炮射無人機彈機轉換過程彈道特性

李永澤, 陳 華, 陳 偉

(1.中國工程物理研究院 總體工程研究所,四川 綿陽 621000;2.中國人民解放軍96901部隊,北京 100000)

炮射無人機是傳統(tǒng)炮射彈藥與無人機技術的有機結合,具有裝載攜行方便、起飛快速、升阻特性良好等優(yōu)點。近年來美國針對特種作戰(zhàn)需求研發(fā)并裝備了“彈簧刀”炮射無人機,如圖1所示?！皬椈傻丁边@個概念由美國在1994年首次提出,是指一種能在目標區(qū)上方進行“巡弋飛行”、“待機攻擊目標”的新概念彈藥,目的在于讓地面小規(guī)模部隊,如班、排和特種作戰(zhàn)分隊等,在沒有空中、地面火力支援的情況下,也能即時打擊視距外目標[1-2]。美國雷神公司在“彈簧刀”炮射無人機的基礎上發(fā)展了“水下發(fā)射運載器”,使之成為新型“彈簧刀”潛射無人機[3-4]。本文基于“彈簧刀”炮射無人機的發(fā)射過程和原理,對炮射無人機在彈機轉換過程中的彈道特性進行了研究,給出了最佳折疊展開方式和展開時間,并通過實際飛行試驗對彈機轉換過程進行了驗證。

圖1 “彈簧刀”炮射無人機Fig.1 “Switchblade” gunshot UAV

1 炮射無人機彈機轉換過程

炮射無人機通常采用具有前后兩對主翼面的串列翼布局,發(fā)射前機翼折疊收放在發(fā)射筒內,作戰(zhàn)時炮射無人機從發(fā)射筒中彈射出的同時機翼展開,然后在飛行控制系統(tǒng)的控制下進入巡飛狀態(tài)。機翼展開完成后炮射無人機的初始狀態(tài)對炮射無人機后續(xù)的姿態(tài)穩(wěn)定及軌跡控制至關重要[5]。“彈簧刀”炮射無人機發(fā)射過程如圖2所示。

圖2 “彈簧刀”炮射無人機的彈機轉換過程Fig.2 Projectile-aircraft transition process of “Switchblade” gunshot UAV

目前暫無公開文獻研究炮射無人機彈機轉換過程。炮射無人機彈機轉換過程中,在前后翼展開同步性和左右翼展開對稱性的條件下,對比分析了機翼展開時間為0.2、0.3、0.4、0.5 s時炮射無人機氣動彈道特性,并在仿真分析基礎上選擇展開時間0.3 s進行了飛行驗證。

2 彈道仿真及驗證

2.1 幾何建模

炮射無人機采用串列翼布局[6],前翼翼展1.3 m、后翼翼展1.1 m、機翼弦長100 mm,前后翼均為矩形平直翼,翼型相同。在左右翼展開對稱性和前后翼展開同步性的條件下,對展開過程氣動特性采用先計算典型離散位置構型氣動特性,然后線性插值得到整個展開過程氣動特性的方法。典型離散位置構型取機翼展開角Λ為0°、30°、60°及90°時的4種典型構型如圖3所示。

2.2 展開過程氣動特性分析

采用Fluent軟件計算了前后翼同時展開過程中特定展開角對應的炮射無人機縱向氣動特性,如表1所示。

圖3 前后翼同時展開過程Fig.3 Simultaneous expansion of forward and rear wings

表1前后翼同時展開縱向氣動特性參數

Tab.1Longitudinalaerodynamicparameterforsimultaneousexpansionofforwardandrearwings

Λ/(°)迎角α/(°)升力系數CL阻力系數CD力矩系數Cm00-0.004 10.011 40.001 330.011 60.012 0-0.008 150.024 70.014 2-0.016 23000.033 60.021 6-0.022 330.178 10.025 4-0.094 750.260 40.034 8-0.138 36000.118 80.020 0-0.068 630.348 00.027 3-0.181 250.490 50.038 6-0.252 09000.174 70.030 8-0.085 830.435 80.038 7-0.199 150.601 60.051 5-0.273 0

