固定鴨舵式二維彈道修正榴彈偏流特性分析

王　毅, 宋衛(wèi)東, 宋謝恩, 張　磊, 吳漢洲

(軍械工程學院精確制導技術研究所, 河北 石家莊 050003)

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固定鴨舵式二維彈道修正榴彈偏流特性分析

王毅, 宋衛(wèi)東, 宋謝恩, 張磊, 吳漢洲

(軍械工程學院精確制導技術研究所, 河北 石家莊 050003)

摘要：安裝二維彈道修正引信后大口徑榴彈的彈道特性發(fā)生了較大變化,偏流等彈道特性和修正控制機理的研究是面臨的重要問題。針對該問題,基于雙旋彈丸的攻角方程,通過無控和有控兩種狀態(tài)下動力平衡角和偏流解析表達式的推導,定性分析了偏流的影響因素,并采用系數凍結法給出了偏流的定量計算方法。通過分析有控狀態(tài)下控制力項對動力平衡角和攻角變化的影響,研究了修正控制對偏流的影響規(guī)律。仿真結果表明,彈體轉速、射角、飛行時間、固定鴨舵滾轉角等是影響偏流的重要因素,所給出的偏流計算方法可較精確的計算偏流值。研究結果可應用于固定鴨舵式二維彈道修正榴彈的總體設計中,對該型彈丸的研究具有理論和工程意義。

關鍵詞：固定鴨舵; 動力平衡角; 偏流; 修正控制

0引言

新型炮兵制導彈藥的發(fā)展受到各國陸軍的高度重視。相對于精確打擊彈藥,二維彈道修正引信成本低可大量裝備部隊,且具有一定的打擊精度,擁有廣闊的應用空間。固定鴨舵式二維彈道修正引信具有執(zhí)行機構簡單、體積小、可連續(xù)提供修正力的特點,是解決庫存大口徑榴彈信息化課題的首選方案。

為解決榴彈轉速高的問題,目前所采用的二維彈道修正引信的設計方案均選用雙旋結構,即引信修正組件與彈體繞彈軸以不同的角速度滾轉,其典型代表為美國的PGK[1]和CCF方案。針對雙旋結構,文獻[2-3]建立了7自由度剛體彈道模型,并采用線性化理論對彈道模型進行了線性化,進而分析了彈丸的穩(wěn)定性問題。文獻[4-5]研究了基于雙旋結構的修正引信,引信頭部有兩對控制舵面,分別實現(xiàn)俯仰和偏航方向的控制,同時兩對舵面可實現(xiàn)引信修正組件的減旋。文獻[6]介紹了采用一對固定舵面用于減旋,一對操縱舵面用于二維修正的引信設計方案,并對該型號彈丸的穩(wěn)定性進行了分析。文獻[7-8]分別對PGK和CCF方案進行了論證,分析了兩種方案的優(yōu)缺點,并對155 mm榴彈的操縱性進行了研究。我國對二維彈道修正引信的研究工作還處于理論研究階段。文獻[9-10]提出一種基于阻力環(huán)修正射程、基于阻力板通過偏流修正側偏的二維修正引信設計方案。文獻[11-12]基于鴨舵設計了用于火箭彈二維修正的引信方案,并對其穩(wěn)定性[11]和修正控制精度[12]進行了仿真分析。文獻[13]基于雙旋結構研究了一字鴨舵實現(xiàn)二維修正的可能性和修正控制方法,并對其可行性進行了論證。

基于固定鴨舵的修正控制方案具有活動部件少、可靠性高、可連續(xù)提供修正力的特點,是當前二維彈道修正引信研究中的重點。美國的PGK是該修正控制方案的典型代表,國內也在開展該修正控制方案的研究。文獻[14-15]研究了舵片面積、翼展、翼型、舵偏角等因素與彈丸升力之間的關系,并分析了前置舵片對彈丸氣動特性的影響。文獻[16]利用TVD格式求解N-S方程,采用雙時間推進方法對帶可旋轉固定鴨舵的旋轉彈丸的流場進行數值模擬,分析其俯仰特性隨鴨舵方位角的變化規(guī)律。但對該型彈丸的彈道特性和修正控制方案鮮有研究。

偏流是彈丸落點偏離射擊面的現(xiàn)象。安裝二維彈道修正引信后,彈丸的偏流等彈道特性與普通榴彈相比發(fā)生了較大變化。研究并掌握二維彈道修正榴彈的偏流特性是分析該型彈丸彈道特性的重要環(huán)節(jié),同時對研究其修正控制方案具有重要意義。本文以二維彈道修正榴彈為研究對象,推導了無控和有控兩種狀態(tài)下彈道修正榴彈的偏流表達式,從定性和定量兩個方面對該型彈丸的偏流進行了研究,并分析了修正控制對偏流的影響機理。

