隔轉(zhuǎn)鴨舵式彈道修正彈電磁執(zhí)行機(jī)構(gòu)工況研究

程杰,于紀(jì)言,王曉鳴,姚文進(jìn)

(南京理工大學(xué)智能彈藥技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室,江蘇南京 210094)

隔轉(zhuǎn)鴨舵式彈道修正彈電磁執(zhí)行機(jī)構(gòu)工況研究

程杰,于紀(jì)言,王曉鳴,姚文進(jìn)

(南京理工大學(xué)智能彈藥技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室,江蘇南京 210094)

為研究隔轉(zhuǎn)鴨舵式彈道修正彈執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工況,對(duì)鴨舵和軸承進(jìn)行動(dòng)力學(xué)建模,改進(jìn)基于歐拉方法的雙旋彈道模型,并利用彈道參數(shù)對(duì)電磁執(zhí)行機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)工況進(jìn)行驗(yàn)證。以不同發(fā)射條件下彈體和鴨舵的滾轉(zhuǎn)狀態(tài)為基礎(chǔ),提取執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作轉(zhuǎn)速和電磁扭矩。計(jì)算結(jié)果表明:鴨舵在出炮口后能夠快速實(shí)現(xiàn)相對(duì)彈體的反向滾轉(zhuǎn),并逐漸達(dá)到低速的平衡狀態(tài),且平衡轉(zhuǎn)速受發(fā)射條件影響小。彈體轉(zhuǎn)速是引起執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作轉(zhuǎn)速范圍較大的原因,彈丸經(jīng)過(guò)弧頂后,執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工況趨于平穩(wěn),轉(zhuǎn)速保持在130～230 r/s范圍,所需扭矩小于0.5 N·m.從執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作帶寬的角度考慮,最佳啟控點(diǎn)宜在弧頂之后?；陧攲訌椀滥Ｐ瞳@取關(guān)鍵部件設(shè)計(jì)指標(biāo)的方法為雙旋彈道修正彈的工程應(yīng)用提供了借鑒。

兵器科學(xué)與技術(shù)；彈道修正；雙旋彈；外彈道；執(zhí)行機(jī)構(gòu)

0 引言

隔轉(zhuǎn)鴨舵式彈道修正彈是指彈丸和鴨舵之間存在相對(duì)滾轉(zhuǎn)的自由度,非對(duì)稱布局的固定鴨舵通過(guò)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的電磁扭矩、氣動(dòng)力矩以及軸承的摩擦力矩三者相互作用實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)相位的控制。彈體仍然能夠保持原有的陀螺穩(wěn)定效應(yīng),鴨舵提供的側(cè)向力改變彈丸的動(dòng)力平衡角,從而達(dá)到二維修正的效果。隔轉(zhuǎn)鴨舵式彈道修正彈具有成本低、對(duì)原彈尺寸改動(dòng)小、執(zhí)行機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)單的優(yōu)點(diǎn),成為國(guó)內(nèi)外彈藥智能化領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)[1-4]。

作為新概念的氣動(dòng)布局和修正機(jī)理,隔轉(zhuǎn)鴨舵式彈道修正彈在動(dòng)力學(xué)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)方面都帶來(lái)了新的問(wèn)題。Jermey通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)的方法證明了隔轉(zhuǎn)鴨舵式布局在旋轉(zhuǎn)彈丸操縱性能方面的優(yōu)勢(shì)[5]。Costello等建立了雙旋彈丸的動(dòng)力學(xué)線化模型,并對(duì)旋轉(zhuǎn)彈在修正力作用下的響應(yīng)特性進(jìn)行了分析,并引入了軸承的動(dòng)力學(xué)模型[6]。Wernert等對(duì)隔轉(zhuǎn)鴨舵式彈道修正彈的穩(wěn)定性進(jìn)行研究,并利用風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行了閉環(huán)分析[7]。國(guó)內(nèi),佘浩平等[8]、王志剛等[9]分別基于歐拉和凱恩方法建立了雙旋火箭彈的彈道模型,并對(duì)兩種方法的優(yōu)劣進(jìn)行了比較。Cheng等[4]從動(dòng)力平衡角和落點(diǎn)角度研究了雙旋彈對(duì)側(cè)向力的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)性能。雖然國(guó)內(nèi)外對(duì)隔轉(zhuǎn)鴨舵式彈道修正彈的總體技術(shù)研究已經(jīng)取得較大進(jìn)展,但是在彈道模型中對(duì)軸承、鴨舵等子部件級(jí)的動(dòng)力學(xué)建模分析較少,針對(duì)電磁執(zhí)行機(jī)構(gòu)工況特性的研究更少。

