火箭助飞鱼雷无伞段气动参数辨识及对姿态变化影响

邢国强, 刘旭晖, 王改娣

(1. 中国人民解放军91439部队, 辽宁 大连, 116041; 2. 中国船舶重工集团公司 第705研究所, 陕西 西安,710077)

火箭助飞鱼雷无伞段气动参数辨识及对姿态变化影响

邢国强1, 刘旭晖2, 王改娣2

(1. 中国人民解放军91439部队, 辽宁 大连, 116041; 2. 中国船舶重工集团公司 第705研究所, 陕西 西安,710077)

火箭助飞鱼雷在雷箭分离后的无伞段运动特性关系到雷箭分离的安全性, 是影响飞行试验成败的关键环节, 而与运动特性相关的气动特性则是决定飞行稳定性的主要因素。由于风洞试验的局限性, 难以获得鱼雷各种飞行姿态下的气动特性, 对鱼雷实航现象分析造成了困扰。文章在对火箭助飞鱼雷无伞段气动布局和运动特点分析的基础上, 给出了利用实航飞行试验外测数据进行气动参数辨识的方法, 并获得鱼雷大姿态变化下的真实气动参数, 弥补了风洞试验的不足。将辨识结果应用到助飞鱼雷实航试验无伞段大姿态变化仿真中, 复现了与实航一致的姿态角变化规律, 证明了该方法的正确性。该方法还可应用到其他空投鱼雷的无伞段特性研究中。

火箭助飞鱼雷; 雷箭分离; 无伞段运动; 参数辨识

0 引言

火箭助飞鱼雷(以下简称助飞鱼雷)又称反潜导弹, 由水面舰艇或潜艇发射, 火箭运载体携带飞行, 到达预定入水点上方投放, 再经空中雷伞段飞行入水, 是可实现自动搜索、跟踪与攻击目标潜艇的中远程反潜武器。助飞鱼雷空中弹道一般分为助推段、巡航段和雷伞段, 其中, 雷箭分离后的雷伞段初期, 即降落伞未打开期间的无伞段, 鱼雷的运动特性直接影响到雷箭分离的安全性, 是助飞鱼雷研制中必须解决的关键技术之一,而与运动特性相关的气动特性则是决定飞行稳定性的重要因素[1-2]。

目前公开发表的关于助飞鱼雷的弹道研究[3-9]均未涉及到气动特性对弹道方面的影响, 也没有关联到雷箭分离后的无伞段弹道。文献[10]对助飞鱼雷分离过程多体动力学进行了建模和仿真,其研究目的是防止多体之间发生干涉或碰撞, 也属于雷箭分离后无伞段研究范畴, 没有涉及到气动参数变化的影响。文中研究范畴属于雷箭分离后的无伞段弹道, 重点研究气动特性对鱼雷姿态变化的影响, 以及如何通过实测数据辨识出无伞段大姿态变化下真实的气动特性, 以弥补风洞试验的不足, 并在鱼雷实际飞行中得到应用。

众所周知, 助飞鱼雷研制过程中涉及到系统多、专业面广、配套单位多、协作范围大、试验难度大等一系列问题, 为了保证助飞鱼雷实航飞行试验的成功实施, 在多部门多机构多兵力大力协调和合作的同时, 需要采取多种测试手段获取有效的试验数据, 尤其需要跟踪和抓拍雷箭分离过程的飞行情况, 以便获取宝贵的分离数据, 用于分析雷箭分离安全性, 并作为评价飞行试验成败的重要依据。

文中针对助飞鱼雷雷箭分离的安全性, 通过对分离后战斗载荷无伞段运动特点和气动参数局限性分析, 试图找出影响鱼雷无伞段姿态变化的主要因素, 利用实航飞行试验外测数据, 进行了气动参数辨识方法的研究, 并将研究结果应用到实航试验无伞段大姿态变化现象的仿真中, 根据仿真结果来验证研究结果的正确性。

1 无伞段运动特点和气动参数局限性

1.1 无伞段运动特点及约束

助飞鱼雷的无伞段指从雷箭分离开始至降落伞打开的运动阶段, 文献[11]对该阶段的运动稳定性进行了常规分析与研究, 但并没有考虑各种因素对鱼雷运动稳定性的影响。实际上无伞段运动是一个很复杂的动态过程, 包括了鱼雷与运载体和分离组件的分离、鱼雷上各种拉拔绳动作以及其他干扰等, 通过分析, 助飞鱼雷无伞段运动具有以下特点:

1) 鱼雷经历了有约束到无控制无动力的自由飞行状态;

2) 受运载体和分离组件影响, 分离初期鱼雷处在时变、有界的气流场中, 所受气动力具有复杂时变的非常规特性;

3) 分离组件与雷体之间的各种拉绳拉直断开时的瞬态干扰, 会对鱼雷运动姿态产生影响;

