察打一体无人直升机机弹相容性技术研究(3)
5 结论
本文针对轻型无人直升机挂载空地导弹后所带来的机弹相容性问题进行了阐述,并对该问题进行了研究,得出结论如下:
(1)导弹后坐力对机体的作用分两个阶段,先是正航向的瞬时作用力,然后是反航向持续较短尾喷力;相对轻小型无人直升机而言,导弹后坐力的影响较大,需在飞控系统中加入后坐力补偿控制环节,并进行发射响应分析以保障直升机安全。
图14 AV500W空中靶标试验Fig.14 AV500W air target test
图15 模拟弹道与实际导弹飞行轨 Simulated trajectory and actual missile flight trajectory
(2)导弹尾焰能量主要集中在轴线附近,且衰减很快,研制过程中通过合理布置导弹位置,则可减少尾喷尾焰对无人直升机的影响。
(3)导弹离轨后会受到旋翼下洗流的影响,通过计算分析,根据结果合理设置发射初始角,可减小该影响,同时又能满足导弹射程要求。
[1]郑甲宏,沈雳,寇富军,直升机武器挂架飞行载荷研究[J].航空科学技术,2016,27(02): Jiahong,Shen Li,Kou test investigation of the pylon loading for helicopter[J].Aeronautical Science & Technology,2016,27(02):60-64.(in Chinese)
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[4]王维强,任宏光,崔颢.直升机载空空导弹机弹相容性仿真研究[J].弹箭与制导学报,2014,34(1): Weiqiang,Ren Hongguang,Cui on compatibility simulation of air-to-air missile with helicopter[J].Journal of Missile and Missile Guidance,2014,34(1):37-40.(in Chinese)
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[8]武国庆,姜长生,钱华.武装直升机旋翼下洗流对空空导弹发射的影响[J].南京航空航天大学学报,2003,35(3): Guoqing,Jiang Changsheng,Qian of helicopter rotor downwash on air-to-air missile launch[J].Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,2003,35(3):299-303.(in Chinese)
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蒋太宇(1987- )男,硕士,工程师。主要研究方向:无人直升机总体设计。
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无人机在现代信息化战争条件下扮演着重要角色,近年历次的局部战争和反恐活动表明,具备察打一体的无人机已成为目前和未来信息化战争和反恐战争的主要作战装备之一。而察打无人直升机相较于固定翼察打无人机,具有可垂直起降、使用灵活、可低空飞行、定点悬停精确侦察打击等优势,可伴随地面部队实现纵深作战,弥补低空战术作战任务需求,更适合于城市郊区或山区作战。察打一体无人直升机作为武器挂载平台,发射导弹时的机弹相容性问题是研制该类平台必须研究解决的重要内容。机弹相容性主要包括武器适应性挂飞、后坐力对载机影响、导弹尾喷对载机影响,以及无人直升机旋翼下洗流等对弹道的影响几个方面。本文以中国直升机设计研究所研制的AV500W 察打无人直升机为例,详细阐述研制中机弹相容性技术的研究分析过程。1 后坐力影响分析1.1 后坐力测试武器发射过程中产生的后坐力是引起机弹相容问题的关键因素。相较于载人直升机,轻小型无人直升机重量(质量)小,武器发射后坐力对载机的响应更为严重。武器后坐力不仅会对无人直升机结构强度、寿命产生影响,还会对其飞行特性产生影响。后坐力主要是由导弹发射时发动机尾喷产生的推力挣脱导发架解锁力、摩擦力,克服自身重力、气动力,以及其他作用在载机上的力组成。后坐力一般通过地面发射试验测试最终确定,将应变片粘贴在应变较大而无应力集中的区域,以保证数据的线性与可靠性。试验采用全桥的测量方法,可以减小温度效应对电桥输出精度的影响,还能增大输出信号电压幅值,提高输出信号的灵敏度[1]。在武器挂梁靠近发射装置处粘贴几组应变片测量弯矩,根据发射导弹时应变片的应变响应峰值,则可计算出后坐力的大小。图1为某测点应变片响应曲线。应变片应变响应ε与后坐力F间的关系可表示为以下公式:式中:?R为电阻变化,R为电阻。根据试验结果,得出导弹的发射后坐力。从测点应变响应曲线变化可以得出:导弹发射对载机的作用力主要分两个阶段,首先是导弹离轨过程中克服解锁力和摩擦力等对无人直升机有一个正航向的作用力;其次是导弹离轨后,尾喷作用在武器挂架及发射装置等反航向的作用力。图1 发射导弹测点应变响应时域曲线Fig.1 Time-domain curve of strain response at the measuring point of launch 发射响应仿真分析对于轻小型无人直升机而言,武器发射后坐力带来的载机平台的位置姿态变化是影响飞机安全的重要因素,如何抑制发射响应是保证飞机平台迅速恢复到平衡状态的重要功能[2]。为了减小后坐力带来的影响,在飞控系统中加入后坐力补偿控制环节(见图2)[3],并进行导弹发射响应仿真试验。