固定翼二維彈道修正引信的彈簧翼改進方法

何江楊，霍鵬飛，施坤林

(機電動態(tài)控制重點實驗室，陜西 西安 710065)

固定翼二維彈道修正引信的彈簧翼改進方法

何江楊，霍鵬飛，施坤林

(機電動態(tài)控制重點實驗室，陜西 西安 710065)

針對二維彈道修正引信固定翼修正方法存在的修正能力和射程損失量對升力翼面傾角需求相矛盾問題，提出了固定翼二維彈道修正引信的彈簧翼改進方法。該方法繼承了固定翼二維彈道修正引信的設(shè)計理念，而僅將固定翼換為彈簧翼，利用迎面氣流的變化使升力翼面傾角自適應(yīng)調(diào)整，在出炮口時傾角最小，而在修正段傾角最大。仿真結(jié)果表明，與固定翼修正方法相比，在修正能力相同的情況下，彈簧翼修正方法可以減小射程損失量；在射程損失量相同的情況下，彈簧翼修正方法可獲得大的修正能力。

二維彈道修正引信；固定翼；修正能力；射程損失量

0 引言

二維彈道修正引信是在傳統(tǒng)引信上集成二維彈道修正功能的新型引信。除具有炮彈傳統(tǒng)引信的起爆控制功能外，還可以同時對縱向和橫向彈道進行修正以降低落點散布，提高命中精度。因此二維彈道修正引信已經(jīng)成為世界多國發(fā)展彈藥引信裝備的熱點[1]。

與導(dǎo)彈制導(dǎo)方法不同，二維彈道修正引信使用簡單、低成本的手段實現(xiàn)對傳統(tǒng)彈藥升級，短期內(nèi)只用于提高對面目標的打擊精度，并不以替代導(dǎo)彈為目的。目前，國內(nèi)外二維彈道修正引信多采用固定翼修正方法，具有代表性的為美國ATK(Alliant Techsystems Inc.，阿連特技術(shù)系統(tǒng))公司PGK[2-3](Precision Guidance Kit，精確制導(dǎo)組件)。PGK的優(yōu)點是通過對彈頭滾轉(zhuǎn)角的一維控制實現(xiàn)彈道的二維修正。但是它存在滿足修正能力要求的升力翼面角度帶來阻力大、射程損失大的缺點。針對二維彈道修正引信固定翼修正方法存在的修正能力和射程損失量對翼面傾角需求相矛盾問題，提出了固定翼二維彈道修正引信的彈簧翼改進方法。

1 固定翼修正方法

1.1 修正原理

二維彈道修正引信固定翼如圖1所示，其中一對為方向相反的導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面，另外一對為方向相同且傾角固定的升力翼面。導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面用于實現(xiàn)引信減旋控制，升力翼面用于產(chǎn)生修正力。

圖1 二維彈道修正引信原理示意圖Fig.1 Schematic diagram of the principle of 2-D trajectory correction fuze

通常情況下，出炮口后引信上電，進行衛(wèi)星捕獲定位、引信橫滾初始對準，升力翼面在導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面的作用下旋轉(zhuǎn)，平均修正力為零，在彈道初始段不進行彈道修正。待衛(wèi)星定位、滾轉(zhuǎn)初始對準后，當需要進行彈道修正時，修正引信根據(jù)修正指令，通過調(diào)整導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩控制引信滾轉(zhuǎn)姿態(tài)，使?jié)L轉(zhuǎn)姿態(tài)相對大地坐標系固定在所需的滾轉(zhuǎn)角度，通過升力翼面提供特定方向的修正力，改變彈道軌跡，使彈丸飛向目標位置[4]。

1.2 升力翼面氣動力

在全彈道飛行過程中，升力翼面上作用的空氣動力會影響修正彈的修正能力和射程損失量。升力翼面受到的空氣動力可分解為沿速度方向的阻力Rx和垂直于速度方向的升力Ry。當彈軸與速度方向相同時，升力翼面阻力和升力的計算公式為[5]：

(1)

(2)

