是中國空氣動力學研究與發(fā)展中心開展的單級固體火箭助推不分離無控高超聲速空氣動力學飛行試驗研究項目,主要目的是通過在試驗模型特定部位安裝的溫度、壓力等傳感器,對飛行試驗全過程參數(shù)變化歷程實現(xiàn)測量,為邊界層轉(zhuǎn)捩、激波邊界層干擾機理研究提供真實飛行數(shù)據(jù)。MF-1試驗飛行器全長6.23 m,最大直徑0.6 m,由試驗模型、級間段、助推器和尾段等組成(圖1)。

MF-1飛行試驗數(shù)據(jù)表明,其真實飛行彈道與發(fā)射前設計彈道有明顯差異,落點縱向射程偏近約34 km,偏右約25 km,彈道頂點高度偏低約15 km。本文首先對可能導致彈道偏差的原因進行了分析,并結(jié)合彈道仿真給出了導致該偏差的因素的量級。然后,基于飛行彈道重建技術(shù)[6-7],利用遙測過載、角速率和外測彈道等數(shù)據(jù),重建了包括飛行迎角、側(cè)滑角等在內(nèi)的全彈道數(shù)據(jù),為MF-1飛行試驗后的邊界層轉(zhuǎn)捩、激波邊界層干擾機理研究提供支撐。

圖1 MF-1試驗飛行器外形圖Fig.1 Sketch of MF-1 flight vehivle

1 MF-1飛行彈道偏差現(xiàn)象及分析

1.1 彈道設計流程及實際飛行偏差現(xiàn)象

根據(jù)飛行試驗流程安排,在當日11∶00放飛氣球進行氣象測量;13∶00前提供氣象測量結(jié)果給彈道設計崗位用于風修彈道設計;13∶30前將彈道設計得到的發(fā)射架仰角和方位角提供給發(fā)射架崗位進行發(fā)射架角度瞄準;16∶00MF-1試驗飛行器準時發(fā)射。

基于11∶00的氣象測量數(shù)據(jù)、發(fā)動機10℃藥溫內(nèi)彈道理論值,設計得到MF-1發(fā)射方位角269.82°、發(fā)射傾角62.02°。圖2給出了設計彈道與飛行彈道全程y-x曲線、x-z曲線及其起飛段放大曲線對比,x、y、z為MF-1在發(fā)射坐標系中的位置坐標,其中y-x起飛段放大曲線中,發(fā)射點附近飛行彈道的不平滑是由于發(fā)動機點火對GPS接收信號的影響造成的。圖3給出了起飛段彈道傾角θ及彈道偏角σ對比。

圖2 MF-1飛行彈道與設計彈道對比Fig.2 Comparison of flight trajectory to designed trajectory

圖中,x坐標為0.5 km時對應的飛行時間約3.9 s,x坐標為5 km時對應的飛行時間約12.8 s。從圖可見,在MF-1飛行的開始階段,實際飛行彈道就明顯比設計彈道傾角偏低,地面軌跡偏右,彈道傾角和彈道偏角均在剛剛起飛就迅速產(chǎn)生顯著偏差。因此,可以斷定,對于無控飛行的MF-1來說,其落點位置產(chǎn)生較大偏差的最主要原因就是由于彈道起飛初期就存在的偏差導致的。

圖3 飛行彈道角與設計彈道角對比Fig.3 Path angle comparison of flight trajectory to designed trajectory

1.2 飛行彈道偏差原因初步分析

在MF-1發(fā)射起飛初期,彈道角在很短時間內(nèi)出現(xiàn)偏離,一種可能是發(fā)射架的角度在瞄準調(diào)節(jié)時存在較大偏差;另一種可能是,發(fā)射離架后,其他因素使得飛行彈道迅速出現(xiàn)了偏離。

理論上,對于靜穩(wěn)定性很高、配平飛行迎角在0°附近的無控飛行器,在無風情況下,其氣動力偏差和發(fā)動機推力偏差主要影響加速性能,不會迅速引起彈道角變化。在MF-1發(fā)射離架初期,由于飛行速度低、氣動力小,氣動不確定性偏差更是不可能迅速對飛行彈道產(chǎn)生顯著影響。發(fā)射離架初期的固體助推火箭推力很大,加速度大于10 g,在無其它偏差條件下,即使推力存在一定的偏差,也不會在極短時間內(nèi)導致彈道角出現(xiàn)顯著偏離。但是,如果地面附近風場存在偏差,由于離架初期速度小,可能出現(xiàn)明顯的風迎角。比如,相對于30 m/s的飛行速度,若在垂直于飛行速度方向存在風速為3 m/s的風,風迎角可能達到5.7°。由于大的氣動靜穩(wěn)定性,飛行器的姿態(tài)會迅速改變以消除風迎角。在強大的發(fā)動機推力作用下,飛行器沿著改變姿態(tài)后的方向(不同于飛行速度方向)迅速加速,飛行速度方向即彈道角也就很快與之前發(fā)生了偏離。

