邢國(guó)強(qiáng), 劉旭暉, 王改娣

(1. 中國(guó)人民解放軍91439部隊(duì), 遼寧 大連, 116041; 2. 中國(guó)船舶重工集團(tuán)公司 第705研究所, 陜西 西安,710077)

火箭助飛魚雷無傘段氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)及對(duì)姿態(tài)變化影響

邢國(guó)強(qiáng)1, 劉旭暉2, 王改娣2

(1. 中國(guó)人民解放軍91439部隊(duì), 遼寧 大連, 116041; 2. 中國(guó)船舶重工集團(tuán)公司 第705研究所, 陜西 西安,710077)

火箭助飛魚雷在雷箭分離后的無傘段運(yùn)動(dòng)特性關(guān)系到雷箭分離的安全性, 是影響飛行試驗(yàn)成敗的關(guān)鍵環(huán)節(jié), 而與運(yùn)動(dòng)特性相關(guān)的氣動(dòng)特性則是決定飛行穩(wěn)定性的主要因素。由于風(fēng)洞試驗(yàn)的局限性, 難以獲得魚雷各種飛行姿態(tài)下的氣動(dòng)特性, 對(duì)魚雷實(shí)航現(xiàn)象分析造成了困擾。文章在對(duì)火箭助飛魚雷無傘段氣動(dòng)布局和運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)分析的基礎(chǔ)上, 給出了利用實(shí)航飛行試驗(yàn)外測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)的方法, 并獲得魚雷大姿態(tài)變化下的真實(shí)氣動(dòng)參數(shù), 彌補(bǔ)了風(fēng)洞試驗(yàn)的不足。將辨識(shí)結(jié)果應(yīng)用到助飛魚雷實(shí)航試驗(yàn)無傘段大姿態(tài)變化仿真中, 復(fù)現(xiàn)了與實(shí)航一致的姿態(tài)角變化規(guī)律, 證明了該方法的正確性。該方法還可應(yīng)用到其他空投魚雷的無傘段特性研究中。

火箭助飛魚雷; 雷箭分離; 無傘段運(yùn)動(dòng); 參數(shù)辨識(shí)

0 引言

火箭助飛魚雷(以下簡(jiǎn)稱助飛魚雷)又稱反潛導(dǎo)彈, 由水面艦艇或潛艇發(fā)射, 火箭運(yùn)載體攜帶飛行, 到達(dá)預(yù)定入水點(diǎn)上方投放, 再經(jīng)空中雷傘段飛行入水, 是可實(shí)現(xiàn)自動(dòng)搜索、跟蹤與攻擊目標(biāo)潛艇的中遠(yuǎn)程反潛武器。助飛魚雷空中彈道一般分為助推段、巡航段和雷傘段, 其中, 雷箭分離后的雷傘段初期, 即降落傘未打開期間的無傘段, 魚雷的運(yùn)動(dòng)特性直接影響到雷箭分離的安全性, 是助飛魚雷研制中必須解決的關(guān)鍵技術(shù)之一,而與運(yùn)動(dòng)特性相關(guān)的氣動(dòng)特性則是決定飛行穩(wěn)定性的重要因素[1-2]。

目前公開發(fā)表的關(guān)于助飛魚雷的彈道研究[3-9]均未涉及到氣動(dòng)特性對(duì)彈道方面的影響, 也沒有關(guān)聯(lián)到雷箭分離后的無傘段彈道。文獻(xiàn)[10]對(duì)助飛魚雷分離過程多體動(dòng)力學(xué)進(jìn)行了建模和仿真,其研究目的是防止多體之間發(fā)生干涉或碰撞, 也屬于雷箭分離后無傘段研究范疇, 沒有涉及到氣動(dòng)參數(shù)變化的影響。文中研究范疇屬于雷箭分離后的無傘段彈道, 重點(diǎn)研究氣動(dòng)特性對(duì)魚雷姿態(tài)變化的影響, 以及如何通過實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)辨識(shí)出無傘段大姿態(tài)變化下真實(shí)的氣動(dòng)特性, 以彌補(bǔ)風(fēng)洞試驗(yàn)的不足, 并在魚雷實(shí)際飛行中得到應(yīng)用。

