基于放寬靜穩(wěn)定度空空導(dǎo)彈重定向研究

李 斌, 郭正玉

(1. 中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院, 河南 洛陽(yáng) 471009; 2. 空基信息感知與融合全國(guó)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 河南 洛陽(yáng) 471009)

0 引 言

以載機(jī)為中心的全向攻擊方式, 大幅提升了空戰(zhàn)靈活性和載機(jī)生存能力, 是下一代空空導(dǎo)彈的重要能力特征[1-2]。 典型作戰(zhàn)想定下, 敵機(jī)處于載機(jī)后半球, 其攜帶的AIM-9X導(dǎo)彈導(dǎo)引頭探測(cè)距離遠(yuǎn)大于有效攻擊距離, 敵機(jī)可迅速完成發(fā)射后脫離。 若空空導(dǎo)彈具備后向攻擊能力, 一是可打擊處于載機(jī)后半球的敵機(jī), 二是能攔截來(lái)襲的空空導(dǎo)彈, 大幅提升載機(jī)生存能力, 這給空空導(dǎo)彈總體性能設(shè)計(jì)帶來(lái)了很大的挑戰(zhàn), 需要空空導(dǎo)彈能夠快速、 安全、 穩(wěn)定地將速度指向至載機(jī)后半球目標(biāo), 這就需要重定向設(shè)計(jì)技術(shù)。 提高轉(zhuǎn)彎角速度和減小轉(zhuǎn)彎半徑能使前向發(fā)射空空導(dǎo)彈快速完成重定向, 是實(shí)現(xiàn)以載機(jī)為中心的全向攻擊能力的關(guān)鍵技術(shù)。

空空導(dǎo)彈可采用純氣動(dòng)力控制、 氣動(dòng)力/推力矢量復(fù)合控制、 氣動(dòng)力/直接力復(fù)合控制、 直接后向發(fā)射四種途徑, 實(shí)現(xiàn)空空導(dǎo)彈彈頭快速指向載機(jī)后方, 從而攻擊載機(jī)后半球目標(biāo)。

空空導(dǎo)彈通常是靜穩(wěn)定或臨界穩(wěn)定設(shè)計(jì)。 采用純氣動(dòng)力控制時(shí), 提高導(dǎo)彈可用攻角在增加全彈法向力的同時(shí), 也增加了推力對(duì)導(dǎo)彈升力的貢獻(xiàn), 從而提高轉(zhuǎn)彎角速度。 但顯而易見(jiàn)的是, 在空空導(dǎo)彈的全空域和全速度域內(nèi), 受舵偏角度、 初始動(dòng)壓和操縱性、 穩(wěn)定性等限制, 空空導(dǎo)彈可用攻角不會(huì)太大, 因此無(wú)法顯著提高導(dǎo)彈的敏捷性。

氣動(dòng)力/推力矢量和氣動(dòng)力/直接力復(fù)合控制的主要優(yōu)點(diǎn)之一就是提高了空空導(dǎo)彈的可用攻角, 在低動(dòng)壓條件下也能具有較大的轉(zhuǎn)彎角速度, 從而具備大離軸狀態(tài)的越肩發(fā)射能力[3], 實(shí)現(xiàn)對(duì)載機(jī)后半球目標(biāo)的攻擊。 采用氣動(dòng)力/推力矢量復(fù)合控制導(dǎo)彈, 其典型最大轉(zhuǎn)彎角速度[3-4]約70 (°)/s～100 (°)/s, 同時(shí)考慮起控時(shí)間等因素, 前向發(fā)射空空導(dǎo)彈轉(zhuǎn)向時(shí)間[5]需要約3 s, 給敵機(jī)攻擊和脫離留下較大的時(shí)間窗口, 對(duì)載機(jī)威脅性高。 此外,氣動(dòng)力/推力矢量復(fù)合控制需要發(fā)動(dòng)機(jī)處于工作狀態(tài), 在空空導(dǎo)彈持續(xù)轉(zhuǎn)彎過(guò)程中, 大攻角引起的阻力和推力損失大幅降低了空空導(dǎo)彈動(dòng)能, 從而降低了導(dǎo)彈對(duì)載機(jī)后半球目標(biāo)的有效攻擊距離。 為減少空空導(dǎo)彈在轉(zhuǎn)彎過(guò)程中的能量損失, 俄羅斯最早提出并實(shí)現(xiàn)了直接后向發(fā)射空空導(dǎo)彈[6], 但是直接后向發(fā)射空空導(dǎo)彈需要消耗寶貴的作戰(zhàn)響應(yīng)時(shí)間用于旋轉(zhuǎn)發(fā)射裝置, 給載機(jī)平臺(tái)結(jié)構(gòu)和飛行性能帶來(lái)了不利的影響。