因此,通過理論分析可知,導致MF-1飛行彈道在初始段就產(chǎn)生明顯偏離的最主要潛在原因有兩個,其一是發(fā)射架角度偏差,其二是風場偏差。

下面對風場偏差、發(fā)動機推力偏差、發(fā)射架角度偏差、氣動力偏差等因素影響分別進行仿真,以探求多大的偏差量級,才可能導致落點位置與設計彈道之間產(chǎn)生那么大的偏差?；痉抡娣椒ㄅc彈道設計相同,參見文獻[4]。

2 MF-1飛行彈道偏差影響仿真

2.1 風場偏差影響仿真

MF-1飛行試驗發(fā)射架的角度調(diào)整是基于發(fā)射前5 h放飛的氣象氣球測量結(jié)果進行彈道設計得到的,而且發(fā)射架位置距離氣象氣球放飛地點約30 km。如此大的時間和空間距離,氣象測量必然不可能準確描述MF-1發(fā)射和飛行時所處的真實風場,特別是對彈道影響最大的剛離架時地面附近的風場。

在MF-1發(fā)射的同時,氣象氣球放飛點又放飛了一個氣象氣球進行氣象測量。圖4給出了兩次氣象測量得到的風速Vwind和風向φwind對比圖及地面附近局部放大圖。

圖4 兩次氣象測結(jié)果對比Fig.4 Comparison of the two measured atmospheric parameters

從圖4可見,兩次測量的高空風速風向具有較好的一致性,這也說明高空大氣的流動由于不太受地形地貌影響平穩(wěn)性較好,可提供給一定的時間空間范圍內(nèi)的飛行試驗使用。然而在低空,特別是距離地表500 m高度以下,兩次測量得到的風向差異顯著,風向相差幾乎180°,基本完全相反。500 m高度以下,兩次測量的風速大小相差約2~6 m/s,按照4 m/s的風速計,相當于用于彈道設計的地面風速和MF-1實際飛行偏差高達8 m/s,發(fā)射離架初期的風迎角偏差可高達10°~15°。況且,地表附近的風場受地形地貌和日照輻射等影響比較大,隨機性也較大,距離發(fā)射場30 km的地點其地面風場必然與發(fā)射當?shù)仫L場存在差別。

發(fā)射架角度采用MF-1發(fā)射實際使用的角度,即根據(jù)11∶00氣象測量數(shù)據(jù)設計得到的角度,保持其它所有參數(shù)不變,僅僅將氣象參數(shù)替換為16∶00的測量數(shù)據(jù),重新對MF-1發(fā)射飛行全彈道進行積分仿真,并與設計彈道和實際飛行彈道進行對比,圖5給出了對比結(jié)果。從圖可見,基于11∶00風場數(shù)據(jù)設計得到的發(fā)射角,采用16∶00風場數(shù)據(jù)積分得到的彈道,其星下點軌跡明顯比更設計彈道更靠近于飛行彈道,但仍然與實際飛行彈道有顯著差異。

圖5 采用16：00風場數(shù)據(jù)的積分彈道與設計和飛行彈道對比Fig.5 Comparison of the integrated trajectory with the use of 16：00 measured wind data to the designed and flight trajectory

保持發(fā)射角不變,在采用11∶00風場數(shù)據(jù)的基礎上,經(jīng)仿真,再疊加上速度為11.8 m/s、風向為西偏北35°的常值風,就可以使彈道積分落點與MF-1實際落點一致。圖6給出了此條件下的積分彈道與設計彈道和飛行彈道對比,從圖可見,雖然積分彈道的落點和星下點軌跡與飛行彈道吻合,但積分彈道的高度軌跡明顯比飛行彈道更低,這表明,雖然彈道裝訂采用的風場與發(fā)射時刻真實風場之間的偏差可能是導致飛行彈道偏差的重要因素,但是飛行彈道偏差并不完全是由于風場偏差導致的。在射程遠大于射高情況下,同樣的落點,更低的彈道必然對應更高的飛行速度和更短的飛行時間,圖7給出的這三條彈道V-x坐標對比曲線和V-T對比曲線也證明了這一點。