由式(1)、式(2)可知，升力翼面上作用的阻力和升力的大小與升力翼面傾角δ有關(guān)。在全彈道飛行過程中，阻力Rx的方向始終與速度方向相反，阻礙修正彈的飛行，使修正彈的射程減小。固定翼修正方法的升力翼面傾角在全彈道飛行過程中不變，滿足修正能力要求的升力翼面傾角在彈道初始不修正段時，由于修正彈速度大，空氣密度高，阻力大，會引起較大的射程損失量。而升力Ry的方向始終與速度方向垂直。在彈道初始段，引信以一定的轉(zhuǎn)速轉(zhuǎn)動，升力沿彈徑方向旋轉(zhuǎn)，由力的平均效應(yīng)可得，此時修正彈不進行彈道修正；在彈道修正段，修正彈的修正能力與升力翼面傾角δ的大小有關(guān)，傾角越大，升力越大，則修正能力越強[7]。由于固定翼修正方法升力翼面傾角在全彈道飛行過程中是固定不變的，因此不能同時滿足修正能力大和射程損失量小的需求。

2 固定翼二維彈道修正引信的彈簧翼改進方法

由第1章可知，為了保證修正能力要求，升力翼面傾角必須設(shè)計得足夠大。在彈道不修正段由于修正彈彈速最高、空氣密度大，大的升力翼面傾角會引起修正彈的阻力增大，相應(yīng)地，在彈道不修正段的射程損失量增大。若將傾角不可改變的固定翼改為可動翼，使升力翼面傾角在彈道不修正段盡可能小，在修正段盡可能大，從而減小修正彈在彈道不修正段射程損失量，增大彈道修正段修正能力。針對這一需求，本文提出了固定翼二維彈道修正引信的彈簧翼改進方法。所謂“彈簧翼”是指升力翼面傾角可隨著來流的不同通過彈簧彈力自適應(yīng)調(diào)整而改變，在減小修正彈全彈道飛行過程中射程損失量的情況下，增大修正能力。

采用彈簧翼修正方法進行二維彈道修正，通過翼面鉸鏈力矩與彈簧力矩平衡使翼面傾角自適應(yīng)調(diào)整。圖2為彈簧翼結(jié)構(gòu)示意圖，其由力矩彈簧機構(gòu)和靜穩(wěn)定翼面組成。主要包括彈簧固定塊、彈簧、擋板、轉(zhuǎn)動桿、靜穩(wěn)定升力翼面、轉(zhuǎn)軸。升力翼面與轉(zhuǎn)動桿固連，通過轉(zhuǎn)軸安裝在修正彈引信位置。由圖2可見，由于轉(zhuǎn)軸安裝在壓心的前面，來流速度大、空氣密度大時翼面傾角小，反之翼面傾角大。由此可知升力翼面傾角可實現(xiàn)自適應(yīng)調(diào)整。

圖2 彈簧翼結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Schematic of the spring wing

彈簧預(yù)緊力和彈性系數(shù)多大為好，需要定量計算，可以設(shè)計這樣的彈簧：在出炮口時抗力小到使翼面傾角到達最小限位點；而在修正段抗力大到使翼面傾角到達最大限位點。

彈簧翼結(jié)構(gòu)在初始狀態(tài)時，彈簧上施加有預(yù)緊力F0，彈簧處于壓縮狀態(tài)。此時，升力翼面傾角最大，為δ0。當有較大來流作用時，轉(zhuǎn)動桿離開擋板，升力翼面傾角完全由作用在升力翼面上的氣動力和彈簧彈力相對于轉(zhuǎn)軸的力矩平衡位置決定。由圖2可得，彈簧翼結(jié)構(gòu)力矩平衡公式為：

FsLs=FLLc

(3)

式(3)中，F(xiàn)s為彈簧由于壓縮產(chǎn)生的彈力，Ls為彈簧力與轉(zhuǎn)軸之間的距離，F(xiàn)L為作用于升力翼面的法向氣動力，Lc為升力翼面壓心與轉(zhuǎn)軸之間的距離。

彈簧上的彈力Fs計算公式為：

Fs=F0+ks(Lstanδ0-Lstanδy)

(4)

式(4)中，F(xiàn)0為作用在彈簧上的預(yù)緊力，ks為彈簧彈性系數(shù)，δy為彈簧翼結(jié)構(gòu)的自適應(yīng)傾角。

在全彈道飛行過程中作用在修正彈上的法向氣動力隨馬赫數(shù)和空氣密度變化而變化，其計算公式為：

(5)

q=ρv2/2

(6)

聯(lián)立公式(3)—(6)，可得

(7)

在全彈道飛行過程中，由計算精度可知，當升力翼面傾角δy≤15°時，可用(πδy/180)近似代替tanδy進行計算，則式(7)可簡化為：

(8)