文獻(xiàn)[7-9]分別針對(duì)細(xì)長(zhǎng)體導(dǎo)彈模型研究了拋接定向、 過(guò)失速重定向和自翻轉(zhuǎn)方法, 文獻(xiàn)[5, 7-8]都是在發(fā)射后利用姿控直接力調(diào)整導(dǎo)彈姿態(tài)完成重定向。 文獻(xiàn)[7]重點(diǎn)設(shè)計(jì)了制導(dǎo)律, 并進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。 文獻(xiàn)[8]重點(diǎn)對(duì)預(yù)置舵偏等影響重定向因素進(jìn)行了分析, 并認(rèn)為由于發(fā)射時(shí)導(dǎo)彈靜穩(wěn)定影響, 采用氣動(dòng)舵偏無(wú)法完成重定向, 必須同時(shí)引入直接側(cè)向力控制。 文獻(xiàn)[9]采用CFD方法研究了大攻角氣動(dòng)特性, 提出彈體和氣動(dòng)舵的松耦合計(jì)算模型, 驗(yàn)證了自翻轉(zhuǎn)可行性, 但重定向后彈體俯仰角速度約20 rad/s。 文獻(xiàn)[10-12]對(duì)可重復(fù)使用火箭再入著陸段的轉(zhuǎn)向過(guò)程進(jìn)行了仿真, 得到超0°～180°范圍大攻角流場(chǎng)結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié), 并給出渦結(jié)構(gòu)、 動(dòng)態(tài)特性對(duì)氣動(dòng)特性的影響, 但仿真模型為長(zhǎng)細(xì)比不大于5的非圓截面火箭, 馬赫數(shù)為0.1, 與空空導(dǎo)彈使用條件差異較大。

為解決重定向過(guò)程中, 直接力/氣動(dòng)舵復(fù)合控制能量損失大[7-8]、 自翻轉(zhuǎn)重定向后俯仰角速度過(guò)大[9]等不足, 本文根據(jù)空氣動(dòng)力學(xué)細(xì)長(zhǎng)體理論和粘性橫流理論分析, 提出了基于放寬靜穩(wěn)定度的空空導(dǎo)彈重定向設(shè)計(jì), 實(shí)現(xiàn)了導(dǎo)彈在純氣動(dòng)舵控制下完成快速、 穩(wěn)定、 安全的重定向。 典型狀態(tài)仿真結(jié)果表明, 所提出的基于放寬靜穩(wěn)定度的重定向技術(shù)能夠使導(dǎo)彈在1.15 s內(nèi)完成重定向, 且重定向后導(dǎo)彈俯仰角速度穩(wěn)定。

1 空空導(dǎo)彈重定向過(guò)程設(shè)計(jì)

本文采用放寬靜穩(wěn)定度技術(shù)[13-14], 利用彈體靜不穩(wěn)定性和純氣動(dòng)舵控制方式實(shí)現(xiàn)重定向。

基于放寬靜穩(wěn)定度的空空導(dǎo)彈重定向過(guò)程如下:

(1) 載機(jī)利用作戰(zhàn)體系支持或自身后向雷達(dá)獲取目指信息, 在火控輔助下適時(shí)彈射發(fā)射空空導(dǎo)彈。

(2) 假設(shè)載機(jī)平飛, 機(jī)彈分離時(shí)導(dǎo)彈有初始負(fù)俯仰角、 低頭角速度、 向下速度。

(3) 在放寬靜穩(wěn)定度設(shè)計(jì)條件下, 采用純氣動(dòng)舵控制空空導(dǎo)彈產(chǎn)生低頭力矩、 低頭角加速度、 低頭角速度, 俯仰角(攻角)繼續(xù)增大。 需要說(shuō)明的是, 在導(dǎo)彈繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中, 姿態(tài)和攻角是快變量, 彈道傾角約為0°, 即導(dǎo)彈速度仍保持前向, 近似認(rèn)為彈體俯仰角為攻角。