圖6 疊加常值風的積分彈道與設計和飛行彈道對比Fig.6 Integrated trajectory by adding constant wind data compared with the designed and flight trajectory

圖7 三條彈道速度歷程對比Fig.7 Velocity history comparison of the three trajectories

2.2 發(fā)射角偏差影響仿真

如前所述,理論分析可知,導致MF-1在發(fā)射起飛初期就產(chǎn)生明顯的彈道角偏差的原因有可能是因為發(fā)射架的角度調(diào)節(jié)不準確,初始發(fā)射角存在明顯偏差導致的。當然,也因為初始發(fā)射架偏差對發(fā)射初段彈道偏差的影響與風場偏差類似,可以預計,即使通過調(diào)整初始發(fā)射架使得彈道積分落點與飛行吻合,積分彈道也會出現(xiàn)比實際飛行彈道更低、速度更高的現(xiàn)象。

經(jīng)仿真,在采用11∶00風場數(shù)據(jù)的基礎上,將發(fā)射架的發(fā)射俯仰角設計值向小調(diào)整約5.6°,方位角向右調(diào)整約4.3°,彈道積分結(jié)果的落點就可以與實際飛行落點一致。圖8給出了此條件下的積分彈道與設計彈道和飛行彈道對比,從圖可見,雖然積分彈道的落點和星下點軌跡與飛行彈道吻合,但確實與風影響類似,積分彈道的高度軌跡明顯比飛行彈道更低。而且,根據(jù)發(fā)射架研制單位提供的產(chǎn)品技術(shù)指標,發(fā)射架仰角和方位角調(diào)節(jié)精度很高,分別為±0.05°和±0.1°。本節(jié)中4°~6°的發(fā)射架角度偏差顯然偏離其指標參數(shù)太大,且在該發(fā)射架執(zhí)行過的其它發(fā)射任務中,也沒有證據(jù)能夠證明發(fā)射架角度調(diào)節(jié)會有這么大的偏差。

圖8 調(diào)整發(fā)射角的積分彈道與設計和飛行彈道對比Fig.8 Integrated trajectory by modifying initial launch angle compared with the designed and flight trajectory

2.3 氣動力偏差影響仿真

阻力偏差也可能造成航程偏差。由于MF-1靜穩(wěn)定度很高,飛行迎角很小,阻力近似等于軸向力,因此本節(jié)的仿真是通過改變軸向力系數(shù)的大小使得仿真的落點縱向航程與飛行一致,發(fā)射角仍然采用設計角度。對于側(cè)向落點的調(diào)整,則是通過增加來自于正北方的側(cè)向風實現(xiàn)的。經(jīng)仿真,在采用11∶00風場數(shù)據(jù)的基礎上,將MF-1軸向力系數(shù)增大為1.125倍,再疊加5.8m/s的北風,積分仿真彈道落點將與飛行落點一致。圖9給出了此條件下的積分彈道與設計彈道和飛行彈道的飛行軌跡及速度對比。從圖可見,雖然積分彈道的落點和星下點軌跡與飛行彈道吻合,正如1.1節(jié)所做的分析,由于軸向力系數(shù)變化不會改變發(fā)射起飛初期的姿態(tài),因此積分彈道比實際飛行彈道更高,全程基本都介于設計彈道和實際飛行彈道之間。而且,由于要以較高的彈道實現(xiàn)與飛行彈道一致的落點,積分彈道的速度比飛行彈道更低。

圖9 改變軸向力系數(shù)的積分彈道與設計和飛行彈道對比Fig.9 Integrated trajectory by modifying axial coefficient compared with the designed and flight trajectory

2.4 發(fā)動機推力偏差影響仿真

MF-1飛行過程中對發(fā)動機燃燒室壓力進行了測量。圖10給出了燃燒室壓力飛行測量結(jié)果與0℃、5℃和10℃藥溫條件下理論壓力對比。從圖可見,從時間軸來說,MF-1發(fā)動機實測的燃燒室壓力與5℃藥溫內(nèi)彈道一致性較好,但幾乎整個燃燒過程的推力都偏小,4.5 s前的大推力段實際飛行值偏低5%~7%。如果該數(shù)據(jù)可信,則必然意味著飛行過程的推力和總沖明顯小于設計狀態(tài),也必將導致飛行速度和射程比設計彈道偏小。