4) 雷体本身具有静不稳定性, 容易受到外界干扰, 导致运动发散;

5) 鱼雷姿态较大变化, 可能会导致与运载体残骸或分离组件的干涉或碰撞。

综上所述, 受雷体本身特性和复杂分离过程影响, 助飞鱼雷无伞段运动具有时变非定常不稳定特性, 虽然在设计上通过采取对雷箭分离参数约束、降落伞设计参数要求、开伞动作时序规定等措施, 来实现雷箭安全分离和雷伞空中运动的减速和稳定, 但是一旦受到外界干扰, 鱼雷无伞段仍会出现大姿态变化, 这将给雷箭分离安全性带来严重影响, 因此, 有必要对无伞段运动气动特性及对运动姿态影响进行分析研究。

1.2 无伞段气动参数局限性

雷箭分离后的助飞鱼雷一般由战斗载荷和空投附件组成。以美国倾斜发射的RUR-5A“阿斯洛克” 助飞鱼雷为例, 其战斗载荷为MK46鱼雷,配置的空投附件包括头帽、螺旋桨保护罩和空中稳定装置(降落伞), 如图1所示。

图 1中, 空投附件主要功能是改善鱼雷空中飞行时的气动特性, 减小气动阻力, 降低战斗载荷入水冲击载荷。其中, 头帽用于保护战斗载荷头部的声学装置在空中飞行和入水过程中不受损坏; 螺旋桨保护罩用于保护鱼雷螺旋桨不受损坏,并在鱼雷空中飞行阶段防止螺旋桨在气动力作用下转动; 空中稳定装置在雷箭分离后, 按预定程序完成开伞, 实现对战斗载荷的稳定和减速, 满足入水速度和姿态角等参数要求。因此, 空投附件安装在战斗载荷上后, 将改变战斗载荷原有的流体动力布局, 使其具有完全不同于水下流体动力特性的气动特点。

图1 MK46鱼雷空投附件配置Fig. 1 Configuration of MK46 torpedo airdrop accessories

工程上, 一般要通过风洞试验获得助飞鱼雷相似使用条件下的气动参数, 但受试验经费、试验模型、试验条件和试验环境等因素限制, 风洞试验一般是在有限的风速和攻角条件下进行, 不可能全部覆盖助飞鱼雷飞行速度和姿态角变化范围, 况且试验中不可避免地存在测量误差、安装误差和天平误差等[12], 这些误差会对试验数据处理带来一定影响。因此, 由风洞试验所得到的气动参数与真实气动参数会存在一定误差, 不能完全真实地反映鱼雷各种工况下的气动特性, 尤其是大姿态运动下的气动特性。

为此, 文中将利用助飞鱼雷空中飞行试验中获得的实测数据, 根据相关理论和专业知识, 建立数学模型, 通过气动参数辨识方法, 得到鱼雷真实运动状态下的气动特性。

2 无伞段气动参数辨识

2.1 辨识方法

在助飞鱼雷实航飞行试验中, 为了对鱼雷飞行情况进行跟踪和监测, 一般在飞行航道布置有各种测试设备, 通过这些外测设备可得到鱼雷飞行过程中的位置坐标和运动姿态, 基于这些原始数据进行鱼雷气动参数辨识。图2给出了气动参数辨识流程。

根据图 2流程, 以鱼雷俯仰力矩系数为例,给出气动参数辨识中有关计算公式。

1) 俯仰力矩zM

图2 气动参数辨识流程Fig. 2 Identification process of aerodynamic parameter

式中:zJ为鱼雷转动惯量; θ˙˙为数据处理得到的俯仰角加速度。

2) 飞行速度V和弹道倾角Θ

根据数据处理得到的发射坐标系中位置坐标(,,)x y z进行速度计算, 为了尽量减小数据处理带来的误差, 一般取相邻 6点坐标位移差除以时间间隔得到速度分量, 即

3) 飞行攻角α

由外测数据处理得到鱼雷俯仰角θ和弹道倾角Θ后, 飞行攻角估算如下

4) 俯仰力矩系数 mz

假设在雷箭分离后雷体没有受到任何其他干扰力和干扰力矩的影响, 则式(1)中的俯仰力矩由2部分组成, 一部分由攻角 α产生, 一部分由预置水平舵角 δe产生, 即 mz= mz( α) + mz( δe)。一般情况下, 鱼雷空中水平舵角 δe=0, 所以合力矩就是由攻角产生的俯仰力矩, 俯仰力矩系数可由下式估算

式中: ρ为雷箭分离高度的空气密度; S为鱼雷横截面积; Lref为鱼雷参考长度。

2.2 辨识结果

根据 2.1节方法, 对以MK46鱼雷为战斗载荷背景的助飞鱼雷实航飞行试验外测数据进行了处理, 得到了雷箭分离后降落伞未打开期间的无伞段的俯仰力矩系数随攻角的变化规律, 见图3。

