彈射發(fā)射機(jī)彈分離安全性仿真分析

【裝備理論與裝備技術(shù)】

彈射發(fā)射機(jī)彈分離安全性仿真分析

鄭書(shū)娥

(中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院，河南 洛陽(yáng)471009)

摘要：機(jī)彈分離安全性研究是新型戰(zhàn)斗機(jī)武器系統(tǒng)研制的一項(xiàng)重要技術(shù)內(nèi)容；在研究機(jī)彈安全分離判別準(zhǔn)則的基礎(chǔ)上，進(jìn)行了機(jī)彈相對(duì)運(yùn)動(dòng)及分離趨勢(shì)分析，評(píng)估了常規(guī)發(fā)射條件下的機(jī)彈分離安全性，并對(duì)復(fù)雜發(fā)射條件尤其是滾轉(zhuǎn)發(fā)射下機(jī)彈分離安全性進(jìn)行了仿真驗(yàn)證，建議復(fù)雜條件下發(fā)射導(dǎo)彈時(shí)載機(jī)應(yīng)采取措施降低風(fēng)險(xiǎn)。

關(guān)鍵詞：空空導(dǎo)彈；機(jī)彈分離安全性；滾轉(zhuǎn)發(fā)射

作者簡(jiǎn)介：鄭書(shū)娥(1975—)，女，碩士，高級(jí)工程師，主要從事導(dǎo)彈總體設(shè)計(jì)與仿真研究。

doi:10.11809/scbgxb2015.06.006

中圖分類號(hào)：TJ765.4

文章編號(hào)：1006-0707(2015)06-0021-04

本文引用格式：鄭書(shū)娥.彈射發(fā)射機(jī)彈分離安全性仿真分析[J].四川兵工學(xué)報(bào)，2015(6):21-24.

Citation format:ZHENG Shu-e.Study on Safety of Missile Separated from Craft in Launch[J].Journal of Sichuan Ordnance,2015(6):21-24.

Study on Safety of Missile Separated from Craft in Launch

ZHENG Shu-e

(China Airborne Missile Academy, Luoyang 471009, China)

Abstract:Study on safety of missile separated from craft in launch is an important technology in the development of weapon system. On the base of safety estimate rule of missile separated from craft, this paper analyzed the relative movement and the removed trend and evaluated the safety of missile separated from craft in the general launch condition. The safety of missile separated from craft in the complicated launch condition was validated and estimated by computer simulation. The advice is afforded to avoid separated danger in the complicated launch condition of craft.

Key words: air-to-air missile; safety of missile separated from craft; rolling launch

機(jī)彈分離安全性研究是新型戰(zhàn)斗機(jī)武器系統(tǒng)研制的一項(xiàng)重要技術(shù)內(nèi)容。目前，國(guó)內(nèi)外研究載機(jī)外掛物分離特性的手段主要有3種：數(shù)值計(jì)算法，風(fēng)洞試驗(yàn)，空中飛行試驗(yàn)。由于空中飛行試驗(yàn)高成本，高風(fēng)險(xiǎn)，只有當(dāng)數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)都證明分離是安全可行時(shí)，才在飛機(jī)上進(jìn)行真實(shí)的發(fā)射試驗(yàn)。即便如此，飛行試驗(yàn)前仍然慎之又慎，如果載機(jī)發(fā)射導(dǎo)彈時(shí)，預(yù)先不知道彈道特性的話，會(huì)使飛行員與載機(jī)遭受不必要的風(fēng)險(xiǎn)。因此，在飛行之前往往需要根據(jù)試驗(yàn)、理論與經(jīng)驗(yàn)以及仿真計(jì)算預(yù)測(cè)出相關(guān)彈道特性，進(jìn)一步判斷機(jī)彈分離是否安全。

隨著武器系統(tǒng)性能的提高，關(guān)于機(jī)彈分離的飛行試驗(yàn)項(xiàng)目大大增加，以美國(guó)F-22A戰(zhàn)機(jī)發(fā)射AIM-120C導(dǎo)彈的分離飛行試驗(yàn)項(xiàng)目為例，不僅包含常規(guī)的平飛彈射發(fā)射，還包括載機(jī)在不同攻角與過(guò)載下進(jìn)行機(jī)動(dòng)發(fā)射，以及載機(jī)滾轉(zhuǎn)狀態(tài)下甚至邊機(jī)動(dòng)邊滾轉(zhuǎn)時(shí)進(jìn)行導(dǎo)彈發(fā)射，發(fā)射時(shí)載機(jī)飛行條件日趨復(fù)雜。導(dǎo)彈離機(jī)時(shí)的彈射分離參數(shù)如何要求，彈上應(yīng)采取怎樣的機(jī)彈分離控制措施，機(jī)彈分離安全判斷的標(biāo)準(zhǔn)是什么，復(fù)雜條件下發(fā)射時(shí)能否安全分離，載機(jī)飛行時(shí)的注意事項(xiàng)有哪些，這些都需要在機(jī)彈分離安全性研究時(shí)一一回答。