(4) 導(dǎo)彈實(shí)現(xiàn)安全、 快速、 穩(wěn)定轉(zhuǎn)向后, 其角速度接近0 (°)/s或數(shù)值較小, 攻角接近180°。 因此導(dǎo)彈在轉(zhuǎn)向過(guò)程中, 俯仰角速度應(yīng)呈現(xiàn)先增加再減小的過(guò)程, 俯仰力矩是重定向過(guò)程中重要的氣動(dòng)參數(shù)。

(5) 空空導(dǎo)彈在轉(zhuǎn)向過(guò)程中, 氣動(dòng)舵面適時(shí)進(jìn)行姿態(tài)穩(wěn)定控制。

(6) 發(fā)動(dòng)機(jī)適時(shí)點(diǎn)火, 導(dǎo)彈速度經(jīng)歷由負(fù)變正的過(guò)程[15], 導(dǎo)彈以迎頭態(tài)勢(shì)攻擊目標(biāo)。

為了在重定向后獲得更好的飛行品質(zhì), 提出完成重定向的運(yùn)動(dòng)學(xué)標(biāo)志如下:

(1) 導(dǎo)彈與載機(jī)實(shí)現(xiàn)安全可靠分離。

(2) 導(dǎo)彈頭部指向改變接近180°, 本文限制在175°～185°范圍。

(3) 彈體俯仰角速度接近0 (°)/s, 本文限制在±30 (°)/s范圍。

(4) 重定向過(guò)程中彈體姿態(tài)穩(wěn)定。

(5) 導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)正常點(diǎn)火, 并實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈速度方向反向。

2 導(dǎo)彈重定向過(guò)程氣動(dòng)特性

攻角0°～180°范圍導(dǎo)彈氣動(dòng)特性是空空導(dǎo)彈完成重定向的基礎(chǔ)。

細(xì)長(zhǎng)旋成體大攻角氣動(dòng)特性已有較多的研究[16-18], 但對(duì)攻角超過(guò)90°的氣動(dòng)研究不多。 早期, 文獻(xiàn)[19]根據(jù)細(xì)長(zhǎng)體理論和粘性橫流理論給出了攻角0°～180°的細(xì)長(zhǎng)體氣動(dòng)參數(shù)計(jì)算公式, 文獻(xiàn)[20]給出了攻角-5°～180°超音速變截面細(xì)長(zhǎng)體的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果。 近期, CFD方法廣泛用于超大攻角氣動(dòng)特性研究[8-12, 21-22], 文獻(xiàn)[21-22]采用數(shù)值模擬與油流顯示風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)合的方法來(lái)研究細(xì)長(zhǎng)體在攻角0°～180°范圍內(nèi)的非定常流動(dòng)特性。

本文以簡(jiǎn)單的鴨式舵身組合體為研究對(duì)象, 采用文獻(xiàn)[19]給出的工程計(jì)算公式, 獲取0°～180°攻角范圍內(nèi)的靜態(tài)氣動(dòng)數(shù)據(jù)。

全彈法向力系數(shù)cn計(jì)算公式[19]如下:

全彈俯仰力矩系數(shù)mz和軸向力系數(shù)ca計(jì)算公式[19]如下:

當(dāng)0°≤α≤90°時(shí),α′=α, 則

ca≈caα = 0°(cosα)2

當(dāng)90°≤α≤180°時(shí), α′=180°-α, 則

ca≈caα = 180°(cosα)2

其中:Ar,Ab,Ap分別為導(dǎo)彈參考面積、 底部面積、 橫向投影面積;Vb為導(dǎo)彈體積;D為參考長(zhǎng)度;xm,xc分別為導(dǎo)彈質(zhì)心和橫向投影面的型心;η為橫流比擬因子;cdn為橫流阻力系數(shù)。

Jorgensen[23]進(jìn)一步將上述公式推廣至翼身組合體的計(jì)算。

2.1 俯仰力矩特性分析

大攻角氣動(dòng)力和力矩源于位勢(shì)流和粘流兩部分。 以長(zhǎng)細(xì)比18的細(xì)長(zhǎng)圓柱體為例, 根據(jù)細(xì)長(zhǎng)體理論和粘性橫流理論給出法向力和俯仰力矩系數(shù), 如圖1～2所示。 粘性橫流理論產(chǎn)生了較大的法向力, 尤其是在90°攻角時(shí), 法向力全部來(lái)自粘性橫流理論; 細(xì)長(zhǎng)體位勢(shì)流理論對(duì)法向力貢獻(xiàn)很小, 但對(duì)俯仰力矩影響很大。