圖10 燃燒室壓力飛行值與不同藥溫理論值對比Fig.10 Combustor pressure flight data compared with that of theoretic data under different fuel temperatures

MF-1采用的助推器是成熟批產(chǎn)并進行了大量飛行的貨架產(chǎn)品,對該助推器產(chǎn)品的技術(shù)參數(shù)分析發(fā)現(xiàn),該系列助推器裝藥量的設計值最大偏差要求不大于0.6%;MF-1采用的這發(fā)助推器,實測裝藥量偏差小于0.2%。從該數(shù)據(jù)來看,助推器實際飛行推力與理論推力似乎不應該有顯著差異。

圖11(a)給出了采用設計發(fā)射角、11∶00風場和依據(jù)燃燒室壓力換算得到的發(fā)動機實測推力的積分彈道與設計彈道和飛行彈道對比?？梢娤啾扔趫D5,采用發(fā)動機實測推力的積分彈道射程顯著向飛行彈道靠攏,但仍與實際彈道有明顯差別。在此基礎上,再將發(fā)動機推力進一步減小0.95%,并疊加上5.67 m/s的正北風,可以實現(xiàn)積分仿真落點與飛行落點一致,如圖11(b)所示,但由于發(fā)動機推力變化不會迅速改變發(fā)射起飛初期的彈道角,仿真積分彈道的高度仍然比飛行彈道更高、速度更低。

圖11 發(fā)動機實測推力的積分彈道與設計彈道和飛行彈道對比Fig.11 Comparison of the integrated trajectory with the use of flight-measured thrust data to the designed and flight trajectory

圖12 組合條件1仿真彈道與飛行彈道對比Fig.12 Integrated trajectory of condition No.1 compared with flight trajectory

圖13 組合條件2仿真彈道與飛行彈道對比Fig.13 Integrated trajectory of condition No.2 compared with flight trajectory

2.5 組合影響仿真

前面的仿真表明,通過改變發(fā)射架方位角或者疊加側(cè)向風,必然可以使仿真積分彈道的星下點軌跡與飛行一致;通過改變發(fā)射架俯仰角或者疊加縱向風,都可以在MF-1發(fā)射起飛初期就可以迅速改變彈道傾角;MF-1氣動力偏差和發(fā)動機推力偏差不會引起發(fā)射起飛初期的彈道角迅速改變,但可以對射程產(chǎn)生影響。因此,通過將能夠改變初始彈道角的因素與不能改變彈道角的因素組合,理論上能夠得到與飛行軌跡基本一致的仿真彈道。

組合條件1:發(fā)射架角度采用設計值;風場采用11∶00測量數(shù)據(jù)再疊加速度為3.9m/s、西偏北62°常值風,軸向力系數(shù)增加8.7%,發(fā)動機推力數(shù)據(jù)采用5℃藥溫理論值。

組合條件2:發(fā)射架仰角相對設計值減小1.8°,射向朝右調(diào)整3.9°,風場采用11∶00測量數(shù)據(jù),軸向力系數(shù)增加9.3%,發(fā)動機推力數(shù)據(jù)采用5℃藥溫理論值。

組合條件3:發(fā)射架角度采用設計值;風場采用11∶00測量數(shù)據(jù)再疊加速度為6.4m/s、西偏北68°常值風,軸向力系數(shù)不變,發(fā)動機推力數(shù)據(jù)采用實測推力。

組合條件4:發(fā)射架仰角相對設計值減小1.55°,射向朝右調(diào)整3.9°,風場采用11∶00測量數(shù)據(jù),軸向力系數(shù)不變,發(fā)動機推力數(shù)據(jù)采用實測推力。