因此,本文針對(duì)隔轉(zhuǎn)鴨舵式彈道修正彈的特點(diǎn),在鴨舵和軸承動(dòng)力學(xué)模型的基礎(chǔ)上,改進(jìn)了基于歐拉方法的雙旋彈道模型。分析全彈道過(guò)程中電磁執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工況,并對(duì)常見發(fā)射條件下工作轉(zhuǎn)速和電磁控制扭矩進(jìn)行了研究。

1 執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工況與動(dòng)力學(xué)模型

隔轉(zhuǎn)鴨舵式彈道修正彈的總體結(jié)構(gòu)如圖1所示,鴨舵和彈體通過(guò)隔轉(zhuǎn)組件(軸承)聯(lián)接,二者之間能夠繞彈軸自由滾轉(zhuǎn)。執(zhí)行機(jī)構(gòu)位于鴨舵和彈體的聯(lián)接部,通過(guò)電磁力矩控制鴨舵和彈體間的相對(duì)滾轉(zhuǎn)。隔轉(zhuǎn)鴨舵的氣動(dòng)布局分別如圖2所示,鴨舵的非對(duì)稱布局表現(xiàn)在:一對(duì)同向偏轉(zhuǎn)的操縱舵為彈丸提供側(cè)向的操縱力和力矩;另一對(duì)為差動(dòng)舵,為鴨舵繞彈軸反向低速滾轉(zhuǎn)提供氣動(dòng)力矩,從而實(shí)現(xiàn)操縱力能夠到達(dá)任意相位。

圖1 隔轉(zhuǎn)鴨舵式彈道修正彈示意圖Fig.1 Schematic diagram of trajectory correction projectile with decoupled canards

圖2 鴨舵的氣動(dòng)布局Fig.2 Aerodynamic configuration of canards

在外彈道飛行過(guò)程中,鴨舵在彈軸方向受到的力矩有:差動(dòng)舵提供的空氣力矩、軸承傳遞的摩擦力矩和執(zhí)行機(jī)構(gòu)的電磁力矩。鴨舵的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)由3個(gè)部分力矩共同作用決定:

式中:pF和JF分別表示前級(jí)鴨舵組件的轉(zhuǎn)速和軸向轉(zhuǎn)動(dòng)慣量(約定彈體轉(zhuǎn)速方向?yàn)檎?即右旋),腳標(biāo)F表示該物理量對(duì)應(yīng)前級(jí)結(jié)構(gòu)(即隔轉(zhuǎn)鴨舵);Ma、Mf、Me分別表示空氣差動(dòng)力矩、軸承摩擦阻尼力矩和電磁力矩。

飛行過(guò)程中的電磁力矩分為主動(dòng)和被動(dòng)兩部分:主動(dòng)即在控制狀態(tài)下,飛控系統(tǒng)對(duì)執(zhí)行機(jī)構(gòu)進(jìn)行電力控制產(chǎn)生的主動(dòng)力矩Mc;被動(dòng)則是由于前后級(jí)相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)而產(chǎn)生電磁感應(yīng)阻尼力矩ME.且

其中,主動(dòng)控制力矩只存在于控制階段,而電磁感應(yīng)阻尼始終存在于前后級(jí)相對(duì)滾轉(zhuǎn)的過(guò)程中。和軸承摩擦力矩相同,電磁感應(yīng)阻尼在整個(gè)彈道過(guò)程中始終表現(xiàn)為受相對(duì)轉(zhuǎn)速影響的阻尼項(xiàng),阻礙鴨舵與彈體反向滾轉(zhuǎn)?？紤]到力的影響因素和作用效果,將電磁感應(yīng)的阻尼項(xiàng)與軸承摩擦力矩合并為阻尼力矩:

將(2)式和(3)式代入(1)式后得到鴨舵滾轉(zhuǎn)動(dòng)力學(xué)方程(4)式。(4)式將隔轉(zhuǎn)鴨舵在彈軸方向所受到的力矩整理簡(jiǎn)化為3個(gè)部分:空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)提供的氣動(dòng)力矩Ma、傳動(dòng)機(jī)構(gòu)的阻尼力矩Md和控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)項(xiàng)Mc.處理后的動(dòng)力學(xué)模型為工程設(shè)計(jì)中的氣動(dòng)、機(jī)構(gòu)和控制分別提供了指標(biāo)來(lái)源,模塊化的分解也為多學(xué)科的參數(shù)匹配與優(yōu)化提供了平臺(tái)。

根據(jù)鴨舵滾轉(zhuǎn)動(dòng)力學(xué)模型(4)式,全彈道飛行過(guò)程中,執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工況可設(shè)計(jì)為自由減旋、穩(wěn)定滾轉(zhuǎn)和定向修正3個(gè)階段(如圖3所示):第1階段(a～c),出炮口后鴨舵在氣動(dòng)力矩和阻尼力矩的共同作用下迅速由起始轉(zhuǎn)速(與彈體同向高速滾轉(zhuǎn))減旋,并實(shí)現(xiàn)鴨舵相對(duì)彈體的反向滾轉(zhuǎn);第2階段(c～d),鴨舵的轉(zhuǎn)速逐漸到達(dá)一個(gè)相對(duì)穩(wěn)定的幅值范圍,保持反向的低速滾轉(zhuǎn),修正彈進(jìn)入待修正狀態(tài);第3階段(d～e),執(zhí)行機(jī)構(gòu)收到控制指令后,通過(guò)電磁控制力矩的作用將鴨舵的轉(zhuǎn)速快速降至相對(duì)地面為0的狀態(tài),使鴨舵的側(cè)向操縱力能夠指向所需要的相位,實(shí)現(xiàn)修正作用。當(dāng)進(jìn)行多次不連續(xù)修正時(shí),執(zhí)行結(jié)構(gòu)需要根據(jù)接收的指令相應(yīng)地進(jìn)行多次脈沖式加載(e～f)。

圖3 鴨舵在滾轉(zhuǎn)通道內(nèi)的設(shè)計(jì)工況Fig.3 Designed working condition of canards

2 雙旋彈道模型

2.1 修正剛體彈道

隔轉(zhuǎn)鴨舵式彈道修正彈的修正機(jī)理是基于彈丸動(dòng)力平衡角的姿態(tài)調(diào)整[4],因此修正彈動(dòng)力學(xué)模型應(yīng)基于6自由度(6DOF)彈道模型。文獻(xiàn)[6]的研究結(jié)果指出,當(dāng)雙旋彈前后級(jí)滾轉(zhuǎn)軸相同,并且兩級(jí)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量相差較大時(shí),(5)式描述的6DOF剛體彈道模型[10]仍然適用。

式中:v、h表示彈丸的飛行速度和動(dòng)量矩;F、M表示作用在傳統(tǒng)彈丸上的力和力矩;Fc、Mc分別由隔轉(zhuǎn)鴨舵而引起的修正力和力矩,下角標(biāo)i=x,y,z表示變量在3個(gè)坐標(biāo)軸上的分量(其中,力在基準(zhǔn)坐標(biāo)系投影,力矩在彈體坐標(biāo)系投影,轉(zhuǎn)換矩陣參見文獻(xiàn)[7,10])。

修正力矩Mc在彈軸x方向上的投影Mcx反映隔轉(zhuǎn)鴨舵和彈體之間的相互作用,即

(4)式、(5)式和(6)式組成了雙旋彈道模型,但是為使方程組閉合可解,仍需要對(duì)(4)式右側(cè)的3個(gè)關(guān)鍵部件進(jìn)行建模。通過(guò)對(duì)空氣動(dòng)力矩和隔轉(zhuǎn)阻尼力矩的特性研究并構(gòu)建參數(shù)模型,即可獲取電磁執(zhí)行機(jī)構(gòu)在控制過(guò)程中所處的工況和需要提供的扭矩。

2.2 空氣動(dòng)力矩

導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩指在靜止條件下差動(dòng)舵提供的滾轉(zhuǎn)力矩,其大小與鴨舵斜置角δ和馬赫數(shù)Ma有關(guān),可表示為

圖4 不同斜置角時(shí)導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律Fig.4 Clvs.Mach at different slant angles

