基于最大升阻比的制导炸弹弹道设计方法(2)
根据弹道每点升阻比最大设计的弹道方案,使用四阶龙格-库塔法编写仿真程序,对某型制导炸弹进行弹道特性仿真分析。弹体为轴对称布局,舵面和尾翼采用“+—+”形式配置。初始发射条件如下:发射高度y0=1.5 km,初始速度v0=272 m/s(0.8 Ma),初始弹道倾角θ0=-5°,弹重m=200 kg。弹载系统要求高度下降至0.4 km时炸弹结束滑翔增程进入俯冲段。仿真结果如图1—图4所示。
图1 滑翔增程段飞行弹道曲线Fig.1 The flight trajectory of gliding extended range
图2 滑翔增程段速度曲线Fig.2 The flight velocity of gliding extended range
图3 俯仰舵偏角和攻角曲线Fig.3 The curves of rudder angle and attack angle
图4 滑翔增程段升阻比曲线Fig.4 The curve of lift-drag ratio of gliding extended range
从图1可以看出:下降至相同高度时,滑翔增程弹道比常规弹道在水平方向上的射程要远得多。初始发射时,由于炸弹速度较快,滑翔升力也较大,足以抵消重力的下降作用,弹道出现一段平飞弹道;弹丸平飞时,由于空气阻力的作用飞行速度越来越小,滑翔升力也随之减小,当升力不足以抵消重力时,弹道出现缓慢的下降,但是基本保持着一个稳定的弹道倾角直至增程段结束;可以看到,方案弹道实现了良好的增程效果,表明控制方法是可行的。
从图2可以看出:炸弹发射后速度开始下降,这是由于炸弹无动力的特性,在阻力作用下速度越来越小,由于升力与速度成正比例,因此也随之减小,弹体在重力作用下速度再次增大,并最终稳定在210 m/s(0.6 Ma),此时弹体所受外力达到相对平衡,在此过程中弹道上每一点升阻比都达到最优。
图3中,攻角和舵偏角在滑翔初始一段时间内会产生震荡,这是由于舵偏角从初始的0°迅速变化至20°,舵片的活动就会使攻角产生过冲,短时间内攻角和舵偏角将会产生震荡直至稳定。如上面所述,攻角过大,飞行阻力较大,攻角过小,滑翔升力较小。选择合适的平衡攻角直接影响增程效果,平衡攻角是根据每一时刻俯仰舵提供的力矩和翼体组合体的稳定力矩达到平衡计算得出。图中平衡攻角最终稳定在11°,舵偏角稳定在22.5°,α/δ≈0.5。
图4显示:在一定气动布局条件下,滑翔增程效果最佳的升阻比是K=3.04。
4 结论
文章来源:《弹道学报》 网址: http://www.tdxbzz.cn/qikandaodu/2021/0730/408.html
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