王朋飛，周前進(jìn)

(1.西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院， 西安 710089； 2.國(guó)營(yíng)990廠(chǎng)， 合肥 230601)

靶彈飛行性能的好壞直接影響防空導(dǎo)彈的校驗(yàn)。靶彈可用來(lái)模擬超音速導(dǎo)彈類(lèi)、飛機(jī)類(lèi)目標(biāo)，其本身還要成本低、操作使用簡(jiǎn)單、性能可靠，且能夠模擬俯沖、平飛等超音速目標(biāo)的飛行彈道[1-3]。靶彈可通過(guò)專(zhuān)門(mén)研制、導(dǎo)彈改造和火箭彈改裝等3種途徑獲得[4-5]。專(zhuān)門(mén)研制和利用導(dǎo)彈改裝的研制周期長(zhǎng)、成本高，不利于大量部署；利用技術(shù)成熟的無(wú)控大射程尾翼穩(wěn)定式火箭彈改裝成超音速靶彈省時(shí)省力[6]。由于無(wú)控火箭彈的彈道為拋物線(xiàn)，無(wú)法模擬滯空時(shí)間長(zhǎng)、平飛類(lèi)目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)特性。因此，在無(wú)控大射程火箭彈的基礎(chǔ)上加裝控制機(jī)構(gòu)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)，使其成為有控火箭靶彈，延長(zhǎng)滯空時(shí)間。修正執(zhí)行機(jī)構(gòu)主要有微型脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)、空氣動(dòng)力舵和燃?xì)馍淞骺刂瓢l(fā)動(dòng)機(jī)三種形式，前一種執(zhí)行機(jī)構(gòu)脈沖矢量大小有限，無(wú)法連續(xù)修正，噴流推力會(huì)產(chǎn)生偏心問(wèn)題，不能實(shí)現(xiàn)靶彈的準(zhǔn)平飛彈道；利用空氣動(dòng)力舵可進(jìn)行連續(xù)控制，在滑翔增程彈箭中已大量應(yīng)用。本文采用空氣動(dòng)力舵這種修正執(zhí)行機(jī)構(gòu)對(duì)無(wú)控火箭靶彈進(jìn)行改裝。

有控火箭靶彈通過(guò)不同的舵面控制方式，使舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生控制升力和控制力矩，以抵消重力的影響，改善飛行彈道特性，實(shí)現(xiàn)滑翔飛行，在一段時(shí)間內(nèi)提供近似水平的飛行彈道，甚至是平飛彈道[7-9]。

1 供靶彈道[10-12]

有控火箭靶彈采用不同的舵面控制方式，可得到平飛、準(zhǔn)平飛和滑翔飛行等3種形式的彈道曲線(xiàn)(如圖1所示)，以滿(mǎn)足超音速目標(biāo)的供靶需求。

圖1 供靶彈道曲線(xiàn)

控制機(jī)構(gòu)的作用過(guò)程可分為4個(gè)階段：發(fā)射前準(zhǔn)備、起飛無(wú)控段、上升穩(wěn)定控制段和滑翔飛行段。

2 舵面控制方式

有控火箭靶彈基于無(wú)控尾翼式火箭彈進(jìn)行改裝，增加差動(dòng)×型控制舵和姿態(tài)控制系統(tǒng)，控制舵實(shí)現(xiàn)靶彈的俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航姿態(tài)穩(wěn)定控制，姿態(tài)控制系統(tǒng)通過(guò)慣性測(cè)量組件——3個(gè)方向的速率陀螺和加速度計(jì)，測(cè)量彈體姿態(tài)，形成姿態(tài)控制信號(hào)，并控制舵面偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生控制力和控制力矩，控制彈體姿態(tài)，使靶彈沿預(yù)定彈道穩(wěn)定飛行。

要得到不同的供靶飛行彈道，可采用以下幾種舵面偏轉(zhuǎn)控制方式[13-14]：固定舵偏角控制、變舵偏角控制和直線(xiàn)滑翔飛行控制。

1) 固定舵偏角控制

固定舵偏角控制方式是最簡(jiǎn)單的，在彈箭飛行過(guò)程中的某時(shí)刻，舵面偏轉(zhuǎn)為固定角度，從滑翔飛行一直到彈道終點(diǎn)將不再進(jìn)行變化。若設(shè)計(jì)固定舵偏角合理，能夠基本實(shí)現(xiàn)預(yù)期滑翔飛行目的。

2) 變舵偏角控制

采用固定舵偏角控制方式時(shí)，火箭靶彈在高空中飛行(海拔高度10 km以上時(shí))，空氣密度小，鴨舵為提供足夠的平衡升力(舵面產(chǎn)生的升力隨空氣密度的減小而減小)，舵偏角相對(duì)較大，但到了低空飛行時(shí)，空氣密度驟然增加，導(dǎo)致升力增加的同時(shí)火箭靶彈所受的阻力也急劇增大，使火箭靶彈的速度衰減加快、高度降低也變快，甚至?xí)霈F(xiàn)火箭靶彈被拉起的情況，這些都不利于火箭靶彈供靶彈道的實(shí)現(xiàn)[15][16]。設(shè)計(jì)時(shí)可考慮舵偏角在整個(gè)飛行過(guò)程中進(jìn)行有限次的舵面偏轉(zhuǎn)控制，將升力變化控制在一定范圍之內(nèi)，以適應(yīng)不同環(huán)境的要求。