以往的機(jī)彈分離技術(shù)集中在數(shù)值計(jì)算、風(fēng)洞試驗(yàn)的研究，載機(jī)往往是靜態(tài)的，而且飛行狀態(tài)有限。對(duì)于復(fù)雜的發(fā)射條件，風(fēng)洞試驗(yàn)難度大成本高，很難進(jìn)行機(jī)彈分離安全性分析。本文參照美國(guó)F-22A飛機(jī)發(fā)射先進(jìn)中距空空導(dǎo)彈AIM-120C的機(jī)彈分離飛行試驗(yàn)計(jì)劃，對(duì)空空導(dǎo)彈彈射發(fā)射的機(jī)彈分離安全性進(jìn)行工程化仿真分析，通過(guò)機(jī)彈分離軌跡研究，評(píng)估復(fù)雜狀態(tài)下的機(jī)彈分離安全性，在相關(guān)型號(hào)研制過(guò)程中可以借鑒。

1機(jī)彈分離基本概念

1.1機(jī)彈分離

載機(jī)發(fā)射導(dǎo)彈的分離過(guò)程中，包括電氣分離與物理分離。通常情況下，機(jī)彈分離是指解除導(dǎo)彈與載機(jī)、或與載機(jī)上的其他懸掛物之間的所有物理接觸，即物理分離。

1.2機(jī)彈安全分離

機(jī)彈安全分離是指：導(dǎo)彈與載機(jī)的分離不超過(guò)導(dǎo)彈或載機(jī)或其他機(jī)載物的設(shè)計(jì)極限，且不會(huì)對(duì)載機(jī)、懸掛裝置或其他懸掛物造成損壞或與之碰撞，或?qū)λ鼈儺a(chǎn)生不良的副作用。

從概念上看，機(jī)彈安全分離主要是要求導(dǎo)彈分離后離開(kāi)載機(jī)足夠的距離，由載機(jī)和導(dǎo)彈兩者運(yùn)動(dòng)特性的重復(fù)性和規(guī)律性而決定的。

1.3機(jī)彈許可分離

機(jī)彈許可分離是指導(dǎo)彈與載機(jī)的分離不僅符合“安全”離機(jī)準(zhǔn)則，而且符合有關(guān)作戰(zhàn)準(zhǔn)則。導(dǎo)彈從載機(jī)上分離時(shí)，它可以隨意俯仰、偏航或側(cè)滾，盡管不會(huì)突破干擾范圍或發(fā)生彈與彈的碰撞現(xiàn)象，但有些分離也不是所希望的，如一旦制導(dǎo)武器超過(guò)了控制極限，就會(huì)成為不精確的武器。同樣，盡管從載機(jī)分離是安全的、但是角偏移會(huì)大到改變預(yù)定彈道散布的程度，使武器喪失命中精度。因此，一次成功的分離包括懸掛物從載機(jī)安全分離開(kāi)始直到精確命中目標(biāo)為止的整個(gè)懸掛物彈道。

從概念上看，機(jī)彈許可分離是廣義的機(jī)彈安全分離，其要求導(dǎo)彈離開(kāi)載機(jī)足夠距離的同時(shí)，能夠姿態(tài)穩(wěn)定可控，其要求比機(jī)彈安全分離更苛刻。

1.4空空導(dǎo)彈彈射機(jī)彈安全分離判別準(zhǔn)則

對(duì)空空導(dǎo)彈而言，其機(jī)彈分離安全性研究的主要內(nèi)容是機(jī)彈許可分離。因空空導(dǎo)彈一般都具有制導(dǎo)控制系統(tǒng)，機(jī)彈分離期間的導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)參數(shù)對(duì)導(dǎo)彈精確命中目標(biāo)的影響很小，因此，空空導(dǎo)彈的機(jī)彈許可分離與機(jī)彈安全分離判斷準(zhǔn)則比較一致，具體如下：彈射后導(dǎo)彈與載機(jī)的外包絡(luò)不碰撞；導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后尾煙不燒蝕載機(jī)及外掛物；具有足夠的安全距離，發(fā)動(dòng)機(jī)尾煙不影響載機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)工作；具有合適的相對(duì)姿態(tài)角和相對(duì)運(yùn)動(dòng)，確保機(jī)彈分離后不與載機(jī)相撞。

