弹射发射机弹分离安全性仿真分析

【装备理论与装备技术】

弹射发射机弹分离安全性仿真分析

郑书娥

(中国空空导弹研究院，河南 洛阳471009)

摘要：机弹分离安全性研究是新型战斗机武器系统研制的一项重要技术内容；在研究机弹安全分离判别准则的基础上，进行了机弹相对运动及分离趋势分析，评估了常规发射条件下的机弹分离安全性，并对复杂发射条件尤其是滚转发射下机弹分离安全性进行了仿真验证，建议复杂条件下发射导弹时载机应采取措施降低风险。

关键词：空空导弹；机弹分离安全性；滚转发射

作者简介：郑书娥(1975—)，女，硕士，高级工程师，主要从事导弹总体设计与仿真研究。

doi:10.11809/scbgxb2015.06.006

中图分类号：TJ765.4

文章编号：1006-0707(2015)06-0021-04

本文引用格式：郑书娥.弹射发射机弹分离安全性仿真分析[J].四川兵工学报，2015(6):21-24.

Citation format:ZHENG Shu-e.Study on Safety of Missile Separated from Craft in Launch[J].Journal of Sichuan Ordnance,2015(6):21-24.

Study on Safety of Missile Separated from Craft in Launch

ZHENG Shu-e

(China Airborne Missile Academy, Luoyang 471009, China)

Abstract:Study on safety of missile separated from craft in launch is an important technology in the development of weapon system. On the base of safety estimate rule of missile separated from craft, this paper analyzed the relative movement and the removed trend and evaluated the safety of missile separated from craft in the general launch condition. The safety of missile separated from craft in the complicated launch condition was validated and estimated by computer simulation. The advice is afforded to avoid separated danger in the complicated launch condition of craft.

Key words: air-to-air missile; safety of missile separated from craft; rolling launch

机弹分离安全性研究是新型战斗机武器系统研制的一项重要技术内容。目前，国内外研究载机外挂物分离特性的手段主要有3种：数值计算法，风洞试验，空中飞行试验。由于空中飞行试验高成本，高风险，只有当数值计算和风洞试验都证明分离是安全可行时，才在飞机上进行真实的发射试验。即便如此，飞行试验前仍然慎之又慎，如果载机发射导弹时，预先不知道弹道特性的话，会使飞行员与载机遭受不必要的风险。因此，在飞行之前往往需要根据试验、理论与经验以及仿真计算预测出相关弹道特性，进一步判断机弹分离是否安全。

随着武器系统性能的提高，关于机弹分离的飞行试验项目大大增加，以美国F-22A战机发射AIM-120C导弹的分离飞行试验项目为例，不仅包含常规的平飞弹射发射，还包括载机在不同攻角与过载下进行机动发射，以及载机滚转状态下甚至边机动边滚转时进行导弹发射，发射时载机飞行条件日趋复杂。导弹离机时的弹射分离参数如何要求，弹上应采取怎样的机弹分离控制措施，机弹分离安全判断的标准是什么，复杂条件下发射时能否安全分离，载机飞行时的注意事项有哪些，这些都需要在机弹分离安全性研究时一一回答。

以往的机弹分离技术集中在数值计算、风洞试验的研究，载机往往是静态的，而且飞行状态有限。对于复杂的发射条件，风洞试验难度大成本高，很难进行机弹分离安全性分析。本文参照美国F-22A飞机发射先进中距空空导弹AIM-120C的机弹分离飞行试验计划，对空空导弹弹射发射的机弹分离安全性进行工程化仿真分析，通过机弹分离轨迹研究，评估复杂状态下的机弹分离安全性，在相关型号研制过程中可以借鉴。

1机弹分离基本概念

1.1机弹分离

载机发射导弹的分离过程中，包括电气分离与物理分离。通常情况下，机弹分离是指解除导弹与载机、或与载机上的其他悬挂物之间的所有物理接触，即物理分离。

1.2机弹安全分离

机弹安全分离是指：导弹与载机的分离不超过导弹或载机或其他机载物的设计极限，且不会对载机、悬挂装置或其他悬挂物造成损坏或与之碰撞，或对它们产生不良的副作用。

从概念上看，机弹安全分离主要是要求导弹分离后离开载机足够的距离，由载机和导弹两者运动特性的重复性和规律性而决定的。

1.3机弹许可分离

机弹许可分离是指导弹与载机的分离不仅符合“安全”离机准则，而且符合有关作战准则。导弹从载机上分离时，它可以随意俯仰、偏航或侧滚，尽管不会突破干扰范围或发生弹与弹的碰撞现象，但有些分离也不是所希望的，如一旦制导武器超过了控制极限，就会成为不精确的武器。同样，尽管从载机分离是安全的、但是角偏移会大到改变预定弹道散布的程度，使武器丧失命中精度。因此，一次成功的分离包括悬挂物从载机安全分离开始直到精确命中目标为止的整个悬挂物弹道。