圖1 法向力系數(shù)Fig.1 Normal force coefficient

圖2 俯仰力矩系數(shù)Fig.2 Pitching moment coefficient

根據(jù)粘性橫流理論, 俯仰力矩符號(hào)取決于質(zhì)心到形心的距離, 橫流理論對(duì)俯仰力矩貢獻(xiàn)在0°～180°攻角范圍內(nèi)符號(hào)是固定的。 因此總俯仰力矩存在三種情況: 當(dāng)質(zhì)心與形心重合, 粘性橫流理論給出的俯仰力矩系數(shù)為零, 細(xì)長(zhǎng)體理論給出的俯仰力矩使導(dǎo)彈先抬頭再低頭, 且mz在整個(gè)攻角范圍內(nèi)做功為0 J, 可實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定重定向, 但是因俯仰力矩量值較小, 不能快速重定向; 當(dāng)質(zhì)心在形心之前, 粘性橫流理論給出的俯仰力矩系數(shù)在整個(gè)攻角范圍內(nèi)大于零, 在整個(gè)攻角范圍內(nèi)做功為正, 導(dǎo)彈角速度一直增大, 導(dǎo)彈無(wú)法完成穩(wěn)定重定向; 當(dāng)質(zhì)心在形心之后, 粘性橫流理論給出的俯仰力矩系數(shù)在整個(gè)攻角范圍內(nèi)小于零, 在整個(gè)攻角范圍內(nèi)做功為負(fù), 導(dǎo)彈始終存在低頭力矩, 在不考慮初始角速度時(shí)無(wú)法完成重定向。 實(shí)際上導(dǎo)彈質(zhì)心與形心一般不會(huì)重合, 因此細(xì)長(zhǎng)旋成體很難依靠自身氣動(dòng)力完成快速、 穩(wěn)定轉(zhuǎn)向, 必須增加升力面或直接力等力矩控制方式。

2.2 氣動(dòng)特性預(yù)計(jì)

本文采用文獻(xiàn)[22]中的鴨式舵身組合體模型, 如圖3所示, 長(zhǎng)細(xì)比18, 彈徑40 mm, 鴨式舵面呈“X”型布局, 質(zhì)心距頭部頂點(diǎn)396 mm。 彈體坐標(biāo)系原點(diǎn)位于導(dǎo)彈質(zhì)心,x指向?qū)楊^部,y如圖所示為正,z由右手定則定義。

圖3 導(dǎo)彈模型Fig.3 Missile model

文獻(xiàn)[22]給出了Ma=0.6、 零舵偏角的氣動(dòng)數(shù)據(jù), 但未給出非零舵偏角的氣動(dòng)數(shù)據(jù), 僅有的零舵偏角氣動(dòng)數(shù)據(jù)無(wú)法滿足重定向過(guò)程仿真。 本文采用Jorgensen工程方法[19]給出了不同舵偏角的氣動(dòng)數(shù)據(jù), 并將零舵偏角的氣動(dòng)數(shù)據(jù)計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)[22]對(duì)比, 如圖4～5所示, 圖中CFD和Exp.分別表示數(shù)值仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果。 對(duì)比結(jié)果表明, 對(duì)于簡(jiǎn)單氣動(dòng)外形, 工程理論方法能較準(zhǔn)確預(yù)測(cè)導(dǎo)彈氣動(dòng)特性,cn和mz隨攻角變化規(guī)律基本一致, 在60°～130°范圍內(nèi),mz工程計(jì)算結(jié)果偏大, 壓心更靠前, 大攻角非線性俯仰力矩預(yù)測(cè)結(jié)果精度較差。 本文采用Jorgensen工程方法給出氣動(dòng)數(shù)據(jù)。

圖4 法向力系數(shù)隨攻角變化Fig.4 Variation of normal force coefficient with angle of attack

圖5 俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化Fig.5 Variation of pitch moment coefficient with angle of attack