2研究方法

2.1飛行狀態(tài)分析

根據(jù)美國(guó)F-22A飛機(jī)發(fā)射AIM-120C的機(jī)彈分離飛行試驗(yàn)計(jì)劃，由于性能提高，機(jī)彈分離飛行試驗(yàn)的條件復(fù)雜，包括典型飛行高度與速度條件下的平飛發(fā)射，帶載發(fā)射以及滾轉(zhuǎn)發(fā)射，對(duì)此，選取3個(gè)典型狀態(tài)，分別進(jìn)行機(jī)彈分離分析。

2.2載機(jī)六自由度空間運(yùn)動(dòng)模型

由于發(fā)射時(shí)載機(jī)飛行狀態(tài)復(fù)雜，需建立載機(jī)六自由度空間運(yùn)動(dòng)模型，忽略彈射發(fā)射對(duì)載機(jī)動(dòng)態(tài)特性的影響，并假設(shè)發(fā)射后1 s內(nèi)載機(jī)飛行狀態(tài)保持不變。

2.3導(dǎo)彈六自由空間運(yùn)動(dòng)模型與動(dòng)力學(xué)模型

導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)模型與動(dòng)力學(xué)模型主要考慮發(fā)射時(shí)載機(jī)運(yùn)動(dòng)引起牽連運(yùn)動(dòng)，發(fā)射后機(jī)彈氣動(dòng)干擾帶來(lái)的導(dǎo)彈氣動(dòng)力與力矩的變化，發(fā)射狀態(tài)不同導(dǎo)彈重力變化，以及發(fā)射裝置帶來(lái)的初始分離參數(shù)等因素的影響。

2.4發(fā)射時(shí)刻導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)分析

當(dāng)載機(jī)無(wú)機(jī)動(dòng)水平發(fā)射導(dǎo)彈時(shí)，導(dǎo)彈僅獲得彈射分離參數(shù)，包括彈射分離速度VT，分離角速度以及相對(duì)機(jī)體平面的低頭角度。

當(dāng)載機(jī)一邊機(jī)動(dòng)一邊發(fā)射導(dǎo)彈時(shí)，發(fā)射前，導(dǎo)彈隨載機(jī)一起機(jī)動(dòng)，導(dǎo)彈有一個(gè)初始攻角、機(jī)動(dòng)加速度及角速度。一旦導(dǎo)彈脫離載機(jī)，其加速度就由所在干擾流場(chǎng)中受力情況決定，因此，載機(jī)機(jī)動(dòng)帶來(lái)的導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)主要是初始攻角與角速度。

當(dāng)載機(jī)邊滾轉(zhuǎn)邊發(fā)射導(dǎo)彈時(shí)，發(fā)射前，導(dǎo)彈不在載機(jī)滾轉(zhuǎn)軸上而隨載機(jī)一起滾轉(zhuǎn)，導(dǎo)彈有一個(gè)附加切向速度，切向加速度與法向加速度。一旦發(fā)射后，導(dǎo)彈加速度就由導(dǎo)彈在干擾流場(chǎng)中受力決定，因此，載機(jī)滾轉(zhuǎn)帶來(lái)的導(dǎo)彈發(fā)射時(shí)刻的初始參數(shù)僅增加一個(gè)切向速度Vτ。

以左側(cè)掛彈、向左滾轉(zhuǎn)(滾轉(zhuǎn)角速度為-ωx)為例，當(dāng)載機(jī)以正滾轉(zhuǎn)角發(fā)射時(shí)，發(fā)射裝置帶來(lái)的初始彈射分離速度VT與載機(jī)滾轉(zhuǎn)帶來(lái)的切向速度Vτ如圖1。

圖1　滾轉(zhuǎn)發(fā)射時(shí)導(dǎo)彈附加速度

2.5機(jī)彈相對(duì)運(yùn)動(dòng)學(xué)分析

在慣性系研究載機(jī)與導(dǎo)彈各自的運(yùn)動(dòng)，在載機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系進(jìn)行機(jī)彈相對(duì)運(yùn)動(dòng)研究。機(jī)體坐標(biāo)系與載機(jī)固聯(lián)，原點(diǎn)與掛裝時(shí)導(dǎo)彈質(zhì)心在載機(jī)縱軸上的投影重合，OX軸沿載機(jī)縱軸方向并指向前方，OY軸的方向向上，XYZ構(gòu)成右手坐標(biāo)系。