當(dāng)鴨舵繞彈軸滾轉(zhuǎn)時(shí),轉(zhuǎn)動(dòng)使鴨舵的每個(gè)剖面產(chǎn)生了垂直于翼面的附加速度,從而引起附加攻角

式中:r表示舵面壓心到彈軸的距離。附加攻角導(dǎo)致的氣動(dòng)力矩與鴨舵轉(zhuǎn)速方向相反,即滾轉(zhuǎn)阻尼力矩,其大小受鴨舵轉(zhuǎn)速的影響,

2.3 隔轉(zhuǎn)阻尼力矩

文獻(xiàn)[6]通過(guò)軸承動(dòng)力學(xué)的方法得到,在高轉(zhuǎn)速條件下,軸承的摩擦阻尼只受軸向壓力的影響。因此,鴨舵和彈體之間通過(guò)軸承傳遞的摩擦阻尼力矩可表示為

式中:CRB為軸承摩擦阻尼系數(shù),通過(guò)高速軸承測(cè)試獲得;FCX為鴨舵和彈體之間的軸向相互作用力,由二者的加速度相等可換算出前后級(jí)之間的軸向力為

式中:mb和mc分別表示彈體和鴨舵的質(zhì)量;F和F分別表示前級(jí)(鴨舵)和后級(jí)(彈體)所受到的軸向氣動(dòng)力。

由(3)式和(4)式知,鴨舵在滾轉(zhuǎn)過(guò)程中的隔轉(zhuǎn)阻尼項(xiàng)由軸承摩擦阻尼和電磁感應(yīng)阻尼兩部分組成。進(jìn)一步將(3)式進(jìn)行工程簡(jiǎn)化為(13)式。

式中:k表示電磁回路對(duì)隔轉(zhuǎn)阻尼力矩的影響系數(shù)。通過(guò)基礎(chǔ)試驗(yàn)(見圖5)對(duì)公式中的系數(shù)進(jìn)行標(biāo)定,分別測(cè)試在電磁回路通斷的情況下隔轉(zhuǎn)組件的阻尼力矩,試驗(yàn)中的主動(dòng)變量包含軸向載荷和相對(duì)轉(zhuǎn)速。

圖5 隔轉(zhuǎn)組件的阻尼力矩標(biāo)定試驗(yàn)Fig.5 Calibration test of damping torques of decoupled components

3 結(jié)果分析

以大口徑榴彈為研究對(duì)象,對(duì)上述雙旋彈道模型進(jìn)行數(shù)值積分,獲取全彈道過(guò)程中修正彈的飛行參數(shù)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)的轉(zhuǎn)速、力矩特性,研究不同射擊條件下的工作特性。表1列出了大口徑榴彈常見的5種射擊條件,通過(guò)5組不同的初始參數(shù)可以得到隔轉(zhuǎn)鴨舵式彈道修正彈的全彈道參數(shù)。

表1 彈道修正彈的常見射擊條件Tab.1 Common initial launching conditions of trajectory correction projectiles

3.1 雙旋彈道參數(shù)

雙旋彈道參數(shù)反映各部件的數(shù)學(xué)模型和實(shí)際標(biāo)定參數(shù)是否符合設(shè)計(jì)工況的要求,即能用于對(duì)模型的驗(yàn)證,又有助于從宏觀參數(shù)方面分析電磁執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作環(huán)境。

圖6為第1個(gè)發(fā)射條件下全彈道飛行過(guò)程中彈體與鴨舵的轉(zhuǎn)速變化。由于軸承在鴨舵和彈體之間起到的隔轉(zhuǎn)作用,彈體的轉(zhuǎn)速相對(duì)于傳統(tǒng)彈丸變化不大,仍能夠保證修正彈的陀螺穩(wěn)定性(彈體轉(zhuǎn)速變化規(guī)律保持)。鴨舵能夠按照設(shè)計(jì)的工況(見圖3)進(jìn)行滾轉(zhuǎn),在出炮口后的極短時(shí)間內(nèi)(約0.5 s)即可達(dá)到相對(duì)彈體反向滾轉(zhuǎn)的狀態(tài)。之后,在滾轉(zhuǎn)阻尼力矩的作用下,鴨舵隨彈速的下降而逐漸達(dá)到一個(gè)相對(duì)穩(wěn)定的低速滾轉(zhuǎn)狀態(tài)。鴨舵在待修正狀態(tài)時(shí),空氣動(dòng)力矩和軸承阻尼都與彈速相關(guān),在弧頂過(guò)后的某一點(diǎn)彈速最低時(shí)刻,鴨舵的轉(zhuǎn)速也最低。