俯仰力矩與角加速度成正比, 當(dāng)mz>0時(shí)導(dǎo)彈的角速度增加, 當(dāng)mz<0時(shí)導(dǎo)彈的角速度減小, 若要實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定的重定向, 俯仰力矩在0°～180°攻角范圍內(nèi)做功應(yīng)為0 J, 即重定向結(jié)束時(shí)的俯仰角速度接近0 (°)/s(或等于初始角速度), 因此導(dǎo)彈俯仰角速度是一個(gè)先增大后減小的過(guò)程。 理論上來(lái)講, 從俯仰力矩隨攻角的變化規(guī)律, 可定性地判斷能否完成穩(wěn)定重定向。 在采用放寬靜穩(wěn)定度設(shè)計(jì)時(shí), 純氣動(dòng)舵控制可在重定向初始段給出更大的俯仰力矩, 實(shí)現(xiàn)快速重定向, 顯然重定向末段也要用俯仰氣動(dòng)舵反向控制。

氣動(dòng)外形一定時(shí), 靜不穩(wěn)定主要取決于質(zhì)心位置, 圖6給出了取質(zhì)心xm分別為0.296 mm, 0.316 mm , 0.336 mm和0.356 mm, 即7.4D, 7.9D, 8.4D和8.9D對(duì)應(yīng)的俯仰力矩隨攻角α變化曲線。 圖中, +δp和-δp分別為俯仰通道可用舵偏邊界值。

圖6 俯仰力矩系數(shù)Fig.6 Pitching moment coefficient

在不考慮動(dòng)態(tài)氣動(dòng)阻尼特性情況下, 從俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線可以判斷, 只有在xm=8.44D時(shí),mz在重定向過(guò)程中的平均值接近零, 即圖中俯仰力矩系數(shù)mz曲線與x軸間陰影面積為零。

當(dāng)靜穩(wěn)定度比較大時(shí), 導(dǎo)彈無(wú)法在純氣動(dòng)舵控制下完成重定向, 即mz在重定向過(guò)程中的平均值小于零, 轉(zhuǎn)向小于180°, 文獻(xiàn)[8]給出了類(lèi)似結(jié)果; 同理, 當(dāng)靜不穩(wěn)定度較大時(shí), 導(dǎo)彈無(wú)法在純氣動(dòng)舵控制下完成重定向, 即mz在重定向過(guò)程中的平均值大于零, 轉(zhuǎn)向180°時(shí)角速度過(guò)大。

3 空空導(dǎo)彈重定向結(jié)果

典型仿真條件為: 飛行馬赫數(shù)Ma=0.6, 高度H=6 km, 載機(jī)平飛, 前向彈射發(fā)射導(dǎo)彈; 導(dǎo)彈質(zhì)心xm=8.4D; 導(dǎo)彈初始攻角α=-2°, 初始俯仰角速度ωz=-10 (°)/s, 速度vy=-10 m/s。

質(zhì)量等物理參數(shù)通過(guò)Fleeman給的戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈分系統(tǒng)平均密度計(jì)算[24], 本文圖3模型質(zhì)量為1.3 kg, 俯仰轉(zhuǎn)動(dòng)慣量為0.16 kg·m2。

3.1 運(yùn)動(dòng)方程組

在導(dǎo)彈重定向過(guò)程中, 導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)不工作, 推力P=0 kN, 質(zhì)量m為常值。 導(dǎo)彈縱向運(yùn)動(dòng)方程組如下:

α=?-θ

其中:V為速度;Mz為俯仰力矩;Cn和Ca分別為法向力和軸向力;Jz為轉(zhuǎn)動(dòng)慣量;ωz為俯仰角速度;α為攻角; ?為俯仰角;θ為彈道傾角。

3.2 仿真結(jié)果分析

典型仿真結(jié)果如圖7所示, 圖中ωz表示導(dǎo)彈俯仰角速度;α表示導(dǎo)彈攻角。

圖7 運(yùn)動(dòng)參數(shù)(xm=8.4D)Fig.7 Kinematic parameters (xm=8.4D)