由圖2和式(8)可知，當彈簧翼結(jié)構(gòu)確定后，在飛行馬赫數(shù)確定情況下，升力翼面傾角由動壓q決定。在出炮口處，修正彈速度最高，空氣密度最大，使得動壓q最大。在氣動力矩作用下，轉(zhuǎn)動桿逆時針轉(zhuǎn)動，此時升力翼面傾角最小。隨著彈道升高，飛行速度降低，空氣密度變小，動壓q減小。在彈簧彈力作用下，轉(zhuǎn)動桿順時針轉(zhuǎn)動，升力翼面傾角變大。修正彈過彈道最高點后，雖然空氣密度增大，但速度衰減對動壓的影響更加顯著，因此動壓減小，升力翼面傾角繼續(xù)增大。通過以上分析可知，修正彈在出炮口后，升力翼面傾角在全彈道飛行過程中不斷增大，使得彈道不修正段的傾角比彈道修正段的小。在滿足修正能力要求的情況下，可以減小彈道不修正段的射程損失量。

彈簧翼結(jié)構(gòu)需要結(jié)合不同仿真平臺的彈道特性和修正能力與射程損失量在不同彈道飛行階段對升力翼面傾角的需求，合理確定彈簧和結(jié)構(gòu)的參數(shù)，滿足修正彈升力翼面傾角在不修正段小，而在進入修正段迅速增大的需求。為了滿足修正彈性能要求，需要確定彈簧預(yù)緊力的大小，由式(8)變換可得預(yù)緊力與最大升力翼面傾角之間的關(guān)系為：

(9)

由式(9)可得，要使彈簧翼結(jié)構(gòu)能夠達到滿足修正能力所需要的傾角，需要對彈簧預(yù)緊力進行合理選取。在彈簧翼結(jié)構(gòu)的設(shè)計過程中，通過固定翼修正方法仿真平臺確定滿足修正能力要求所需要的升力翼面傾角δ0，然后根據(jù)式(9)確定彈簧的預(yù)緊力。

3 仿真驗證

以125 mm坦克炮榴彈為算例進行二維彈道修正引信彈簧翼修正方法仿真驗證。為了仿真驗證彈簧翼修正方法的修正能力和射程損失量，選取3個典型模型，分別命名為模型1、模型2和模型3。模型1為2°固定升力翼面傾角；模型2為9.4°固定升力翼面傾角；模型3為傾角自適應(yīng)調(diào)整的彈簧翼，其上施加的預(yù)緊力F0為7.5 N，彈簧彈性系數(shù)ks為500 N/m。其中，模型1和模型3射程損失量相同，模型2和模型3修正能力相同。

為了不對現(xiàn)有固定翼二維彈道修正引信結(jié)構(gòu)布局進行大的修改，在現(xiàn)有固定翼二維彈道修正引信結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上，選取彈簧固定塊和擋板之間的距離L0為22.5 mm，Ls為10 mm，Lc為7 mm，假設(shè)馬赫數(shù)變化引起的翼面壓心變化可忽略不計。選取標準氣象條件，125 mm坦克炮彈的初速為850 m/s，射角為13°，在10 s開始進行彈道修正。

3.1 翼面的傾角和受力分析

建立彈道模型，對3種模型進行仿真。模型3修正彈升力翼面傾角隨時間的變化曲線如圖3所示。

圖3 彈簧翼傾角隨時間的變化Fig.3 Variation of the spring wing angle with time

由圖3可得，模型3在第5 s前，修正彈升力翼面傾角小于2°，在15 s后，升力翼面傾角大于9.4°，在5～15 s，升力翼面傾角介于2°和9.4°之間。由此可知，彈簧翼修正方法在彈道不修正段(10 s前)的傾角較小，而在彈道修正段(10 s后)傾角增大。

在全彈道飛行過程中，對3個模型修正彈升力翼面的升力和阻力進行仿真對比，結(jié)果如圖4所示。

圖4 3個模型升力翼面受力情況隨時間的變化Fig.4 The change of the force on the wing of the 3 models with time

由圖4可知，在全彈道飛行過程中，應(yīng)用彈簧翼修正方法修正彈升力翼面上作用的升力和阻力大小變化不大。在彈道不修正段，模型3和模型1修正彈升力翼面阻力值接近，但比模型2小；而在彈道修正段，模型3修正彈升力翼面升力和模型2基本一致，但與模型1相差較大，是模型1的4倍左右。由此可知，與固定翼修正方法相比，彈簧翼修正方法可以在修正段獲得較大升力的情況下，減小不修正段阻力。