圖12~圖15分別給出了這4種情況下仿真彈道與飛行彈道的縱向射面軌跡對比及飛行時間50 s前的軸向總過載對比。從圖中的縱向射面軌跡曲線可見,4種組合條件下的仿真軌跡與飛行軌跡一致性都比較好。這也說明,發(fā)動機推力采用理論推力、但將地面預測軸向氣動力增加9%左右對全彈道高度和射程的影響,與采用地面預測軸向氣動力、但將發(fā)動機推力從理論推力減小為實測推力對全彈道高度和射程的影響相當。進一步分析圖中的過載對比曲線可見,采用理論推力的仿真彈道軸向總過載與飛行測量過載的吻合度明顯比實測推力仿真彈道更好。而下節(jié)的彈道重建結(jié)果將表明,基于實測過載的重建彈道與飛行彈道吻合很好,證明了飛行實測過載的偏差可忽略。因此,相對來說,MF-1實際飛行的發(fā)動機推力更接近于5℃藥溫條件下的理論設計值。至于是什么原因?qū)е铝薓F-1發(fā)動機燃燒室壓力飛行測量值與理論值之間的差異,后續(xù)還需要發(fā)動機、測量等專業(yè)人員進一步通過分析計算或試驗開展研究。

因此,綜合本節(jié)的影響仿真和下節(jié)的彈道重建,我們認為:MF-1實際飛行時的發(fā)動機推力與理論設計推力之間不存在顯著差異;引起飛行彈道與設計彈道偏差的最主要因素可能包括風場偏差、氣動力偏差及發(fā)射架角度偏差。

圖14 組合條件3仿真彈道與飛行彈道對比Fig.14 Integrated trajectory of condition No.3 compared with flight trajectory

圖15 組合條件4仿真彈道與飛行彈道對比Fig.15 Integrated trajectory of condition No.4 compared with flight trajectory

3 MF-1飛行彈道重建

彈道重建,即利用所有可以利用的飛行試驗測量數(shù)據(jù)計算飛行狀態(tài)向量[8],其最初的目的是重構(gòu)某些在動態(tài)飛行條件下難以直接測量的變量,如速度、迎角等[9]。其后不久,彈道重建方法被擴展應用于辨識一些傳感器的系統(tǒng)誤差[10]。今天,彈道重建作為檢驗傳感器精度和飛行試驗數(shù)據(jù)相容性的手段,在飛行器飛行試驗數(shù)據(jù)分析中得到廣泛應用,在某種程度上已經(jīng)成為氣動參數(shù)辨識不可或缺的重要環(huán)節(jié)[11]。

彈道重建不需要對氣動力/力矩、發(fā)動機推力/力矩以及大氣特性數(shù)據(jù)進行計算,而是直接利用MF-1發(fā)射初始狀態(tài)參數(shù)和飛行實測的過載及角速率數(shù)據(jù)進行積分來重建整個飛行過程的彈道參數(shù)。因為氣動力、推力、風場對于飛行器彈道和姿態(tài)的影響都已體現(xiàn)在過載和角速率中,因此氣動力、推力、風場等偏差不會對彈道重建產(chǎn)生影響。但是由于飛行測量數(shù)據(jù)也不可避免地存在各種誤差,導致直接積分出的彈道往往與真實彈道不一致。

應用系統(tǒng)辨識理論[11],以六自由度動力學模型和誤差模型為系統(tǒng)辨識的狀態(tài)方程和觀測方程,對MF-1整個飛行彈道進行積分,目標函數(shù)取為位置、速度等彈道參數(shù)擬合誤差最小,待辨識參數(shù)為積分彈道初值誤差及角速率和過載測量數(shù)據(jù)的常值漂移誤差。利用辨識結(jié)果對彈道初值及角速率和過載測量數(shù)據(jù)進行修正后,再進行彈道積分并考慮風修正,即可重建包括迎角、側(cè)滑角等在內(nèi)的飛行試驗全彈道數(shù)據(jù)。具體的彈道重建方法見文獻[6,7]。

圖16給出了MF-1飛行試驗過載和角速率測量數(shù)據(jù)。從圖可見,過載測量精度差,分辨率約0.24 g。如此低的分辨率必然導致難以進行高精度氣動參數(shù)辨識。

圖16 MF-1飛行試驗過載和角速率測量數(shù)據(jù)Fig.16 Flight tested overloads and angular velocities of MF-1

圖17給出了直接采用設計的發(fā)射初始條件和飛行實測的過載角速率數(shù)據(jù)進行六自由度積分得到的全程彈道與外測彈道對比。從圖可見,在縱向射面內(nèi)積分彈道總體上與外測彈道一致性較好。這也說明過載、角速率測量數(shù)據(jù)及MF-1的實際發(fā)射架仰角都沒有大問題;但是積分彈道星下點軌跡與外測彈道相比,明顯向左側(cè)偏斜,而且在落點附近出現(xiàn)了迅速拐彎的偏差發(fā)散情況,說明用于彈道積分的發(fā)射方位角等數(shù)據(jù)可能還是存在一些偏差,需要進行彈道重建。