图3 俯仰力矩系数随攻角变化曲线Fig. 3 Curve of pitching moment coefficient versus attack angle

从图 3可以看出, 俯仰力矩系数随着攻角的增大呈现出明显的非线性特性, 其变化规律类似于不对称的正弦波, 俯仰力矩系数过零点时攻角分别在 8°和 41°左右, 俯仰力矩系数拐点时攻角分别在30°和58°左右。从反映雷体特性的静稳定度来说, 当攻角小于 8°时, 雷体是静不稳定的,当攻角在 8°～41°范围内变化时, 雷体是静稳定的,当攻角大于41°后, 雷体又是静不稳定的。这种气动特性在地面风洞试验中, 受各种条件和因素限制, 一般难以得到, 而辨识结果正好弥补了鱼雷大姿态变化气动特性。

3 实航试验无伞段大姿态变化现象仿真复现

在某助飞鱼雷飞行试验中, 通过外测设备观测, 在雷箭分离后初期出现了战斗载荷大姿态变化的异常情况, 为了复现和分析这一现象, 利用2.2节气动参数辨识结果, 将其带入到实际雷箭分离条件下的雷伞空中运动弹道仿真计算条件中,限于篇幅, 在此不再列出雷伞弹道仿真计算模型。

通过仿真计算, 得到了鱼雷无伞段俯仰角变化仿真结果, 见图4。为了与实航飞行试验结果进行对比, 图4中同时绘制了外测俯仰角变化曲线。

图4 俯仰角仿真结果与实测结果对比Fig. 4 Comparison between simulation result and test result of pitching angle

从图 4不难看出, 俯仰角的仿真结果与外测俯仰角变化规律完全一致, 量值也十分相近, 复现了实航试验异常现象。由此说明, 利用实航试验数据辨识出来的气动参数能够很好地反映助飞鱼雷无伞段大姿态运动时真实气动特性, 仿真也验证了助飞鱼雷无伞段运动的不稳定特性。

上述结果说明了文中对助飞鱼雷无伞段运动的研究方法是正确的, 在此基础上开展实航试验现象的仿真, 可以为类似故障现象的进一步分析和采取措施提供理论支撑。

4 结束语

文中通过对助飞鱼雷雷箭分离后无伞段运动特点和气动布局分析, 找出了影响鱼雷运动稳定性的主要因素, 为了能真实反映鱼雷气动特性,给出了利用实航飞行试验数据进行气动参数辨识的方法, 并获得了大姿态变化下的真实气动参数,然后将辨识结果应用到实航试验无伞段大姿态变化现象仿真中, 复现了与实航一致的姿态角变化规律, 由此证明了研究方法的正确性和结果的符合性。论文的研究结果还可拓展应用到其他空投鱼雷的无伞段运动特性研究中。

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Identification of Aerodynamic Parameter and Its Influence on Attitude Change of Rocket Assisted Torpedo in Parachute-Free Section

XING Guo-qiang1, LIU Xu-hui2, WANG Gai-di2
(1. 91439thUnit，The People's Liberation Army of China, Dalian 116041, China; 2. The 705 Research Institute, China Shipbuilding Industry Corporation, Xi′an 710077, China)

The motion characteristics of a rocket assisted torpedo in parachute-free section after separation of carrier and payload relate to its safety, so become an important factor affecting success of the flight test. And the aerodynamic characteristics associated with the motion characteristics are the main factors determining the flight stability. Due to the limitation of the wind tunnel test, it is difficult to obtain the aerodynamic characteristics of the torpedo in various flight attitudes, which leads to difficulty in the phenomenon analysis of torpedo navigation. In this paper, the aerodynamic layout and motion characteristics of the rocket assisted torpedo in parachute-free section are analyzed, and an aerodynamic parameters identification method based on real flight test data is proposed. Then the identification results are used in simulation of large attitude change of the torpedo in parachute-free section in real navigation test, and the change law of attitude angle consistent with that from real flight is reproduced, verifying the correctness of the proposed method.This method can also be applied to the study of motion characteristics of other air-dropped torpedoes in parachute-free section.

rocket assisted torpedo; separation of carrier and payload; movement in parachute-free section; parameter identification

TJ631.7; TJ630.6

A

2096-3920(2017)05-0459-05

10.11993/j.issn.2096-3920.2017.05.011

邢国强, 刘旭晖, 王改娣. 火箭助飞鱼雷无伞段气动参数辨识及对姿态变化影响[J]. 水下无人系统学报, 2017,25(5): 459-463.

2017-04-11;

2017-05-15.

邢国强(1970-), 男, 高级工程师, 主要研究领域为鱼雷试验总体等.

(责任编辑: 陈 曦)