从概念上看，机弹许可分离是广义的机弹安全分离，其要求导弹离开载机足够距离的同时，能够姿态稳定可控，其要求比机弹安全分离更苛刻。

1.4空空导弹弹射机弹安全分离判别准则

对空空导弹而言，其机弹分离安全性研究的主要内容是机弹许可分离。因空空导弹一般都具有制导控制系统，机弹分离期间的导弹运动参数对导弹精确命中目标的影响很小，因此，空空导弹的机弹许可分离与机弹安全分离判断准则比较一致，具体如下：弹射后导弹与载机的外包络不碰撞；导弹发动机点火后尾烟不烧蚀载机及外挂物；具有足够的安全距离，发动机尾烟不影响载机发动机工作；具有合适的相对姿态角和相对运动，确保机弹分离后不与载机相撞。

2研究方法

2.1飞行状态分析

根据美国F-22A飞机发射AIM-120C的机弹分离飞行试验计划，由于性能提高，机弹分离飞行试验的条件复杂，包括典型飞行高度与速度条件下的平飞发射，带载发射以及滚转发射，对此，选取3个典型状态，分别进行机弹分离分析。

2.2载机六自由度空间运动模型

由于发射时载机飞行状态复杂，需建立载机六自由度空间运动模型，忽略弹射发射对载机动态特性的影响，并假设发射后1 s内载机飞行状态保持不变。

2.3导弹六自由空间运动模型与动力学模型

导弹运动模型与动力学模型主要考虑发射时载机运动引起牵连运动，发射后机弹气动干扰带来的导弹气动力与力矩的变化，发射状态不同导弹重力变化，以及发射装置带来的初始分离参数等因素的影响。

2.4发射时刻导弹运动分析

当载机无机动水平发射导弹时，导弹仅获得弹射分离参数，包括弹射分离速度VT，分离角速度以及相对机体平面的低头角度。

当载机一边机动一边发射导弹时，发射前，导弹随载机一起机动，导弹有一个初始攻角、机动加速度及角速度。一旦导弹脱离载机，其加速度就由所在干扰流场中受力情况决定，因此，载机机动带来的导弹运动主要是初始攻角与角速度。

当载机边滚转边发射导弹时，发射前，导弹不在载机滚转轴上而随载机一起滚转，导弹有一个附加切向速度，切向加速度与法向加速度。一旦发射后，导弹加速度就由导弹在干扰流场中受力决定，因此，载机滚转带来的导弹发射时刻的初始参数仅增加一个切向速度Vτ。

以左侧挂弹、向左滚转(滚转角速度为-ωx)为例，当载机以正滚转角发射时，发射装置带来的初始弹射分离速度VT与载机滚转带来的切向速度Vτ如图1。

图1　滚转发射时导弹附加速度

2.5机弹相对运动学分析

在惯性系研究载机与导弹各自的运动，在载机机体坐标系进行机弹相对运动研究。机体坐标系与载机固联，原点与挂装时导弹质心在载机纵轴上的投影重合，OX轴沿载机纵轴方向并指向前方，OY轴的方向向上，XYZ构成右手坐标系。

3平飞发射时分离趋势分析

载机稳定平飞发射导弹时，不同发射高度与速度下机弹分离轨迹会有所不同，但是由于弹射装置带来的初始分离参数，在机体系内机弹分离的总体趋势如下：

1) 前后方向。导弹在气动阻力作用下略向后运动，当发动机点火后快速向前运动。

2) 上下方向。导弹在弹射初速以及气动力与重力的合成作用下，远离载机向机翼平面下方运动。

3) 左右方向。因气动干扰以及导弹局部不对称使其左右方向略有运动。

4) 俯仰方向为低头姿态角。在进行机弹分离安全性设计时，根据载机不机动水平发射导弹时机弹分离的快速性与安全距离要求(一般要求0.5 s内向下离开一个弹长)，可以评估弹射分离参数以及弹上控制措施是否合适匹配。以载机飞行高度5 km、飞行马赫数0.9为例，对不同的弹射分离参数进行分离轨迹的差异分析(图2)，仿真结果显示：分离速度决定了导弹离开载机的快速性，与气动力及干扰流场的影响相比，初始分离参数对机弹快速分离起决定性作用。当初始分离速度小到不足以克服复杂干扰流场的作用时，很难保证机弹分离安全。

图2　不同分离参数时机弹分离轨迹(机体系)