1雙旋彈丸的攻角方程

令Δ=α-iβ,以彈道弧長為自變量,可得雙旋彈丸攻角方程[6]為

(1)

式中,α和β分別為彈丸攻角和側滑角;G和D分別為重力項和控制力項,且有

式中,Cnpaf、Cnpaa分別為引信和彈體的馬格努斯力矩系數導數;Cnδ為固定舵面的法向力系數導數,其余符號及坐標系的建立可參照文獻[11]。

2動力平衡角分析

攻角方程為線性非齊次微分方程,其解滿足疊加性,故可分別解出方程右端僅含重力項或控制力項的方程的解,然后給出方程通解。

2.1重力項產生的動力平衡角

若攻角方程左側僅考慮重力項,則有

(2)

令Δ0=c1el1s+c2el2s為方程的一個特解,其中l(wèi)1,l2為齊次方程的特征方程的兩根,故

(3)

(4)

(5)

故可得方程的一個特解為

(6)

將分母實數化,可得

(7)

式中,δαg、δβg為重力項產生的動力平衡角在鉛直面和水平面上的分量。

2.2控制力項產生的動力平衡角

若攻角方程右側僅考慮控制力項,則有

(8)

與方程(2)相同,采用常數變易法解出上式的一個特解為

(9)

2.3攻角方程的解

假定方程(1)的解為

(10)

式中,p1,2=λ1,2+iφ1,2為齊次方程的特征根。

由式(11)可知,重力項和控制力項產生的角運動由兩個圓運動合成。飛行過程中,彈丸滿足動態(tài)穩(wěn)定條件,則必有λ1,λ2<0,故二圓運動將會逐漸衰減而消失,僅剩下特解,即二圓運動圍繞特解攻角Δ0進行,故可將其Δ0作為彈軸運動的平均位置。

由線性非齊次微分方程解的疊加原理可知,方程的一個特解為

(11)

若彈丸處于無控狀態(tài),則有D=0,Δ0c=0,故有

(12)

式中,Δ0n為無控狀態(tài)下的彈丸的動力平衡角。

(13)

式中,Δ0k為有控狀態(tài)下的彈丸的動力平衡角。

3偏流表達式的推導

質點彈道是彈丸飛行彈道的一次近似。該彈道由重力和零升阻力確定,且彈丸以零攻角飛行。而飛行過程中彈丸還將受到其他空氣動力和力矩的作用,攻角和側滑角的出現(xiàn)將使彈丸受力更為復雜,導致彈道軌跡偏離質點彈道。彈丸質心垂直于質點彈道的運動稱為偏向運動[17]。

假定偏向運動分量分別為yp、zp,則有

(14)

使用彈道弧長s做自變量,上式可整理為

(15)

3.1無控狀態(tài)下的偏流表達式

把式(12)代入式(15)中,積分后可得彈丸偏向運動表達式

(16)

對最后一項進行積分

(17)

故有:

(18)

式中,zp即為彈丸偏流;XL為彈丸射程。PT、kzz均為小量,略去它們之間的乘積,且M2?P2T2,得偏流表達式如下:

(19)

在整條彈道上彈丸的氣動參數等隨時間發(fā)生變化,所以該系統(tǒng)為一時變參數系統(tǒng)。然而在偏流公式的推導過程中未考慮該因素,引入了系統(tǒng)誤差,故式(19)僅能定性分析無控狀態(tài)下偏流的影響因素。為避免引入誤差,可在較短時間內的某一段彈道上采用系數凍結法[18]對偏流進行分析,進而求解偏流數值。

在間隔較小的時間段內,彈丸的俯仰角和彈丸合速度不發(fā)生變化,則式(15)可整理為

(20)

進而可得

(21)

通過式(21)求解各個時間段內的偏流,而后將其相加可解出彈丸的偏流數值。

3.2有控狀態(tài)下的偏流表達式

為描述有控狀態(tài)下固定舵對彈道特性的影響,本文所研究的有控彈道是自起控點至彈丸落地過程中固定舵控制角不變的彈道。

將式(13)代入式(15)中,并進行積分,則有

(22)

將等號右側兩項分別進行運算,得

(23)

(24)

整理后可得

(25)

(26)

式中

zp1和zp2分別為重力項和控制力項引起的偏流值。依據系數凍結法,式(25)和式(26)可用于計算小時間段內彈丸的偏流值。

采用系數凍結法分析修正控制對彈丸的偏向運動的影響。在較小的時間段內,彈丸氣動參數和彈丸合速度v不變,則式(24)可進行進一步簡化:

yp+izp=

(27)

