有控火箭靶彈的控制方式和彈道特性

王朋飛，周前進(jìn)

(1.西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院， 西安 710089； 2.國營990廠， 合肥 230601)

靶彈飛行性能的好壞直接影響防空導(dǎo)彈的校驗(yàn)。靶彈可用來模擬超音速導(dǎo)彈類、飛機(jī)類目標(biāo)，其本身還要成本低、操作使用簡單、性能可靠，且能夠模擬俯沖、平飛等超音速目標(biāo)的飛行彈道[1-3]。靶彈可通過專門研制、導(dǎo)彈改造和火箭彈改裝等3種途徑獲得[4-5]。專門研制和利用導(dǎo)彈改裝的研制周期長、成本高，不利于大量部署；利用技術(shù)成熟的無控大射程尾翼穩(wěn)定式火箭彈改裝成超音速靶彈省時(shí)省力[6]。由于無控火箭彈的彈道為拋物線，無法模擬滯空時(shí)間長、平飛類目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)特性。因此，在無控大射程火箭彈的基礎(chǔ)上加裝控制機(jī)構(gòu)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)，使其成為有控火箭靶彈，延長滯空時(shí)間。修正執(zhí)行機(jī)構(gòu)主要有微型脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)、空氣動(dòng)力舵和燃?xì)馍淞骺刂瓢l(fā)動(dòng)機(jī)三種形式，前一種執(zhí)行機(jī)構(gòu)脈沖矢量大小有限，無法連續(xù)修正，噴流推力會(huì)產(chǎn)生偏心問題，不能實(shí)現(xiàn)靶彈的準(zhǔn)平飛彈道；利用空氣動(dòng)力舵可進(jìn)行連續(xù)控制，在滑翔增程彈箭中已大量應(yīng)用。本文采用空氣動(dòng)力舵這種修正執(zhí)行機(jī)構(gòu)對無控火箭靶彈進(jìn)行改裝。

有控火箭靶彈通過不同的舵面控制方式，使舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生控制升力和控制力矩，以抵消重力的影響，改善飛行彈道特性，實(shí)現(xiàn)滑翔飛行，在一段時(shí)間內(nèi)提供近似水平的飛行彈道，甚至是平飛彈道[7-9]。

1 供靶彈道[10-12]

有控火箭靶彈采用不同的舵面控制方式，可得到平飛、準(zhǔn)平飛和滑翔飛行等3種形式的彈道曲線(如圖1所示)，以滿足超音速目標(biāo)的供靶需求。

圖1 供靶彈道曲線

控制機(jī)構(gòu)的作用過程可分為4個(gè)階段：發(fā)射前準(zhǔn)備、起飛無控段、上升穩(wěn)定控制段和滑翔飛行段。

2 舵面控制方式

有控火箭靶彈基于無控尾翼式火箭彈進(jìn)行改裝，增加差動(dòng)×型控制舵和姿態(tài)控制系統(tǒng)，控制舵實(shí)現(xiàn)靶彈的俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航姿態(tài)穩(wěn)定控制，姿態(tài)控制系統(tǒng)通過慣性測量組件——3個(gè)方向的速率陀螺和加速度計(jì)，測量彈體姿態(tài)，形成姿態(tài)控制信號(hào)，并控制舵面偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生控制力和控制力矩，控制彈體姿態(tài)，使靶彈沿預(yù)定彈道穩(wěn)定飛行。

要得到不同的供靶飛行彈道，可采用以下幾種舵面偏轉(zhuǎn)控制方式[13-14]：固定舵偏角控制、變舵偏角控制和直線滑翔飛行控制。

1) 固定舵偏角控制

固定舵偏角控制方式是最簡單的，在彈箭飛行過程中的某時(shí)刻，舵面偏轉(zhuǎn)為固定角度，從滑翔飛行一直到彈道終點(diǎn)將不再進(jìn)行變化。若設(shè)計(jì)固定舵偏角合理，能夠基本實(shí)現(xiàn)預(yù)期滑翔飛行目的。

2) 變舵偏角控制

采用固定舵偏角控制方式時(shí)，火箭靶彈在高空中飛行(海拔高度10 km以上時(shí))，空氣密度小，鴨舵為提供足夠的平衡升力(舵面產(chǎn)生的升力隨空氣密度的減小而減小)，舵偏角相對較大，但到了低空飛行時(shí)，空氣密度驟然增加，導(dǎo)致升力增加的同時(shí)火箭靶彈所受的阻力也急劇增大，使火箭靶彈的速度衰減加快、高度降低也變快，甚至?xí)霈F(xiàn)火箭靶彈被拉起的情況，這些都不利于火箭靶彈供靶彈道的實(shí)現(xiàn)[15][16]。設(shè)計(jì)時(shí)可考慮舵偏角在整個(gè)飛行過程中進(jìn)行有限次的舵面偏轉(zhuǎn)控制，將升力變化控制在一定范圍之內(nèi)，以適應(yīng)不同環(huán)境的要求。