3平飛發(fā)射時(shí)分離趨勢(shì)分析

載機(jī)穩(wěn)定平飛發(fā)射導(dǎo)彈時(shí)，不同發(fā)射高度與速度下機(jī)彈分離軌跡會(huì)有所不同，但是由于彈射裝置帶來(lái)的初始分離參數(shù)，在機(jī)體系內(nèi)機(jī)彈分離的總體趨勢(shì)如下：

1) 前后方向。導(dǎo)彈在氣動(dòng)阻力作用下略向后運(yùn)動(dòng)，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后快速向前運(yùn)動(dòng)。

2) 上下方向。導(dǎo)彈在彈射初速以及氣動(dòng)力與重力的合成作用下，遠(yuǎn)離載機(jī)向機(jī)翼平面下方運(yùn)動(dòng)。

3) 左右方向。因氣動(dòng)干擾以及導(dǎo)彈局部不對(duì)稱使其左右方向略有運(yùn)動(dòng)。

4) 俯仰方向?yàn)榈皖^姿態(tài)角。在進(jìn)行機(jī)彈分離安全性設(shè)計(jì)時(shí)，根據(jù)載機(jī)不機(jī)動(dòng)水平發(fā)射導(dǎo)彈時(shí)機(jī)彈分離的快速性與安全距離要求(一般要求0.5 s內(nèi)向下離開(kāi)一個(gè)彈長(zhǎng))，可以評(píng)估彈射分離參數(shù)以及彈上控制措施是否合適匹配。以載機(jī)飛行高度5 km、飛行馬赫數(shù)0.9為例，對(duì)不同的彈射分離參數(shù)進(jìn)行分離軌跡的差異分析(圖2)，仿真結(jié)果顯示：分離速度決定了導(dǎo)彈離開(kāi)載機(jī)的快速性，與氣動(dòng)力及干擾流場(chǎng)的影響相比，初始分離參數(shù)對(duì)機(jī)彈快速分離起決定性作用。當(dāng)初始分離速度小到不足以克服復(fù)雜干擾流場(chǎng)的作用時(shí)，很難保證機(jī)彈分離安全。

圖2　不同分離參數(shù)時(shí)機(jī)彈分離軌跡(機(jī)體系)

4復(fù)雜發(fā)射狀態(tài)下仿真驗(yàn)證

4.1帶載發(fā)射

仿真條件：載機(jī)法向機(jī)動(dòng)過(guò)程中發(fā)射導(dǎo)彈，機(jī)動(dòng)過(guò)載5。機(jī)彈分離軌跡仿真結(jié)果如圖3，圖中dXN與dYN為導(dǎo)彈相對(duì)載機(jī)的位置在機(jī)體系的前向與垂向分量。

圖3　機(jī)彈分離軌跡(機(jī)體系)

相對(duì)于不機(jī)動(dòng)發(fā)射，法向機(jī)動(dòng)發(fā)射時(shí)存在初始速度攻角，導(dǎo)彈在剛開(kāi)始分離時(shí)有法向加速度使其略慢離開(kāi)載機(jī)，但是，由于導(dǎo)彈的法向加速度遠(yuǎn)小于載機(jī)的機(jī)動(dòng)加速度，而且一旦機(jī)彈物理分離導(dǎo)彈的加速度將完全由其受力決定，因此相對(duì)載機(jī)機(jī)體系導(dǎo)彈仍然是逐漸遠(yuǎn)離載機(jī)，其分離趨勢(shì)與水平不機(jī)動(dòng)發(fā)射時(shí)一致，而且由于發(fā)射后載機(jī)機(jī)動(dòng)，從距離上更利于機(jī)彈分離。

4.2滾轉(zhuǎn)發(fā)射

仿真條件：載機(jī)滾轉(zhuǎn)角速度為-100°/s，初始滾轉(zhuǎn)角為右傾45°時(shí)發(fā)射導(dǎo)彈。得到慣性系下導(dǎo)彈相對(duì)載機(jī)的分離軌跡以及機(jī)翼的運(yùn)動(dòng)軌跡如圖4，圖中dZ與dY為導(dǎo)彈相對(duì)載機(jī)的位置在慣性系的側(cè)向與垂向分量。