图2 后坐力补偿控制Fig.2 Recoil compensation control launch missile根据地面发射试验结果,并结合无人直升机重量重心及转动惯量、修正后的风洞试验数据,对导弹发射后无人直升机的响应进行计算和分析,得出无人直升机悬停和前飞状态下导弹发射时响应曲线,图3为悬停状态下发射导弹载机平台的响应曲线,图4为前飞状态下发射导弹载机平台的响应曲线。响应曲线图中,虚线部分为不接飞控增稳系统情况下响应,实线部分为接通飞控增稳系统情况下响应。结果表明,不接增稳系统,悬停发射偏航响应较大,前飞发射则滚转和偏航响应均较大;接通增稳系统后,各通道响应均得到极大的抑制,从悬停到最大速度,武器发射后各姿态变化均在2°以内。图3 悬停状态下发射响应Fig.3 Launch response in hover state图4 前飞状态下发射响应Fig.4 Launch response in forward flight2 导弹尾喷仿真及影响机弹相容性除发射后坐力带来的响应外,还包括导弹尾喷流场对直升机平台的影响。根据有人直升机的设计经验可得,机弹相容突出的问题有以下几个方面:武器发射高速流场对平垂尾及尾桨的影响,发射冲击波对口盖及快卸锁的影响,高温尾喷的烧蚀影响,以及武器发射尾喷物有可能会对飞机机身、平垂尾或尾桨造成损伤,从而影响飞行安全。发动机尾焰温度场分布如图5所示。图5 发动机尾焰温度场分布(单位:K)Fig.5 Temperature field distribution of engine tail flame(unit:K)应用fluent 软件对导弹尾喷进行建模仿真,主要从温度、速度及压力等方面做影响分析。发射过程中,发动机尾焰压力场分布如图6所示。喷管轴线上压力分布如图7所示。图6 发动机尾焰压力场分布(单位:Pa)Fig.6 Pressure field distribution of engine tail flame(unit:Pa)图7 喷管轴线上压力分布Fig.7 Pressure distribution along nozzle axis通过仿真分析可以发现:尾焰能量主要集中在轴线附近,并且温度、速度和压力沿径向急剧衰减。而AV500W无人直升机为高置平尾,后机身无口盖和快卸锁,蒙皮采用复材蜂窝夹层结构,能够承受冲击波压力。因此,在充分考虑到以上因素后,分析得出导弹尾流不会影响载机安全,随后在地面机弹相容试验中得到了验证。3 弹道影响分析3.1 发射角确定由于重量限制,且导弹为激光末制导,因此AV500W无人直升机武器挂梁末端无随动挂架,导弹安装为固定角度,无法做俯仰运动。但为满足射程等方面的发射需求,通过计算,导弹安装须预设一定的安装角度。发射角的确定需综合考虑导弹离轨姿态角、射程,载机旋翼限制、挥舞角和下洗流影响,以及直升机飞行姿态角等多方面因素,并对导弹弹道进行计算仿真。导弹离轨姿态角可通过以下公式计算[4~6]:式中:Jy0为导弹自身的转动惯量;a为导弹质心与后吊挂之间的距离;t1为导弹处于单吊挂的时间,t2为离轨时间。考虑到AV500W旋翼挥舞角度和桨盘倾斜至极限位置等因素,导弹弹道距旋翼需留有一定安全距离,综合考虑多方因素,最终得出发射安装角度 旋翼下洗流影响直升机旋翼下洗流是一个非定常的复杂流动和周期脉动的不均匀流场。在已知直升机旋翼下洗流场的速度特性情况下,根据参考文献[7]~参考文献[9],可将此流场附加到导弹上,即可计算出其对导弹迎角、侧滑角带来的影响变化。AV500W无人直升机扰流数据如图8所示。图8 下洗流随纵向位置变化曲线Fig.8 Curve of downwash flow with longitudinal position导弹相对下洗流场气流速度可表示为:则相对迎角和相对侧滑角表示为:式中:vr为相对下洗流速度,v0为导弹速度。求得相对迎角αr和相对侧滑角βr,即可求出气动力和力矩。式中:Ma=vr/a为马赫数;ρ为大气密度;S为导弹特征面积;L为导弹长度;c,m分别为气动力和力矩系数。将计算出的气动力和力矩代入导弹运动方程,则可计算出导弹穿越下洗流的运动轨迹。仿真初始条件为:发射时载机速度分悬停发射和前飞发射两种状态。仿真表明直升机扰流对离轨姿态角影响小于0.5°,对离轨角速度影响小于5(°)/s。因此,可以得出旋翼下洗流对导弹轨迹影响很小,且不会对飞机安全产生影响。如图9~图12所示。图9 悬停时扰流区位移曲线Fig.9 Turbulence location shift curve when 导弹弹道在确定导弹发射角以及充分考虑旋翼下洗流等影响因素后,对导弹弹道进行计算,结果见表1。经论证,针对上述弹道,在一定的干扰条件下,姿控系统满足稳定跟踪回路的要求,制导控制系统可以满足在给定投放条件下最大射程、导弹落速、俯仰角及弹道倾角、射向角范围以及落点精度等指标要求。图10 悬停时扰流区飞行状态Fig.10 Hovering spoiler zone flight state图11 前飞时扰流区位移曲线Fig.11 Turbulence location shift curve for forward flight4 试验验证在经过充分的论证和仿真分析之后,无人直升机在地面进行了机弹相容试验(见图13),并将试验数据导入模型仿真分析中,修正计算结果。2017年11月,AV500W察打无人直升机在格尔木昆仑山海拔4300m 处试验场成功试射了一枚空地导弹,验证了其高原坏境下的打击能力。如图14所示。此后,于2018年相继完成了平原地区飞行靶试任务,导弹成功命中靶标。试验结果表明,导弹发射过程中载机平台最大瞬态响应为航向角0.8°、滚转角1.9°、俯仰角1°,响应持续时间为2s,之后载机平台迅速恢复稳定状态,与响应曲线基本一致。仿真弹道与实际试验弹道曲线如图15所示。通过对比分析,实际弹道轨迹与仿真基本吻合,导弹击中靶标位置距靶心小于0.4m,充分验证了机弹相容设计方法的正确性及导弹的命中精度。