圖7和圖8分別顯示5個(gè)射擊條件下,修正彈速度和鴨舵轉(zhuǎn)速的變化規(guī)律。結(jié)果表明:1)不同發(fā)射條件下,修正彈在彈道后半段(即待修正弧段)的速度幅值在相對(duì)穩(wěn)定的范圍內(nèi)變化(250～350m/s); 2)不同發(fā)射條件下,鴨舵的平衡轉(zhuǎn)速近似,都能夠保持在7～10 r/s的小轉(zhuǎn)速范圍內(nèi);3)彈速和鴨舵轉(zhuǎn)速在待修正弧段內(nèi)變化規(guī)律相同,當(dāng)彈重與空氣阻力平衡時(shí)數(shù)值最小,然后緩慢增加。文獻(xiàn)[11]指出,自由滾轉(zhuǎn)鴨舵的平衡轉(zhuǎn)速與彈丸的飛行速度和鴨舵幾何尺寸有關(guān),與圖7和圖8的結(jié)果吻合較好。

圖6 全彈道過(guò)程中彈體與鴨舵的轉(zhuǎn)速變化Fig.6 Spin rates of projectile and canards in flight

圖7 不同發(fā)射條件下彈丸的速度變化Fig.7 Curves of velocities in different initial conditions

圖8 不同發(fā)射條件下鴨舵的轉(zhuǎn)速變化規(guī)律Fig.8 Spin rates of canards in different initial conditions

3.2 工作特性曲線

執(zhí)行機(jī)構(gòu)的作用在于控制鴨舵和彈體的相對(duì)滾轉(zhuǎn),平衡氣動(dòng)導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩、摩擦力矩、電磁力矩三者之間的關(guān)系,從而實(shí)現(xiàn)鴨舵的滾轉(zhuǎn)相位角控制。因此,執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作環(huán)境與鴨舵和彈體的相對(duì)轉(zhuǎn)速有關(guān),所需的電磁力矩應(yīng)由氣動(dòng)導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩和軸承摩擦力矩共同決定。

圖9為不同發(fā)射條件下執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作轉(zhuǎn)速隨射程x的變化規(guī)律,即鴨舵和彈體之間的相對(duì)轉(zhuǎn)速。對(duì)比圖6發(fā)現(xiàn),執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作轉(zhuǎn)速的變化規(guī)律與彈體轉(zhuǎn)速衰減規(guī)律相似。但是,在彈道升弧段,鴨舵由初始狀態(tài)(與彈體同向滾轉(zhuǎn))迅速減旋至與彈體反向低速滾轉(zhuǎn)的狀態(tài),執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作轉(zhuǎn)速在升弧段的衰減更加快速。在彈道降弧段,鴨舵轉(zhuǎn)速已經(jīng)到達(dá)準(zhǔn)平衡狀態(tài),工作轉(zhuǎn)速主要受彈體轉(zhuǎn)速緩慢衰減的影響,工作轉(zhuǎn)速的幅值變化平穩(wěn),近似為彈體轉(zhuǎn)速的衰減規(guī)律。比較圖6和圖9發(fā)現(xiàn),引起執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作轉(zhuǎn)速范圍較大的主要原因是彈體的轉(zhuǎn)速變化范圍大。若遠(yuǎn)程和近程兩種工況采用同一套設(shè)計(jì)方案,則執(zhí)行機(jī)構(gòu)需要較寬的額定轉(zhuǎn)速范圍。

圖9 不同發(fā)射條件下執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作轉(zhuǎn)速Fig.9 Spin rates of actuator in different initial conditions

