主要扰动因素对飞行弹道参数的影响分析

2018-06-11杨云刚刘钧圣刘航航

指挥控制与仿真 2018年3期

杨云刚，刘钧圣，王　琨，刘航航

(西安现代控制技术研究所，陕西西安　710065)

在导弹工程研制阶段,尤其是首次飞行试验,受弹上部件安装误差、发射现场环境等因素影响,往往使得其实际飞行弹道曲线与理论弹道出现较大偏差。试验后需对引起弹道偏差的主要扰动因素明确定位,并在下一次试验中加以改进。

以反坦克导弹为例,主要扰动因素有发动机压差推力及推力偏心、弹翼及舵安装误差、横风干扰、离轨扰动等。对于初始段弹道[1],启控点散布受扰动因素影响而变大;对于闭环飞行弹道,控制系统需消耗一定的舵偏角来抵消扰动,从而降低了控制效率。因此,对于导弹总体设计与研制,研究主要扰动因素对飞行弹道参数的影响十分有意义。

本文以静稳定反坦克导弹为例,在导弹六自由度弹道方程基础上,分别建立了发动机压差推力及推力偏心、弹翼及舵安装误差、横风干扰、离轨扰动等主要扰动因素模型,分析了以上扰动因素对飞行弹道参数的影响,并通过仿真计算,验证了理论分析的正确性。

1　主要扰动因素模型建立

1.1　发动机推力偏心

为了实现动力和速度的合理匹配,许多近程反坦克导弹采用两级固体火箭发动机推力方案,如以色列“长钉-ER”增程导弹。发射发动机推力大,工作时间短,采用直尾喷管;续航发动机推力小,工作时间长,采用对称斜置斜切双喷管。

1.1.1发射发动机推力偏心

如图1所示,发射发动机几何偏心距记为dg,推力矢量与发动机轴线夹角记为推力偏心角φp,推力偏心角在俯仰和偏航方向分量记为θj和ψj,导弹质心到发射发动机喷管后部距离记为Lt。推力在通过导弹质心的横截面投影如图2所示,几何偏心距地初始方位角记为δ。

由几何关系可得,推力偏心d在弹体坐标系各轴分量为

(1)

其中,由于θj和ψj为随机小量,可用推力偏心角φp代替[2],且有cosθj=cosψj≈1,sinθj=sinψj≈φp。

发射发动机推力在弹体坐标系各轴分量为

(2)

其中,P为发射发动机标称推力。

则发射发动机推力偏心在弹体坐标系形成的扰动力矩为

(3)

其中,ΔMpx1,ΔMpy1,ΔMpz1为推力偏心矩ΔMp在弹体坐标系各轴上的分量,δ为推力偏心矩的初始方位角。

1.1.2续航发动机推力偏心

续航发动机是对称斜置斜切双喷管结构布局,推力偏心主要由喷管安装不对称引起。如图3所示,续航发动机喷管中心轴线与弹体纵轴标称安装夹角为ε0,与弹体纵轴安装夹角误差为ε1和ε2,与弹体横切面安装夹角误差为ε3和ε4,l0为喷管喉部到弹体纵轴的距离,l1为喷管喉部到导弹重心的距离。

由于安装夹角误差ε1、ε2、ε3、ε4均为小量,简化处理后可得续航发动机推力在弹体系分量为

(4)

其中,P′为续航发动机标称推力。

则续航发动机推力偏心在弹体坐标系形成的扰动力矩为:

(5)

其中,ΔMp′x1,ΔMp′y1,ΔMp′z1为推力偏心矩ΔMp′在弹体坐标系各轴上的分量。

1.2　弹翼安装误差

导弹装配过程中,不可避免地存在弹翼安装工艺误差。全弹气动力主要由弹翼产生,因此弹翼安装误差必然带还弹道参数的扰动,对于通常采用大展弦比弹翼的反坦克导弹更是如此。弹翼安装误差引起的扰动力和扰动力矩需消耗一定的舵偏来平衡,控制效率降低。

以“X-X”型布局为例,从弹尾看,弹翼安装序号如图4所示,记四片弹翼安装角误差分别为Δφ1、Δφ2、Δφ3和Δφ4,以弹翼前缘相对弹翼纵轴线向上为正,弹翼弦向压心到导弹头部距离为lxx,弹翼展向压心到弹体纵轴距离为lzx,重心距导弹头部距离为xg。

则弹翼安装误差产生的扰动力为

(6)

弹翼安装误差在弹体系产生的扰动力矩为

(7)

由式(9)可知,对于一般布局的反坦克导弹,弹翼翼展较大,弹翼误差对滚转通道造成的影响非常明显。

1.3　舵安装误差

舵安装误差对导弹飞行弹道的影响原理同弹翼误差,此处不再赘述。但由于舵控力臂较大,因此舵安装误差对偏航和俯仰通道的影响较为显著。

1.4　横风干扰

风速存在时,计算作用于导弹上的空气动力和力矩时,应当应用导弹的相对速度Vw和相应的攻角αw、侧滑角βw进行计算[1]。

2　仿真与分析

本文以某型反坦克导弹首次无控飞行试验为例,根据获得的参数可知,导弹侧向位置及滚转角出现较大偏差。下面对上述各扰动因素的影响程度进行对比分析。

2.1　发射发动机推力偏心影响

设置发射发动机几何偏心距为0.3mm,初始方位角为0°,推力偏心角为1°,仿真结果见图5。

由于发射发动机工作时间短,推力偏心对导弹滚转角几乎无影响,但对导弹侧向位置有一定影响。

2.2　续航发动机推力偏心影响

设置续航发动机左侧安装角增大1°,右侧安装角减小1°,左侧喷管向上偏转1°,右侧喷管向下偏转1°,仿真结果见图6。

同发射发动机类似,续航发动机推力偏心对导弹滚转角几乎无影响,但对导弹侧向位置有一定影响。

2.3　弹翼安装误差影响

设置四片弹翼安装误差分别为60′、-30′、-20′、15′,仿真结果见图7。

弹翼安装误差产生的扰动力较小,对飞行弹道位置影响不大;导弹压心与重心距离较近,弹翼安装误差产生的俯仰和偏航扰动力矩也较小,但对于大展弦比的反坦克导弹,滚转力臂大,因此弹翼安装误差产生的滚转扰动力矩也大,弹道初始段无控飞行时弹体产生明显的滚转运动,控制系统启动后需要消耗一定的舵偏角来平衡该扰动力矩,在一定程度上减小了可用过载,从而降低了控制效率。