在t=0.65 s之前, 導(dǎo)彈俯仰角加速度大于0 (°)/s2, 俯仰角速度ωz持續(xù)增大, 俯仰角?增大, 攻角α增大; 在t=0.65 s之后, 導(dǎo)彈俯仰角加速度小于0 (°)/s2, 俯仰角速度ωz持續(xù)減小, 俯仰角?增大趨勢(shì)放緩但仍增加, 攻角α繼續(xù)增大, 按照本文假設(shè)完成重定向運(yùn)動(dòng)標(biāo)志, 在t=1.15 s時(shí), 俯仰角176°, 俯仰角速度25 (°)/s, 全彈完成快速穩(wěn)定重定向。 重定向后導(dǎo)彈在160°～180°攻角范圍內(nèi)仍然具有較強(qiáng)的俯仰控制能力, 如圖6(c)所示。

機(jī)彈分離軌跡如圖8所示, 圖中按照時(shí)間步長(zhǎng)t=0.1 s給出了導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)軌跡, 同時(shí)給出導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)姿態(tài)。 由圖11可知, 機(jī)彈分離后, 導(dǎo)彈在純氣動(dòng)力矩作用下迅速低頭, 俯仰角速度增大, 攻角增大, 全彈誘導(dǎo)阻力增大, 使導(dǎo)彈x向運(yùn)動(dòng)速度增大, 當(dāng)導(dǎo)彈頭部指向后方, 誘導(dǎo)阻力減小,x向運(yùn)動(dòng)速度減小。 這與正常彈射導(dǎo)彈分離軌跡趨勢(shì)差異較大, 因此尤其需要注意重定向過(guò)程中機(jī)彈分離安全性。

圖8 運(yùn)動(dòng)軌跡Fig.8 Kinematic trajectory

在典型仿真條件基礎(chǔ)上, 改變飛行高度、 速度和初始角速度, 評(píng)估其對(duì)導(dǎo)彈重定向過(guò)程的影響。

圖9～10分別給出了高度H=10 km、Ma=0.8時(shí), 導(dǎo)彈重定向的過(guò)程參數(shù), 完成重定向時(shí)間分別為1.45 s和1.05 s。

圖9 運(yùn)動(dòng)參數(shù)(H=10 km)Fig.9 Kinematic parameters(H=10 km)

圖10 運(yùn)動(dòng)參數(shù)(Ma=0.8)Fig.10 Kinematic parameters (Ma=0.8)

圖11給出了初始角速度為-11.5 (°)/s時(shí)導(dǎo)彈重定向的過(guò)程參數(shù), 完成重定向時(shí)間為1.10 s。

圖11 運(yùn)動(dòng)參數(shù)(ωz0=-11.5 (°)/s)Fig.11 Kinematic parameters (ωz0=-11.5 (°)/s)

在采用xm=8.4D的俯仰力矩系數(shù)時(shí), 隨著動(dòng)壓的增大, 導(dǎo)彈所受俯仰力矩增大, 俯仰角速度增大, 完成穩(wěn)定重定向時(shí)間更小, 因此飛行高度越低、 速度越大, 對(duì)應(yīng)的穩(wěn)定重定向時(shí)間越小。

在本文給定初始角速度范圍, 角速度值對(duì)穩(wěn)定重定向時(shí)間影響較小。

4 重定向關(guān)鍵問(wèn)題分析

基于放寬靜穩(wěn)定度的空空導(dǎo)彈重定向設(shè)計(jì)中, 導(dǎo)彈俯仰力矩起到了至關(guān)重要的作用。 在此進(jìn)一步討論重定向過(guò)程中, 總體設(shè)計(jì)需要著重考慮的問(wèn)題。

4.1 前后向兼顧設(shè)計(jì)

以載機(jī)為中心的全向攻擊, 要求空空導(dǎo)彈既能攻擊載機(jī)前側(cè)向目標(biāo), 又能攻擊載機(jī)后半球目標(biāo)。 因此, 空空導(dǎo)彈在總體設(shè)計(jì)和使用過(guò)程中, 需要兼顧前側(cè)向攻擊和后向攻擊。 本文在已有采用氣動(dòng)力/推力矢量復(fù)合控制方式實(shí)現(xiàn)前側(cè)向攻擊的空空導(dǎo)彈基礎(chǔ)上, 提出彈體采用放寬靜穩(wěn)定度設(shè)計(jì), 利用靜不穩(wěn)定力矩實(shí)現(xiàn)重定向。 然而靜不穩(wěn)定度并不是越大越好, 其上限受控制系統(tǒng)帶寬限制[14, 25]。 總體設(shè)計(jì)中還必須兼顧考慮全彈結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)設(shè)計(jì), 綜合評(píng)估質(zhì)心和壓心相對(duì)位置, 既能滿足高低速、 主被動(dòng)段、 STT控制對(duì)彈道過(guò)載需求, 又能滿足快速穩(wěn)定重定向需求。