(4)式表明,為使鴨舵保持相對(duì)地面靜止,電磁控制力矩至少應(yīng)等于空氣導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩和隔轉(zhuǎn)阻尼矩之和,由此可得執(zhí)行機(jī)構(gòu)所需扭矩隨射程的變化規(guī)律(如圖10所示)。在彈道升弧段,彈丸的飛行速度高,作用在鴨舵上的空氣導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩大,因此執(zhí)行結(jié)構(gòu)所需的電磁力矩較大。在降弧段,彈丸速度衰減至最低點(diǎn)后緩慢回升,空氣導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩較小且幅值變化范圍窄,執(zhí)行機(jī)構(gòu)所需要的電磁力矩較小。

圖10 不同發(fā)射條件下執(zhí)行機(jī)構(gòu)扭矩變化Fig.10 Torques of actuator in different initial conditions

綜合工作轉(zhuǎn)速和力矩變化規(guī)律,得到常見發(fā)射條件下執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作特性曲線(見圖11)。圖中曲線起始的橫線部分表示,彈丸出炮口時(shí)假定鴨舵和彈體在滾轉(zhuǎn)自由度上具有相同的初始條件,由相對(duì)靜止到反向高速隔轉(zhuǎn)的突變過(guò)程造成了第1個(gè)工作階段的特性曲線比較平直。此后,隨著彈速下降執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作力矩和轉(zhuǎn)速下降。當(dāng)修正彈進(jìn)入待修正狀態(tài)時(shí)(圖11中虛線框內(nèi)),執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作力矩全部維持在0.5 N·m以內(nèi),不同工況下的工作轉(zhuǎn)速變化范圍為120～250 r/s,設(shè)計(jì)功率應(yīng)達(dá)到125W.

圖11 不同發(fā)射條件下執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作特性曲線Fig.11 Curves ofworking characteristics of actuator in different initial conditions

綜上所述,當(dāng)待修正的彈道弧段為彈道后半段時(shí),彈速和鴨舵的絕對(duì)轉(zhuǎn)速相對(duì)穩(wěn)定,執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作轉(zhuǎn)速和力矩范圍也較小。因此,從執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作帶寬角度考慮,隔轉(zhuǎn)鴨舵式彈道修正彈的起控點(diǎn)設(shè)計(jì)在彈道弧頂之后更加合理。

4 結(jié)論

在鴨舵和軸承動(dòng)力學(xué)模型的基礎(chǔ)上,改進(jìn)了基于歐拉方法的雙旋彈道模型。分析不同發(fā)射條件下執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作轉(zhuǎn)速和電磁控制扭矩,得出:

1)隔轉(zhuǎn)鴨舵能夠在出炮口后快速(約0.5 s)實(shí)現(xiàn)相對(duì)彈體的反向滾轉(zhuǎn),并逐漸達(dá)到低速的平衡狀態(tài),鴨舵的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)能夠滿足設(shè)計(jì)工況。

2)不同發(fā)射條件下,鴨舵相對(duì)地面的平衡轉(zhuǎn)速相近,彈體轉(zhuǎn)速是引起執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作轉(zhuǎn)速范圍較大的原因。遠(yuǎn)程和近程工況進(jìn)行針對(duì)性設(shè)計(jì),可以減小執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作帶寬。

3)彈丸經(jīng)過(guò)彈道弧頂后彈速變化較小,執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作轉(zhuǎn)速變化趨于平穩(wěn),所需力矩也在較小的幅值范圍內(nèi)。從執(zhí)行機(jī)構(gòu)工作帶寬的角度考慮,修正的啟控點(diǎn)宜在弧頂之后。在修正段內(nèi),執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作轉(zhuǎn)速保持在130～230 r/s之間,轉(zhuǎn)矩小于0.5N·m.

本文旨在為隔轉(zhuǎn)鴨舵式彈道修正彈的電磁執(zhí)行機(jī)構(gòu)提供初期設(shè)計(jì)指標(biāo),除執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工況和總體指標(biāo)外,動(dòng)態(tài)響應(yīng)性能尚有待進(jìn)一步研究。

References)

[1] 鄭斌,王磊,沈衛(wèi),等.世界兵器發(fā)展年度報(bào)告[R].北京:中國(guó)兵器工業(yè)集團(tuán)第210研究所,2012.

ZHENG Bin,WANG Lei,SHENWei,etal.The annual reportof world ordnance development[R].Beijing:210th Institute of the China North Industries Group Corporation,2012.(in Chinese)

[2] Bybee T.Precision guidance kit[C]∥45th Annual NDIA Gun and Missile Systems Conference.Dallas:NDIA,2010.