圖17 基于飛行試驗測量數(shù)據(jù)的MF-1積分彈道與外測彈道對比Fig.17 Integrated trajectory based on flight test data compared with flight trajectory

采用彈道重建技術(shù),對積分初值偏差及過載角速率漂移進行辨識,并對辨識結(jié)果進行顯著性分析,得到滾轉(zhuǎn)角速率漂移為－0.013°/s、發(fā)射架仰角相對于設計值偏小0.1°、發(fā)射方位角相對于設計值偏右1.04°,其它偏差影響不顯著。在此基礎上,進一步進行了仿真分析,表明積分彈道星下點在末段出現(xiàn)的拐彎發(fā)散主要由滾轉(zhuǎn)角速率漂移引起積分誤差累積所致,拐彎前的彈道偏差主要由初始發(fā)射角偏差引起。

采用修正后的發(fā)射初始狀態(tài)及過載角速率數(shù)據(jù),進行全彈道積分獲得了MF-1全彈道重建結(jié)果。圖18給出了重建彈道與外測彈道對比,可見二者一致性很好。

圖18 MF-1重建彈道與飛行彈道對比Fig.18 Reconstructed trajectory compared with flight trajectory

MF-1滾轉(zhuǎn)角速率測量數(shù)據(jù)的分辨率為±0.25°/s,可見彈道重建得到的滾轉(zhuǎn)角速率漂移量完全在傳感器分辨率誤差之內(nèi)。然而,與第二節(jié)MF-1飛行彈道偏差影響仿真中,將引起發(fā)射初期彈道角差異歸結(jié)為發(fā)射角偏差而不是風場偏差的仿真結(jié)果相比,雖然本節(jié)彈道重建得到的發(fā)射角偏差量值明顯減小,更趨合理,但仍然比發(fā)射架技術(shù)指標給出的要大,方位角偏差大了一個量級。從前面的圖17可見,在彈道初期,直接積分彈道就與實際飛行彈道的星下點在側(cè)向出現(xiàn)了明顯偏離。本節(jié)前面已說過,氣動力、推力、風場等偏差不會對彈道重建產(chǎn)生影響,因此,導致在彈道初期直接積分彈道就與實際飛行彈道的星下點在側(cè)向出現(xiàn)了明顯偏離的最主要原因,只能是發(fā)射初始方位角出現(xiàn)了較大偏差,因此,本文彈道重建結(jié)果給出的發(fā)射初始方位角偏差的量級是正確的。也就是說,MF-1發(fā)射時發(fā)射架方位角偏差確實超出了技術(shù)指標給出的精度范圍。

基于彈道重建結(jié)果和風場數(shù)據(jù),即可估計得到飛行迎角和側(cè)滑角歷程。圖19給出了上升段飛行時間0~40 s、高度40 km以下未進行風修正的迎角側(cè)滑角歷程與利用16∶00氣象測量結(jié)果進行風修正后的迎角側(cè)滑角歷程對比,可見風的影響很大,必須予以考慮。

圖19 風修正前后MF-1飛行迎角及側(cè)滑角對比Fig.19 Flight angles of attack and slid comparison between pre-and after-wind correcting

4 結(jié) 論

本文首先利用彈道仿真手段研究了導致MF-1試驗飛行器飛行彈道與設計彈道之間偏差的可能原因;然后,通過彈道重建技術(shù)開展了MF-1飛行試驗全彈道重建,得到了完整可靠的全彈道數(shù)據(jù);將彈道重建結(jié)果與前面的彈道偏差影響仿真結(jié)果相結(jié)合,進一步分析了導致飛行彈道差異的原因。結(jié)果表明:

1)引起MF-1飛行彈道與設計彈道偏差的最主要因素應該是風場測量偏差,以及一定程度的氣動力偏差和發(fā)射方位角偏差;

2)利用彈道重建技術(shù),獲得了包括迎角側(cè)滑角在內(nèi)的完整可靠的彈道數(shù)據(jù),為MF-1飛行試驗結(jié)果分析提供了依據(jù);

3)風修正前后的迎角側(cè)滑角對比表明,風場對迎角側(cè)滑角的準確估計有顯著影響,因此,在無法直接實現(xiàn)飛行迎角測量情況下,應盡量提高風場測量的實時性。