3.2 修正能力和射程損失量對比

針對彈簧翼和固定翼兩種修正方法，對3種模型的修正能力和射程損失量進行仿真計算。表1所示為3種模型的修正彈射程損失量評估結(jié)果，表2所示為3種模型修正彈修正能力評估結(jié)果。由125 mm坦克炮榴彈修正能力要求可知，要求縱向修正能力為245 m，橫向修正能力為60 m。

表1 3種模型修正彈射程損失量評估Tab.1 Evaluation of 3 model for range loss of correction projectile

表2 3種模型修正彈修正能力評估

由表1可知，模型1和模型3射程損失量基本相同。在射程損失量相同的情況下，對兩種修正方法的修正能力進行評估。選取0°，90°，180°，270°四個引信滾轉(zhuǎn)角度對模型1和模型3的修正能力進行評估，結(jié)果如表2所示。對比模型1和模型3修正彈修正能力可以看出，模型3修正彈的修正能力遠遠大于模型1。并且由修正能力要求可知，模型3能夠滿足修正能力要求，而模型1不能滿足。由此可知，在射程損失量相同的情況下，使用彈簧翼修正方法進行二維彈道修正可以顯著提高修正彈的修正能力。

由表2可知，模型2和模型3的修正能力基本相同。在修正能力相同的情況下，對彈簧翼修正方法和固定翼修正方法的射程損失量進行評估。由表1可知，模型3比模型2射程損失量少139.1 m。由此可知，在修正能力相同的情況下，使用彈簧翼修正方法進行二維彈道修正可以減小射程損失量。

4 結(jié)論

本文提出了固定翼二維彈道修正引信的彈簧翼改進方法。該方法繼承了固定翼二維彈道修正引信的設(shè)計理念，而僅將固定翼換為彈簧翼，利用迎面氣流的變化使升力翼面傾角自適應(yīng)調(diào)整，在出炮口時傾角最小，而在修正段傾角最大。仿真結(jié)果表明，與固定翼修正方法相比，在修正能力相同的情況下，彈簧翼修正方法可以減小射程損失量；在射程損失量相同的情況下，彈簧翼修正方法可獲得大的修正能力。后續(xù)需要研究滿足適配彈藥彈道特點和使用要求的彈簧翼結(jié)構(gòu)參數(shù)設(shè)計優(yōu)化。

[1]趙玉清,李建強,劉言,等.彈道修正引信發(fā)展綜述[J].探測與控制學(xué)報,2016,38(5)：1-5.

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[4]吳炎烜,范寧軍.二維彈道修正引信總體方案和關(guān)鍵技術(shù)分析[J].戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù),2006(5)：67-70.

[5]韓子鵬.彈箭外彈道學(xué)[M].北京.北京理工大學(xué)出版社，2008:42-44.

[6]袁備,段智敏.基于固定鴨舵高速旋轉(zhuǎn)彈氣動特性[J].機電技術(shù),2015(5):42-44.

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The Fixed Wing Improvment of Two-dimensional Trajectory Correction Fuze

HE Jiangyang，HUO Pengfei，SHI Kunlin

(Science and Technology on Electromechanical Dynamic Control Laboratory，Xi’an 710065,China)

In view of the contradiction between the correction capability and the range loss of the fixed-wing of the two-dimensional correction fuze, both of which demand different angle of lift-wing, an improved method which using spring-wing instead of fixed-wing was proposed. This method inherited the design concept of the fixed-wing of the two-dimensional correction fuze, and only changed the fixed-wing to the spring-wing whose angle could be adaptive adjusted according to wind stream, which led to the smallest angle in the muzzle and the maximum in the period of correction. Simulation results showed that, compared with the fixed-wing correction method, the spring-wing correction method could reduce the loss of range under the same correction ability and obtain stronger correction ability under the condition of the same range loss.

two-dimensional trajectory correction fuze; fixed-wing; correction ability; the loss of range

2016-11-09

何江楊(1991— )，男，陜西米脂人，碩士研究生，研究方向：彈道修正引信。E-mail:714409370@qq.com。

TJ43

A

1008-1194(2017)02-0034-04