[3] 紀(jì)秀玲,王海鵬,曾時(shí)明,等.可旋轉(zhuǎn)鴨舵對(duì)旋轉(zhuǎn)彈丸縱向氣動(dòng)特性的影響[J].北京理工大學(xué)學(xué)報(bào),2010,31(3):265-268.

JIXiu-ling,WANG Hai-peng,ZENG Shi-ming,et al.CFD prediction of longitudinal aerodynamics for a spinning projectile with fixed canards[J].Transactions of Beijing Institute of Technology, 2010,31(3):265-268.(in Chinese)

[4] Cheng J,Wang X M,Yu JY,et al.On the response of spin stabilized projectile to side force by angularmotion and impact[C]∥27th International Symposium on Ballistics.Freiburg,Germany: IBS,2013.

[5] Jermey C.Wind tunnel of a spinning 105mm artillery shellmodel with control surfaces[R].South Australia:Defense Science and Technology Organization,1979.

[6] Costello M,Peterson A.Linear theory of dual-spin projectile in atmospheric flight[J].Journal of Guidance,Control and Dynamics, 2000,23(5):789-797.

[7] Wernert P.Stability analysis for canard guided dual-spin stabilized projectiles[C]∥Proceeding of AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit.Chicago:AIAA,2009:1-24.

[8] 佘浩平,楊樹興.一種新型彈體結(jié)構(gòu)導(dǎo)彈動(dòng)力學(xué)方程的建立[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào),2003,23(3):153-155.

SHE Hao-ping,YANG Shu-xing.Foundation of kinetic equations formissilewith a new type of body structure[J].Journalof Projectiles,Rockets,Missiles and Guidance,2003,23(3):153-155.(in Chinese)

[9] 王志剛,李偉,張振寧.雙旋制導(dǎo)火箭彈動(dòng)力學(xué)建模[J].兵工學(xué)報(bào),2013,34(7):910-915.

WANG Zhi-gang,LIWei,ZHANG Zhen-ning.Dynamicsmodeling of guided dual-spin rocket[J].Acta Armamentarii,2013, 34(7):910-915.(in Chinese)

[10] McCoy R L.Modern exterior ballistics:the launch and flight dynamics of symmetric projectiles[M].Atglen,PA:Schiffer Publishing Ltd,1999.

[11] 臧國(guó)才,李樹常.彈箭空氣動(dòng)力學(xué)[M].南京:南京理工大學(xué),1986.

ZANG Guo-cai,LIShu-chang.Aerodynamics of projectiles and rockets[M].Nanjing:Nanjing University of Science and Technology,1986.(in Chinese)

Research on W orking Condition of Electromagnetic Actuator of Trajectory Correction Projectile w ith Decoup led Canards

CHENG Jie,YU Ji-yan,WANG Xiao-ming,YAOWen-jin
(ZNDY of Ministerial Key Laboratory,Nanjing University of Science and Technology,Nanjing 210094,Jiangsu,China)

The canard and bearing are dynamically modeled to improve the dual-spin trajectory model based on Euler approach.The working condition of electromagnetic actuator of trajectory correction projectile with decoupled canards(TCPDC)is investigated.The designed working condition is validated by the parameters derived from the dual-spin trajectory.The spin-rate and electromagnetic torque of actuator are extracted based on the rolling states of projectile and canards.The calculated results indicate that the canards spin in relative to the opposite direction of projectile body rapidly after launch,and then spin down at a relatively low and stable rate,which is hardly affected by the launching conditions.The spin rate of projectile is themain factor,which leads to a large range of actuator's working speed.After the projectile flies through an apogee,the spin rate of actuator could be stably maintained between 130 and 230 r/s,and the essential torque is less than 0.5N·m.In terms of theworking range of actuator,the optimal starting control point should be in the segment behind the apogee.

ordnance science and technology;trajectory correction;dual-spin projectile;exterior ballistics;actuator

V212

A

1000-1093(2014)12-2010-06

10.3969/j.issn.1000-1093.2014.12.012

2013-10-13

中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費(fèi)專項(xiàng)(30920130122001);國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目(11402121)

程杰(1989—),男,博士研究生。E-mail:chengjie0827@gmail.com;

于紀(jì)言(1979—),男,講師。E-mail:yujiyan@139.com