整理后,可得

(28)

即為不同控制角下彈丸的彈道修正量。

4偏流分析與仿真分析

本文以某型大口徑榴彈為研究對象,彈道模型與彈丸的氣動參數已經過某基地飛行試驗校核。為確保仿真的有效性,仿真初始條件采用飛行試驗的初始條件,如表1所示,氣象條件采用標準氣象。

表1　仿真初始條件

4.1無控狀態(tài)下的偏流分析

由式(19)可知,壓心到質心的距離h*越小,彈體極回轉半徑Rc越大,彈體轉速越高,射角和落角越大,彈丸飛行時間T越長,偏流越大;反之,偏流越小。任意改變式(19)中的參數,都將使飛行時間T等其他參數發(fā)生變化,因而,很難用仿真的手段定量分析某一參數對偏流的影響。

表2為式(21)計算得到的無控狀態(tài)下不同時間段的彈丸偏流值,為滿足系數凍結法的要求,計算時使用的時間間隔為2 s。計算所得偏流值為695.1 m,通過仿真迭代獲得的偏流值為691.03 m,兩者差值僅為4.07 m,滿足誤差要求。

表2　無控狀態(tài)下偏流計算值

4.2有控狀態(tài)下的偏流分析

有控狀態(tài)下偏流表達式由兩部分組成,第一部分由重力非齊次項產生,其產生的偏流表達式如式(22)所示;第二部分在固定舵的控制過程中產生,表達式如式(24)所示。

4.2.1重力項產生的偏流

4.2.2控制力項產生的偏流

影響控制力產生的偏流的主要因素有固定舵滾轉角、彈丸的射角與落角、彈丸的初速和落速等。彈丸射角越大、初速與落速的平方差越大,偏流越大。

表3為由式(25)和式(26)計算的有控狀態(tài)下不同時間段由重力項和控制力項引起的偏流值。仿真初始條件見表1,彈丸自10 s起控固定舵始終穩(wěn)定在0°。由表3可知,重力項和控制力項引起的偏流值在數值上均在彈道最高點處最大;綜合重力項和控制力項的影響計算得到彈丸偏流值為703.85 m,仿真得到偏流值為726.7 m,兩者相差12.85 m,在誤差的允許的范圍內。

表3　有控狀態(tài)下偏流計算值

4.3重力項對偏流的影響機理

圖1　重力項引起的攻角和側滑角變化曲線

由重力項引起的偏流的推導過程可知,偏流值的符號即為動力平衡角的符號,動力平衡角水平分量的大小直接影響偏流大小。圖1中,動力平衡角的水平分量遠大于其鉛直分量,可達1.2°,因而重力項引起的偏流占有較大權重。

重力項引起偏流的物理解釋:全彈道飛行過程中,彈軸追隨彈道切線轉動,直至彈丸著地。然而,榴彈高速旋轉使彈軸具有一定的定向性,為使其追隨彈道切線方向,需要在彈軸上作用外部空氣動力矩,主要是靜力矩,該處為翻轉力矩。為生成方向指向下的力矩,彈軸必須偏離速度矢量,且在其右側,即生成動力平衡角,進而形成偏流。

4.4控制力項對偏流的影響機理

為深入研究控制力項對彈丸偏流的影響機理,本文對控制力項對彈道特性的影響進行了深入分析。

式(9)經整理后可得:

(27)

對本文所研究的榴彈,Bl>0,Bh<0,故δα c與δβ c的符號由固定舵滾轉角γf確定,則有

(28)

由式(28)可知,若將固定舵控制在0°,則因控制產生的動力平衡角在豎直平面內分量為負,在水平面內的分量為正(值較小)。如圖2所示,10s起控的彈丸的攻角和側滑角變化曲線。為便于仿真分析,將控制角始終置為0。圖2中,起控后彈丸攻角的平均位置立即向下偏移,而側滑角平均位置稍微向右偏移,說明起控后彈軸平均位置運動到了右下方。

圖2　控制角為0°時攻角和側滑角變化曲線

若將固定舵控制在0°,彈軸在控制力作用下有向上運動的趨勢,但由于高速旋轉的陀螺效應,彈軸立即向右側偏轉。出現(xiàn)相應的章動角后彈軸在翻轉力矩作用下向右下方旋轉。翻轉力矩始終垂直于章動角平面,因而使彈軸立即運動到實軸的下方。盡管經過幾個周期后章動角回到實軸上方,但彈軸的平均位置始終不能回到實軸上方,因而,形成了向下的動力平衡角。