3) 直線(xiàn)滑翔飛行控制

若使滑翔飛行段的法向加速度為0，即dθ/dt=0，則彈道傾角θ將保持不變，火箭靶彈沿直線(xiàn)軌跡飛行，即直線(xiàn)滑翔飛行。在直線(xiàn)滑翔飛行彈道中，升力由攻角產(chǎn)生的升力和舵偏角產(chǎn)生的升力兩部分組成，與攻角和舵偏角有關(guān)，同時(shí)與空氣密度及飛行速度也有關(guān)。舵面產(chǎn)生的升力對(duì)靶彈重心形成的力矩

直線(xiàn)滑翔下的平衡攻角α和舵偏角δ的表達(dá)式如式(1)、式(2)所示。

(1)

(2)

4) 控制方式對(duì)比

固定舵偏角方式結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、易于實(shí)現(xiàn)，但在低空飛行時(shí)的阻力較大，速度和高度衰減較快，不利于供靶彈道的實(shí)現(xiàn)；變舵偏角控制方式是在固定舵偏角方式基礎(chǔ)上的改進(jìn)，在高空時(shí)俯仰舵偏角較大，低空時(shí)較小，這既保證高空時(shí)能夠提供足夠的升力，又能使彈丸在低空時(shí)速度衰減相對(duì)較慢，從而提高舵控效率，這種控制方案的成本相對(duì)也比較低。直線(xiàn)滑翔飛行控制方式能夠得到平飛效果很好的平飛彈道，但需要實(shí)時(shí)調(diào)整舵偏角，以使火箭靶彈的升力與重力分量在豎直平面內(nèi)平衡，這對(duì)火箭靶彈的彈載探測(cè)系統(tǒng)、實(shí)時(shí)彈道解算系統(tǒng)和控制執(zhí)行系統(tǒng)的精度、靈敏性要求高，整個(gè)系統(tǒng)復(fù)雜且成本高。

針對(duì)變舵偏角控制方式和直線(xiàn)滑翔飛行控制方式進(jìn)行外彈道仿真計(jì)算，可實(shí)現(xiàn)滿(mǎn)足目標(biāo)運(yùn)動(dòng)特性指標(biāo)的供靶彈道。

3 彈道仿真分析

3.1 變舵偏角控制彈道仿真

射角不同，彈道高度和到達(dá)彈道頂點(diǎn)的時(shí)間也不同，所以火箭靶彈舵面偏轉(zhuǎn)時(shí)間點(diǎn)也就不同。以30°射角為例，仿真起始舵偏角分別為0°、4°、8°和12°時(shí)的彈道，舵面偏轉(zhuǎn)起控時(shí)間在彈道頂點(diǎn)處。射高曲線(xiàn)和速度曲線(xiàn)的仿真結(jié)果如圖2、圖3所示。

圖2 射高曲線(xiàn)

圖3 速度曲線(xiàn)

由彈道曲線(xiàn)可知：相比于無(wú)舵偏角火箭靶彈的拋物線(xiàn)彈道，變舵偏角控制方式通過(guò)有限次調(diào)整舵偏角大小和控制時(shí)間，可以得到滑翔飛行彈道。

火箭靶彈的射程和飛行時(shí)間隨舵偏角的增大而增大，滑翔飛行效果越明顯。因此，只對(duì)12°舵偏角時(shí)的彈道進(jìn)行分析，其供靶方案曲線(xiàn)如圖4所示。

圖4 12°舵偏角下供靶方案曲線(xiàn)

3.2 直線(xiàn)滑翔飛行控制彈道仿真

直線(xiàn)滑翔飛行控制的彈道仿真的初始條件和氣動(dòng)參數(shù)與變舵偏角控制方式一致。不同射擊角度下的彈道參數(shù)曲線(xiàn)如圖5、圖6所示。

圖5 不同射角下射高-時(shí)間曲線(xiàn)

圖6 不同射角下速度-時(shí)間曲線(xiàn)

由彈道曲線(xiàn)知：不同射角下，火箭靶彈的飛行彈道都出現(xiàn)一段平飛彈道，形成平飛段的高度和時(shí)間范圍有所不同。仿真參數(shù)中，各射角下平飛段，其彈道傾角θ的值都在零附近變化(彈道傾角變化范圍基本為-7.7°～3.63°。沒(méi)有嚴(yán)格水平飛行，主要考慮火箭靶彈在較大的舵偏角下的穩(wěn)定性)。

對(duì)比供靶指標(biāo)，不同射角下，直線(xiàn)滑翔飛行控制的彈道均滿(mǎn)足供靶要求。因此，只對(duì)35°射角的彈道進(jìn)行分析，其供靶方案曲線(xiàn)如圖7所示。

圖7 35°射角下供靶方案曲線(xiàn)

4 結(jié)論

1) 變舵偏角和直線(xiàn)滑翔飛行兩種舵面控制方式，均可改善無(wú)控飛行彈道。變舵偏角控制方式通過(guò)調(diào)整舵偏角大小、舵面控制時(shí)間，可以得到滑翔飛行彈道；在一定范圍內(nèi)，隨著舵偏角的增大，火箭靶彈的滑翔效果越顯著，越能滿(mǎn)足供靶要求。直線(xiàn)滑翔飛行控制方式可實(shí)現(xiàn)平飛彈道，射角不同，平飛段的高度不同，可模擬不同的飛行目標(biāo)。

2) 變舵偏角和直線(xiàn)滑翔飛行兩種舵面控制方式得到的滑翔飛行彈道和平飛彈道，均可滿(mǎn)足供靶條件。變舵偏角控制方式控制結(jié)構(gòu)較簡(jiǎn)單、易于實(shí)現(xiàn)，但控制精度較差；直線(xiàn)滑翔飛行控制方式控制精度較高，但控制系統(tǒng)復(fù)雜、成本高。