高速拖靶系統(tǒng)掠海飛行仿真研究

田新鋒，鄧雨辰

(解放軍92419部隊，遼寧 興城 125106)

拖靶系統(tǒng)作為一種特殊航空裝備,隨著防空武器試驗和部隊對空靶訓練要求的不斷提高,得到了迅速發(fā)展,品種不斷增多,功能日趨完善[1-3]。特別是大速度超低空掠海飛行功能的擴展,可模擬低空掠海來襲導彈,進一步提高靶標的真實度。當系統(tǒng)速度提升,低空掠海飛行時如果策略選擇不當,在外部環(huán)境干擾下,可能導致系統(tǒng)無法實現(xiàn)掠海飛行,也可能導致拖靶入水墜毀。因此需對拖靶超低空掠海定高飛行的使用邊界進行研究,提高系統(tǒng)使用安全性。本文針對某拖靶系統(tǒng)速度提升后如何進行掠海安全飛行這一現(xiàn)實需求,分析了拖靶定高飛行工作原理,建立了系統(tǒng)仿真模型,給出了拖靶超低空掠海定高飛行的使用邊界,為某新型拖靶大速度超低空掠海飛行提供理論依據(jù)。

1 拖靶工作模式

拖靶不同于一般飛行器,其本身無動力,靠拖帶飛機(簡稱拖機)拖曳飛行。典型的現(xiàn)代航空拖靶系統(tǒng)由拖機、航空絞車、拖纜和拖靶等部分組成[4]。

其典型任務工作剖面如圖1所示,拖機掛裝航空絞車拖靶起飛后,首先爬升至放靶高度,保持高度速度勻速釋放拖纜放出拖靶,拖纜長度釋放至預定長度(一般為5000 m),停止釋放拖纜,然后降高至預定基準高度,調(diào)整速度航向進入航路,控制拖靶高度控制系統(tǒng)工作,拖靶模擬來襲導彈做掠海恒高飛行。艦艇上的火炮、導彈等武器系統(tǒng)則可以對目標進行捕獲、跟蹤、射擊或模擬射擊,如果需要可進行第二次供靶進入,任務結(jié)束后拖靶高度控制系統(tǒng)停止工作,拖機爬升到收靶高度以上,并調(diào)整速度進行收纜收靶,直至最后拖靶在絞車上復位后,拖機返航。

2 拖靶定高飛行工作原理

由系統(tǒng)工作剖面可確定拖靶定高飛行時的高度關(guān)系,如圖2所示所示。從圖中可以看出,拖靶定高飛行高度h與拖機基準飛行高度f(m)、拖纜下沉量f(n)有關(guān)。即拖靶的飛行高度h由下式確定：

h=f(m)-f(n)

(1)

式中，f(m)為任務前設(shè)計的定值,飛行過程中,拖纜對拖機的牽引力是變化的,牽引力變化可看做是作用于拖機上的干擾力,而拖機靠調(diào)節(jié)發(fā)動機推力和控制參數(shù),仍可實現(xiàn)穩(wěn)定飛行,保證f(m)的偏差在設(shè)計誤差范圍內(nèi),可認為f(m)在飛行過程中不變。

式中f(n)為一變化量,當一定長度的拖纜在拖曳飛行時,兩端分別受到拖機的牽引力、拖靶的拉力作用,同時受氣動力、自身重力作用,在這些外界力共同作用下,拖纜的下沉量就不同,拖靶的飛行高度也不同。

拖靶要實現(xiàn)定高飛行,就是通過對拖纜拉力進行調(diào)整,使拖纜下沉量維持不變。其中拖靶對拖纜的拉力主要由于拖靶重力、飛行氣動力和高度控制系統(tǒng)作用時的附加氣動力組成。當拖靶實際飛行高度與預定高度存在高度差時,高度控制系統(tǒng)控制舵面會產(chǎn)生一個附加的氣動力,由于拖纜兩端受力發(fā)生,其下沉量也隨之變化,從而實現(xiàn)系統(tǒng)的定高飛行。當高度控制系統(tǒng)產(chǎn)生的附加氣動力引起的拖纜下沉量變化不足以消除高度誤差時,則不能實現(xiàn)定高飛行。

通過上面分析可以看出拖靶要實現(xiàn)定高飛行,首先拖機基準飛行高度f(m)要合理有效,其次拖靶的舵面效率足夠高,能夠克服外界干擾帶來的拖纜下沉量f(n)變化。

3 系統(tǒng)建模

由式(1)可知,要設(shè)計f(m)必須知道f(n)和h,對于某一特定任務,h已知那么只需確定任務狀態(tài)下的f(n)即可。那么需建立拖靶和拖纜動力學模型[5-6]。