考慮更一般的情況,將固定舵控制在任意滾轉角γf,彈軸將運動到與固定舵垂直的平面的反方向的右側,即獲得與控制角相反的動力平衡角和垂直該平面向右的動力平衡角。以γf=-45°為例,彈軸的平均位置在鉛直面和水平面相對無控狀態(tài)分別向下和向右移動,如圖3所示。

圖3　控制角為45°時攻角和側滑角變化曲線

由式(15)可知,彈丸偏向運動為彈丸攻角的二重積分,即可得在控制力作用下彈丸修正結果,在全彈道上積分即可獲得彈丸的偏流值。依據以上分析,可得如下分析結果:

(29)

式中,ΔL、ΔH分別為射程和橫偏的修正量。

為驗證公式推導與理論分析的正確性,進行了不同控制角下的仿真分析,結果如表4。仿真結果驗證了理論分析的正確性。

表4 不同控制角下的仿真結果

5結論

本文在分析雙旋彈丸無控和有控狀態(tài)下動力平衡角的基礎上,推導了兩種狀態(tài)下彈丸的偏流表達式,分析了影響偏流的因素,并研究了偏流的計算方法;針對大口徑榴彈,重點分析了控制力項對彈道特性的機理,掌握了有控狀態(tài)下的偏流規(guī)律。本文得到如下結論:

(1) 無控狀態(tài)下,彈丸壓心到質心的距離越小,彈體極回轉半徑越大,彈體轉速越高,射角和落角越大,彈丸飛行時間越長,偏流越大;反之,偏流越小。

(2) 有控狀態(tài)下,偏流是重力項和控制力項綜合作用的結果。該狀態(tài)下,重力項產生的偏流機理與無控狀態(tài)相同,但較大;控制力項產生的偏流受固定舵滾轉角、射角等的影響。

(3) 起控后,由于陀螺效應彈軸將運動到控制角的反方向右側,即獲得與控制角方向相反的動力平衡角和垂直該平面向右的動力平衡角,并獲得相應的修正量。

本文研究了雙旋彈丸在無控狀態(tài)和有控狀態(tài)下的偏流特性和彈丸的修正控制機理,為后續(xù)的控制方案設計等研究工作打下了基礎。

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王毅(1986-),男,博士研究生,主要研究方向為彈箭彈道理論及應用技術。

E-mail:wangyi050926@163.com

宋衛(wèi)東(1964-),男,教授,博士,主要研究方向為彈箭信息化理論、彈箭外彈道理論。

E-mail:wdsung@163. com

宋謝恩(1988-),男,博士研究生,主要研究方向為彈箭彈道理論及應用技術。

E-mail:songxieen1988@163. com

張磊(1988-),男,博士研究生,主要研究方向為彈箭彈道理論及應用技術。

E-mail:1752267504@qq.com

吳漢洲(1989-),男,博士研究生,主要研究方向為彈箭彈道理論及應用技術。

E-mail:18633049479@163.com

Ballistic drift analysis of two-dimensional trajectory correction projectiles with fixed-canards

WANG Yi, SONG Wei-dong, SONG Xie-en, ZHANG Lei, WU Han-zhou

(PrecisionGuidanceTechnologyResearchInstitute,OrdnanceEngineeringCollege,Shijiazhuang050003,China)

Abstract:The trajectory characteristics of large caliber projectiles change a lot after installing the two-dimension course correction fuze. The trajectory characteristics, like ballistic drift, and the trajectory correction mechnism are important issues needed to be researched. Based on the equation of the attack angle, the analytic formula of the dynamic equilibrium angle and drift is developed when the shell is in the no-control and control state, then the influence factors are analyzed. The way to ballistic drift value computing is acquired by using the frozen-coefficient method. Through studying the influence of correction on the dynamic equilibrium angle and attack angle, the correction mechanism is found. Simulation results show that the projectile spin angle velocity of the shell, fire angle, flight time, and the roll angle of the fixed-canards are important influencing factors of the drift, and that the drift computing method can acquire the drift value exactly.

Keywords:fixed-canards; dynamic equilibrium angle; ballistic drift; trajectory correction

收稿日期：2015-01-21；修回日期：2015-10-16；網絡優(yōu)先出版日期：2016-01-12。

基金項目：十二五武器裝備預研基金(9140A05040213JB34069)資助課題

中圖分類號：TJ 413

文獻標志碼：A

DOI:10.3969/j.issn.1001-506X.2016.06.23

作者簡介：

網絡優(yōu)先出版地址：http://www.cnki.net/kcms/detail/11.2422.TN.20160112.1740.010.html