對(duì)初始滾轉(zhuǎn)角分別為0°，+45°(右傾)，-45°(左傾)，-135°發(fā)射導(dǎo)彈進(jìn)行機(jī)彈分離軌跡仿真，在機(jī)體系下的機(jī)彈分離軌跡如圖5，圖5中dZN與dYN為導(dǎo)彈相對(duì)載機(jī)的位置在機(jī)體系的側(cè)向與垂向分量。

載機(jī)的初始滾轉(zhuǎn)角不同，滾轉(zhuǎn)速度不同，會(huì)使機(jī)彈分離軌跡不同，相對(duì)機(jī)體系的總體趨勢(shì)如下：

1) 前后方向。導(dǎo)彈在氣動(dòng)阻力作用下略向后運(yùn)動(dòng)，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后快速向前運(yùn)動(dòng)。

2) 上下方向。導(dǎo)彈在彈射初速與滾轉(zhuǎn)切向速度的垂向分量、以及氣動(dòng)力與重力的合成作用下，先逐漸遠(yuǎn)離載機(jī)機(jī)翼平面，然后由于載機(jī)滾轉(zhuǎn)使翼平面逐漸接近導(dǎo)彈，然后翼平面越過(guò)導(dǎo)彈，使導(dǎo)彈相對(duì)載機(jī)位于上方。

3) 左右方向。載機(jī)負(fù)向滾轉(zhuǎn)時(shí)，導(dǎo)彈向左遠(yuǎn)離載機(jī)，距離左翼面距離逐漸減小，達(dá)到最小值后又快速遠(yuǎn)離。

圖4　機(jī)彈分離軌跡(慣性系)

圖5　不同滾角發(fā)射時(shí)的機(jī)彈分離軌跡(機(jī)體系)

從滾轉(zhuǎn)發(fā)射的仿真結(jié)果可以知道，由于機(jī)彈相對(duì)運(yùn)動(dòng)復(fù)雜，不能保證任意的滾轉(zhuǎn)情況下發(fā)射導(dǎo)彈都能離開(kāi)載機(jī)足夠的分離距離。當(dāng)載機(jī)滾轉(zhuǎn)角速度為負(fù)發(fā)射導(dǎo)彈，適當(dāng)右傾發(fā)射利于機(jī)彈安全分離，導(dǎo)彈既不會(huì)與機(jī)翼碰撞，也不會(huì)與機(jī)體前部碰撞；左傾發(fā)射時(shí)機(jī)彈分離相對(duì)危險(xiǎn)，尤其是大角速度滾轉(zhuǎn)，導(dǎo)彈點(diǎn)火時(shí)距離載機(jī)包絡(luò)很近，導(dǎo)彈與機(jī)體前部碰撞的可能性很大；當(dāng)滾轉(zhuǎn)角度接近180°時(shí)發(fā)射導(dǎo)彈，機(jī)彈分離危險(xiǎn)，很可能發(fā)生導(dǎo)彈與機(jī)體前部碰撞的現(xiàn)象，應(yīng)避免在該角度范圍附近發(fā)射導(dǎo)彈。

5結(jié)論

本文對(duì)彈射發(fā)射的機(jī)彈分離安全性進(jìn)行了研究，對(duì) F-22A飛機(jī)發(fā)射AIM-120C導(dǎo)彈的機(jī)彈分離飛行試驗(yàn)中的典型條件和復(fù)雜條件進(jìn)行了數(shù)字仿真，對(duì)于不機(jī)動(dòng)發(fā)射，可以采取兩大措施保證機(jī)彈分離安全：提高導(dǎo)彈的彈射初速；盡早控制導(dǎo)彈離開(kāi)載機(jī)，適時(shí)進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火。對(duì)于帶載發(fā)射，在導(dǎo)彈的彈射初速與控制措施合適的情況下，能夠保證帶載發(fā)射時(shí)的機(jī)彈安全分離，建議載機(jī)發(fā)射導(dǎo)彈后短時(shí)間內(nèi)保持機(jī)動(dòng)遠(yuǎn)離導(dǎo)彈，力避向?qū)椃较蚪咏?。?duì)于載機(jī)滾轉(zhuǎn)發(fā)射的復(fù)雜條件下，由于機(jī)彈相對(duì)運(yùn)動(dòng)復(fù)雜，并不能保證任意的滾轉(zhuǎn)情況下發(fā)射導(dǎo)彈都能安全分離，鑒于發(fā)射后導(dǎo)彈無(wú)法獲知載機(jī)運(yùn)動(dòng)，載機(jī)系統(tǒng)應(yīng)采取措施確保滾轉(zhuǎn)發(fā)射時(shí)機(jī)彈分離安全。

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(責(zé)任編輯周江川)