2.3 仿真條件

在對展開過程中氣動特性參數計算分析的基礎上[7],采用六自由度模型進行炮射無人機展開過程彈道仿真。彈道仿真條件如下所示:海拔高度H=800 m,彈體質量m=4 kg,初始位置(x0,y0,z0)=(0,0,0),初始俯仰角θ0=45°,初始方位角ψ0=0°,初始俯仰角速度ω0=0 (°)·s-1,彈射出筒速度v0=25 m·s-1,出筒迎角α0=0°,飛控起控后爬升角25°。

2.4 展開過程彈道仿真

針對炮射無人機彈機轉換過程,在前后翼展開同步性和左右翼展開對稱性的條件下,分別仿真機翼展開時間為0.2、0.3、0.4、0.5 s時炮射無人機彈道特性。展開完成后飛控立刻對炮射無人機進行姿態(tài)穩(wěn)定和軌跡控制,總仿真時間為1.0 s。炮射無人機機翼展開過程及展開完成后姿態(tài)穩(wěn)定過程彈道參數變化曲線如圖4所示。

3 仿真結果分析及試飛驗證

由仿真結果可以看出,不同機翼展開時間對應的彈道特性有較大差別,如下所示:

(1)展開時間越長,飛行速度衰減越多。當機翼展開時間為0.5 s時,最小飛行速度約為21 m·s-1,接近失速速度,對應舵效降低,因而對后續(xù)姿態(tài)穩(wěn)定及軌跡控制帶來很大難度,甚至可能失控。

(2)機翼展開時間對彈射后炮射無人機軌跡影響較小,但機翼展開時間越短,相同時間內爬升高度越高,越有利于彈射起飛,從而降低起飛后觸地危險。

圖4 不同機翼展開時間對應彈道參數變化Fig.4 Ballistic parameter variation with different expanding times

(3)機翼展開時間越短,展開完成后炮射無人機俯仰角、迎角及俯仰角速度越小,越有利于展開完成后飛控快速穩(wěn)定炮射無人機姿態(tài),完成彈機轉換。

(4)在機翼展開時間為0.5 s時飛控可控制炮射無人機姿態(tài)穩(wěn)定并按預定爬升角爬升,但在0.5 s機翼展開時間時起控速度和最大迎角幾乎接近失速速度和失速迎角。考慮飛控自身的起控延時,機翼展開時間最大不應超過0.4 s。

由以上仿真分析可以看出,機翼展開時間越短越有利于炮射無人機機翼展開完成后飛控對飛行姿態(tài)進行穩(wěn)定和控制,越有利于彈機轉換。然而,機翼展開時間又受展開機構的約束,因此需要在機翼展開時間和展開機構設計間進行折中考慮。為驗證上述彈機轉換過程仿真結果,結合實際展開機構設計的實現難度,選擇機翼展開時間0.3 s進行了彈機轉換動態(tài)飛行驗證。設定飛控在無人機彈射出筒后0.3 s進行姿態(tài)穩(wěn)定和控制,實飛彈機轉換過程如圖5所示。炮射無人機順利完成機翼展開和姿態(tài)穩(wěn)定,并按給定爬升角爬升至預定高度,完成預定飛行航線后安全降落。

圖5 彈機轉換飛行驗證試驗Fig.5 Test verification of projectile-aircraft transition flight

4 結語

綜合以上仿真分析和試驗驗證可以看出,機翼展開時間越短越有利于彈機轉換過程,但機翼展開時間又受展開機構設計的約束,綜合考慮展開機構設計的難度及飛控延遲,飛控最大起控延時應不大于0.5 s,展開機構展開時間應不大于0.4 s。飛行試驗驗證結果表明,在左右翼展開對稱性和前后翼展開同步性的條件下,炮射無人機可順利實現彈機轉換過程。