4复杂发射状态下仿真验证

4.1带载发射

仿真条件：载机法向机动过程中发射导弹，机动过载5。机弹分离轨迹仿真结果如图3，图中dXN与dYN为导弹相对载机的位置在机体系的前向与垂向分量。

图3　机弹分离轨迹(机体系)

相对于不机动发射，法向机动发射时存在初始速度攻角，导弹在刚开始分离时有法向加速度使其略慢离开载机，但是，由于导弹的法向加速度远小于载机的机动加速度，而且一旦机弹物理分离导弹的加速度将完全由其受力决定，因此相对载机机体系导弹仍然是逐渐远离载机，其分离趋势与水平不机动发射时一致，而且由于发射后载机机动，从距离上更利于机弹分离。

4.2滚转发射

仿真条件：载机滚转角速度为-100°/s，初始滚转角为右倾45°时发射导弹。得到惯性系下导弹相对载机的分离轨迹以及机翼的运动轨迹如图4，图中dZ与dY为导弹相对载机的位置在惯性系的侧向与垂向分量。

对初始滚转角分别为0°，+45°(右倾)，-45°(左倾)，-135°发射导弹进行机弹分离轨迹仿真，在机体系下的机弹分离轨迹如图5，图5中dZN与dYN为导弹相对载机的位置在机体系的侧向与垂向分量。

载机的初始滚转角不同，滚转速度不同，会使机弹分离轨迹不同，相对机体系的总体趋势如下：

1) 前后方向。导弹在气动阻力作用下略向后运动，当发动机点火后快速向前运动。

2) 上下方向。导弹在弹射初速与滚转切向速度的垂向分量、以及气动力与重力的合成作用下，先逐渐远离载机机翼平面，然后由于载机滚转使翼平面逐渐接近导弹，然后翼平面越过导弹，使导弹相对载机位于上方。

3) 左右方向。载机负向滚转时，导弹向左远离载机，距离左翼面距离逐渐减小，达到最小值后又快速远离。

图4　机弹分离轨迹(惯性系)

图5　不同滚角发射时的机弹分离轨迹(机体系)

从滚转发射的仿真结果可以知道，由于机弹相对运动复杂，不能保证任意的滚转情况下发射导弹都能离开载机足够的分离距离。当载机滚转角速度为负发射导弹，适当右倾发射利于机弹安全分离，导弹既不会与机翼碰撞，也不会与机体前部碰撞；左倾发射时机弹分离相对危险，尤其是大角速度滚转，导弹点火时距离载机包络很近，导弹与机体前部碰撞的可能性很大；当滚转角度接近180°时发射导弹，机弹分离危险，很可能发生导弹与机体前部碰撞的现象，应避免在该角度范围附近发射导弹。

5结论

本文对弹射发射的机弹分离安全性进行了研究，对 F-22A飞机发射AIM-120C导弹的机弹分离飞行试验中的典型条件和复杂条件进行了数字仿真，对于不机动发射，可以采取两大措施保证机弹分离安全：提高导弹的弹射初速；尽早控制导弹离开载机，适时进行发动机点火。对于带载发射，在导弹的弹射初速与控制措施合适的情况下，能够保证带载发射时的机弹安全分离，建议载机发射导弹后短时间内保持机动远离导弹，力避向导弹方向接近。对于载机滚转发射的复杂条件下，由于机弹相对运动复杂，并不能保证任意的滚转情况下发射导弹都能安全分离，鉴于发射后导弹无法获知载机运动，载机系统应采取措施确保滚转发射时机弹分离安全。

参考文献：

[1]常超，丁海河．内埋弹射武器机弹安全分离技术综述[J]．现代防御技术,2012(5)：67-74.

[2]冯金富，杨松涛，刘文杰．战斗机武器内埋关键技术综述[J]．飞航导弹，2010(7)：71-74.

[3]聂璐，向锦武．飞机外挂物投放安全性的参数影响分析[J]．飞行力学，2011(2)：25-28.

[4]钱锟．F-22A武器和外挂载荷分离飞行试验[J]．国际航空，2008(3)：24-27.

[5]郑浩，张召明．外挂物分离特性研究技术的发展与现状[J]．江苏航空，2006(4)：34-36.

[6]王晓鹏．导弹弹射发射分离轨迹的数值研究[J]．弹箭与制导学报，2012(3)：69-72.

[7]王勋年， 李 军， 刘晓晖．空气动力对飞机内藏式导弹分离轨迹影响的低速风洞试验研究[J]．流体力学实验与测量，1999(2)：38-43.

[8]景航，赵英杰，黄长强．导弹应急投放机弹安全性分析[J]．火力与指挥控制，2003(6)：58-60．

(责任编辑周江川)