图12 前飞时扰流区飞行状态Fig.12 Turbulence zone flight condition during forward flight图13 AV500W地面机弹相容试验Fig.13 AV500W ground compatibility test表1 导弹弹道计算Table 1 Missile trajectory calculation高度/m 50 100 150 200 1000射程/km 3.4~5.0 3.5~5.0 3.6~5.0 3.7~5.0 4.2~5.0落速/(m/s)214~183 215~186 215~187 216~191 232~216俯仰角/(°)-12.8~-~-~-~-~-17.9倾角/(°)-13.9~-~-~-~-~-21.85 结论本文针对轻型无人直升机挂载空地导弹后所带来的机弹相容性问题进行了阐述,并对该问题进行了研究,得出结论如下:(1)导弹后坐力对机体的作用分两个阶段,先是正航向的瞬时作用力,然后是反航向持续较短尾喷力;相对轻小型无人直升机而言,导弹后坐力的影响较大,需在飞控系统中加入后坐力补偿控制环节,并进行发射响应分析以保障直升机安全。图14 AV500W空中靶标试验Fig.14 AV500W air target test图15 模拟弹道与实际导弹飞行轨 Simulated trajectory and actual missile flight trajectory(2)导弹尾焰能量主要集中在轴线附近,且衰减很快,研制过程中通过合理布置导弹位置,则可减少尾喷尾焰对无人直升机的影响。(3)导弹离轨后会受到旋翼下洗流的影响,通过计算分析,根据结果合理设置发射初始角,可减小该影响,同时又能满足导弹射程要求。参考文献[1]郑甲宏,沈雳,寇富军,直升机武器挂架飞行载荷研究[J].航空科学技术,2016,27(02): Jiahong,Shen Li,Kou test investigation of the pylon loading for helicopter[J].Aeronautical Science & Technology,2016,27(02):60-64.(in Chinese)[2]汤济新.机载武器发射技术及其研究[J].航空科学技术,2016,27(04):1-8.Tang on airborne weapon launch technology[J].Aeronautical Science & Technology,2016,27(04):1-8.(in Chinese)[3]于志,申功璋.武装直升机射击后坐力补偿控制系统设计[J].北京航空航天大学学报,2007,33(9): Zhi,Shen of recoil control system for gunship shooting[J].Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics,2007,33(9):1036-1040.(in Chinese)[4]王维强,任宏光,崔颢.直升机载空空导弹机弹相容性仿真研究[J].弹箭与制导学报,2014,34(1): Weiqiang,Ren Hongguang,Cui on compatibility simulation of air-to-air missile with helicopter[J].Journal of Missile and Missile Guidance,2014,34(1):37-40.(in Chinese)[5]Komerath N M,Mavfis D M,Liou S of unsteady pressure and velocity over a rotorcraft in forward flight[J].Joumal of Aircraft,1991,28(8):509-516.[6]钱杏芳,林瑞雄,赵亚男.导弹飞行力学[M].北京:北京理工大学出版社, Xingfang,Lin Ruixiong,Zhao flight mechanics [M].Beijing:Beijing Institute of Technology Press,2000.(in Chinese)[7]曹义华.旋翼涡尾流与下洗流场的计算方法[J].北京航空航天大学学报,2000,26(2): calculation method of rotor vortex wake and downwash flow field[J].Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics,2000,26(2):174-177.(in Chinese)[8]武国庆,姜长生,钱华.武装直升机旋翼下洗流对空空导弹发射的影响[J].南京航空航天大学学报,2003,35(3): Guoqing,Jiang Changsheng,Qian of helicopter rotor downwash on air-to-air missile launch[J].Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,2003,35(3):299-303.(in Chinese)[9]陈武栋,姜长生,武国庆.武装直升机旋翼下洗流对空空导弹发射的影响[J].电光与控制,2003,10(2): Wudong,Jiang Changsheng,Wu of downwash turbulence from armed helicopter rotor to launching of air-to-air missile[J].Electronics Optics & Control,2003,10(2):17-20.(in Chinese)
文章来源:《弹道学报》 网址: http://www.tdxbzz.cn/qikandaodu/2021/0402/386.html