拖靶系統(tǒng)的工作情況是比較復雜的,一方面拖靶連同拖機做各種隨動飛行,另一方面又相對于拖機做相對運動。但是在實際拖靶定高飛行時對拖機飛行情況加以限制,要求拖機做平直勻速飛行,不考慮橫側(cè)向運動,使系統(tǒng)建模得以簡化。

3.1 拖靶受力模型分析

拖靶掛機狀態(tài)下,受拖纜的拉力T、升力L、阻力D、力矩M,拖靶自身重力mg,受力分析如圖3所示。

則在速度坐標系下,拖靶縱向動力學方程如下:

(2)

式中，θ為拖靶姿態(tài)角,γ為航跡角,α為迎角,φ為拉力與機體軸夾角。

有了拖靶的受力模型,就可以確定在不同速度下,拖靶不同舵翼角工作狀態(tài)下對拖纜的拉力大小和方向,為拖纜下沉量的計算提供條件。

3.2 拖纜受力模型分析

對于拖纜這樣的柔性細長體,長度達5000 m,直徑只有幾毫米,研究其運動時,既不能將其看成一個質(zhì)點,也不能將其看成一個剛體。這里,采用微積分中的研究方法,將拖纜分割成無數(shù)個拖纜微元,把每個微元作為一個質(zhì)點來研究其受力與運動,這樣就能得到微分形式的拖纜飛行動力學模型。

不妨設(shè)拖纜與拖靶連接處為零點,在拖纜長度為s處取一長度為Δs的拖纜微元,則該拖纜微元兩端受到的拖纜張力分別為T和T+ΔT,拖纜水平運動速度為u,垂直速度為v,拖纜氣動阻力為D,升力為L,微元質(zhì)量m,那么拖纜微元受力分析如圖4所示。

那么有

(3)

有了拖纜微元的受力模型,就可以確定該微元在空間的狀態(tài),通過迭代法就可求出整個拖纜的狀態(tài)空間分布,進而確定拖纜兩端的張力情況和總的拖纜下沉量。

4 仿真結(jié)果分析

4.1 仿真初始條件

假定系統(tǒng)工作在理想環(huán)境條件下,其初始數(shù)據(jù)如下:

拖靶質(zhì)量m=40 kg；

拖靶參考面積S=0.03 m2；

拖靶參考長度L=3.5 m；

拖靶舵面工作范圍δe=-6°～2°；

拖纜長度l=5 000 m。

4.2 仿真結(jié)果分析

基于拖靶初始數(shù)據(jù)和系統(tǒng)模型,可確定拖靶舵翼角在不同速度下與拉力關(guān)系曲線,如圖5所示,進而可確定不同速度、舵翼角下的拖纜的下沉量,如圖6所示。

從圖5、6中可以看出,隨著舵翼角的偏向負值,會產(chǎn)生一個向下的力,加載在拖纜端的拉力隨之增加;由于拖纜兩端的張力增加,拖纜的下沉量也增加。隨著速度增加,拖靶氣動力增加,拖靶對拖纜的拉力增加,但拖纜的氣動力也增加,綜合結(jié)果拖纜下沉量減小。

因此在拖靶定高飛行速度增加后,拖機的基準飛行高度要降低,掠海飛行速度由Ma=0.45提高到Ma=0.6,拖機的基準飛行高度要降低120 m左右。實際飛行掠海低空飛行過程中,拖機的高度有原先的450 m調(diào)整為330 m,最低不能低于320 m,否則可能導致拖靶水,最高不能高于370 m,否則拖靶無法達到掠海定高飛行的目的。依據(jù)該方法,指導了后續(xù)研制飛行試驗,取得了滿意的效果,結(jié)果表明該方法合理有效。

5 結(jié)束語

拖靶系統(tǒng)提高飛行速度,在模擬低空掠海來襲導彈方面,提高了靶標的真實性和有效性。而系統(tǒng)速度提升后,如何確立系統(tǒng)的使用邊界,選擇拖曳基準飛行高度就顯得尤為重要。本文針對拖靶系統(tǒng)速度提升后,如何確立拖機新的使用邊界進行了研究,完成了以下工作：

1)通過對拖靶定高飛行工作原理進行分析,確立了問題分析的對象;

2)通過對拖靶、拖纜進行建模分析,確立了兩個模型見相互作用的耦合點；

3)結(jié)合實際條件,對系統(tǒng)進行了仿真計算分析,結(jié)果表明,系統(tǒng)速度提升后,要實現(xiàn)超低空掠海安全飛行,拖機的基準飛行高度要降低120 m,并在系統(tǒng)科研試飛試驗中得到了驗證,取得了滿意效果,為系統(tǒng)速度提升后的使用提供理論依據(jù),對系統(tǒng)的推廣使用而言具有重要的現(xiàn)實意義。