3) 直線滑翔飛行控制

若使滑翔飛行段的法向加速度為0，即dθ/dt=0，則彈道傾角θ將保持不變，火箭靶彈沿直線軌跡飛行，即直線滑翔飛行。在直線滑翔飛行彈道中，升力由攻角產(chǎn)生的升力和舵偏角產(chǎn)生的升力兩部分組成，與攻角和舵偏角有關(guān)，同時(shí)與空氣密度及飛行速度也有關(guān)。舵面產(chǎn)生的升力對靶彈重心形成的力矩

直線滑翔下的平衡攻角α和舵偏角δ的表達(dá)式如式(1)、式(2)所示。

(1)

(2)

4) 控制方式對比

固定舵偏角方式結(jié)構(gòu)簡單、易于實(shí)現(xiàn)，但在低空飛行時(shí)的阻力較大，速度和高度衰減較快，不利于供靶彈道的實(shí)現(xiàn)；變舵偏角控制方式是在固定舵偏角方式基礎(chǔ)上的改進(jìn)，在高空時(shí)俯仰舵偏角較大，低空時(shí)較小，這既保證高空時(shí)能夠提供足夠的升力，又能使彈丸在低空時(shí)速度衰減相對較慢，從而提高舵控效率，這種控制方案的成本相對也比較低。直線滑翔飛行控制方式能夠得到平飛效果很好的平飛彈道，但需要實(shí)時(shí)調(diào)整舵偏角，以使火箭靶彈的升力與重力分量在豎直平面內(nèi)平衡，這對火箭靶彈的彈載探測系統(tǒng)、實(shí)時(shí)彈道解算系統(tǒng)和控制執(zhí)行系統(tǒng)的精度、靈敏性要求高，整個(gè)系統(tǒng)復(fù)雜且成本高。

針對變舵偏角控制方式和直線滑翔飛行控制方式進(jìn)行外彈道仿真計(jì)算，可實(shí)現(xiàn)滿足目標(biāo)運(yùn)動(dòng)特性指標(biāo)的供靶彈道。

3 彈道仿真分析

3.1 變舵偏角控制彈道仿真

射角不同，彈道高度和到達(dá)彈道頂點(diǎn)的時(shí)間也不同，所以火箭靶彈舵面偏轉(zhuǎn)時(shí)間點(diǎn)也就不同。以30°射角為例，仿真起始舵偏角分別為0°、4°、8°和12°時(shí)的彈道，舵面偏轉(zhuǎn)起控時(shí)間在彈道頂點(diǎn)處。射高曲線和速度曲線的仿真結(jié)果如圖2、圖3所示。

圖2 射高曲線

圖3 速度曲線

由彈道曲線可知：相比于無舵偏角火箭靶彈的拋物線彈道，變舵偏角控制方式通過有限次調(diào)整舵偏角大小和控制時(shí)間，可以得到滑翔飛行彈道。

火箭靶彈的射程和飛行時(shí)間隨舵偏角的增大而增大，滑翔飛行效果越明顯。因此，只對12°舵偏角時(shí)的彈道進(jìn)行分析，其供靶方案曲線如圖4所示。

圖4 12°舵偏角下供靶方案曲線

3.2 直線滑翔飛行控制彈道仿真

直線滑翔飛行控制的彈道仿真的初始條件和氣動(dòng)參數(shù)與變舵偏角控制方式一致。不同射擊角度下的彈道參數(shù)曲線如圖5、圖6所示。

圖5 不同射角下射高-時(shí)間曲線

圖6 不同射角下速度-時(shí)間曲線

由彈道曲線知：不同射角下，火箭靶彈的飛行彈道都出現(xiàn)一段平飛彈道，形成平飛段的高度和時(shí)間范圍有所不同。仿真參數(shù)中，各射角下平飛段，其彈道傾角θ的值都在零附近變化(彈道傾角變化范圍基本為-7.7°～3.63°。沒有嚴(yán)格水平飛行，主要考慮火箭靶彈在較大的舵偏角下的穩(wěn)定性)。

對比供靶指標(biāo)，不同射角下，直線滑翔飛行控制的彈道均滿足供靶要求。因此，只對35°射角的彈道進(jìn)行分析，其供靶方案曲線如圖7所示。

圖7 35°射角下供靶方案曲線

4 結(jié)論

1) 變舵偏角和直線滑翔飛行兩種舵面控制方式，均可改善無控飛行彈道。變舵偏角控制方式通過調(diào)整舵偏角大小、舵面控制時(shí)間，可以得到滑翔飛行彈道；在一定范圍內(nèi)，隨著舵偏角的增大，火箭靶彈的滑翔效果越顯著，越能滿足供靶要求。直線滑翔飛行控制方式可實(shí)現(xiàn)平飛彈道，射角不同，平飛段的高度不同，可模擬不同的飛行目標(biāo)。

2) 變舵偏角和直線滑翔飛行兩種舵面控制方式得到的滑翔飛行彈道和平飛彈道，均可滿足供靶條件。變舵偏角控制方式控制結(jié)構(gòu)較簡單、易于實(shí)現(xiàn)，但控制精度較差；直線滑翔飛行控制方式控制精度較高，但控制系統(tǒng)復(fù)雜、成本高。