4.2 橫縱向兼顧設(shè)計(jì)

在重定向過(guò)程中, 導(dǎo)彈攻角從0°迅速增加到180°, 在大攻角飛行時(shí)導(dǎo)彈背風(fēng)區(qū)會(huì)形成復(fù)雜的非定常、 非對(duì)稱(chēng)渦系, 誘導(dǎo)出隨時(shí)間變化的非線性偏航力和力矩, 其量值甚至與法向力和力矩相當(dāng), 同時(shí)可能存在對(duì)稱(chēng)狀態(tài)誘導(dǎo)的滾轉(zhuǎn)力矩。 此外, 大攻角飛行時(shí)氣動(dòng)舵面效率大幅下降, 甚至無(wú)法進(jìn)行穩(wěn)定控制。 因此, 必須采取流動(dòng)控制方法, 控制流動(dòng)分離、 渦強(qiáng)和位置[26], 以減小或消除大攻角側(cè)向力和力矩, 如可偏轉(zhuǎn)頭部外形[27]、 頭部邊條小翼[28]、 有源微吹起控制[29]等。

需要注意的是, 側(cè)向力和力矩通常是非定常, 具有較高的頻率[22], 控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)應(yīng)評(píng)估其影響。

4.3 其他考慮

采用放寬靜穩(wěn)定度實(shí)現(xiàn)重定向方法, 在大攻角狀態(tài)時(shí)氣動(dòng)舵控制能力較低, 更應(yīng)充分分析機(jī)彈分離主要運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)[30], 評(píng)估機(jī)彈分離安全性。 此外, 還要重視作戰(zhàn)使用中載機(jī)流場(chǎng)干擾影響, 例如在載機(jī)壓坡度進(jìn)行水平穩(wěn)定盤(pán)旋時(shí), 載機(jī)保持攻角飛行。 導(dǎo)彈彈射后其存在攻角, 在靜不穩(wěn)定作用下, 導(dǎo)彈飛向載機(jī), 可能存在安全性影響。

導(dǎo)彈快速穩(wěn)定完成重定向時(shí), 彈體尾部處于高壓區(qū), 即發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)其外部環(huán)境壓力較高, 尤其是在轉(zhuǎn)向后若處于高速飛行, 激波后恢復(fù)壓力更大。 當(dāng)恢復(fù)壓力較高時(shí), 發(fā)動(dòng)機(jī)出流可能處于欠膨脹狀態(tài), 降低了發(fā)動(dòng)機(jī)推力。

5 結(jié) 論

針對(duì)以載機(jī)為中心全向攻擊需求, 本文提出了基于放寬靜穩(wěn)定度的空空導(dǎo)彈重定向方法, 并提煉了實(shí)現(xiàn)重定向的運(yùn)動(dòng)學(xué)標(biāo)志: 安全、 快速和穩(wěn)定。 仿真結(jié)果表明, 采用本文提出的重定向方法, 導(dǎo)彈能在純氣動(dòng)舵控制下完成重定向, 典型狀態(tài)重定向時(shí)間不大于1.15 s。 采用純氣動(dòng)舵控制完成導(dǎo)彈重定向, 具有重定向時(shí)間短、 轉(zhuǎn)彎半徑極小、 未損失發(fā)動(dòng)機(jī)能力等優(yōu)勢(shì), 間接提升了導(dǎo)彈的后向動(dòng)力射程。

考慮到目前的仿真是在比較理想的假設(shè)條件下得出的結(jié)論, 后續(xù)可采用多種試驗(yàn)方法獲取更細(xì)致的大攻角氣動(dòng)特性, 進(jìn)一步驗(yàn)證工程實(shí)施可行性; 此外, 還可分析參數(shù)敏感度, 評(píng)估飛行參數(shù)、 分離參數(shù)、 導(dǎo)彈物理參數(shù)等對(duì)重定向過(guò)程影響, 同時(shí)可分析動(dòng)態(tài)阻尼特性對(duì)重定向過(guò)程影響。