眾所周知, 助飛魚雷研制過程中涉及到系統(tǒng)多、專業(yè)面廣、配套單位多、協(xié)作范圍大、試驗(yàn)難度大等一系列問題, 為了保證助飛魚雷實(shí)航飛行試驗(yàn)的成功實(shí)施, 在多部門多機(jī)構(gòu)多兵力大力協(xié)調(diào)和合作的同時(shí), 需要采取多種測(cè)試手段獲取有效的試驗(yàn)數(shù)據(jù), 尤其需要跟蹤和抓拍雷箭分離過程的飛行情況, 以便獲取寶貴的分離數(shù)據(jù), 用于分析雷箭分離安全性, 并作為評(píng)價(jià)飛行試驗(yàn)成敗的重要依據(jù)。

文中針對(duì)助飛魚雷雷箭分離的安全性, 通過對(duì)分離后戰(zhàn)斗載荷無傘段運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)和氣動(dòng)參數(shù)局限性分析, 試圖找出影響魚雷無傘段姿態(tài)變化的主要因素, 利用實(shí)航飛行試驗(yàn)外測(cè)數(shù)據(jù), 進(jìn)行了氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)方法的研究, 并將研究結(jié)果應(yīng)用到實(shí)航試驗(yàn)無傘段大姿態(tài)變化現(xiàn)象的仿真中, 根據(jù)仿真結(jié)果來驗(yàn)證研究結(jié)果的正確性。

1 無傘段運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)和氣動(dòng)參數(shù)局限性

1.1 無傘段運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)及約束

助飛魚雷的無傘段指從雷箭分離開始至降落傘打開的運(yùn)動(dòng)階段, 文獻(xiàn)[11]對(duì)該階段的運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性進(jìn)行了常規(guī)分析與研究, 但并沒有考慮各種因素對(duì)魚雷運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性的影響。實(shí)際上無傘段運(yùn)動(dòng)是一個(gè)很復(fù)雜的動(dòng)態(tài)過程, 包括了魚雷與運(yùn)載體和分離組件的分離、魚雷上各種拉拔繩動(dòng)作以及其他干擾等, 通過分析, 助飛魚雷無傘段運(yùn)動(dòng)具有以下特點(diǎn):

1) 魚雷經(jīng)歷了有約束到無控制無動(dòng)力的自由飛行狀態(tài);

2) 受運(yùn)載體和分離組件影響, 分離初期魚雷處在時(shí)變、有界的氣流場(chǎng)中, 所受氣動(dòng)力具有復(fù)雜時(shí)變的非常規(guī)特性;

3) 分離組件與雷體之間的各種拉繩拉直斷開時(shí)的瞬態(tài)干擾, 會(huì)對(duì)魚雷運(yùn)動(dòng)姿態(tài)產(chǎn)生影響;

4) 雷體本身具有靜不穩(wěn)定性, 容易受到外界干擾, 導(dǎo)致運(yùn)動(dòng)發(fā)散;

5) 魚雷姿態(tài)較大變化, 可能會(huì)導(dǎo)致與運(yùn)載體殘骸或分離組件的干涉或碰撞。

綜上所述, 受雷體本身特性和復(fù)雜分離過程影響, 助飛魚雷無傘段運(yùn)動(dòng)具有時(shí)變非定常不穩(wěn)定特性, 雖然在設(shè)計(jì)上通過采取對(duì)雷箭分離參數(shù)約束、降落傘設(shè)計(jì)參數(shù)要求、開傘動(dòng)作時(shí)序規(guī)定等措施, 來實(shí)現(xiàn)雷箭安全分離和雷傘空中運(yùn)動(dòng)的減速和穩(wěn)定, 但是一旦受到外界干擾, 魚雷無傘段仍會(huì)出現(xiàn)大姿態(tài)變化, 這將給雷箭分離安全性帶來嚴(yán)重影響, 因此, 有必要對(duì)無傘段運(yùn)動(dòng)氣動(dòng)特性及對(duì)運(yùn)動(dòng)姿態(tài)影響進(jìn)行分析研究。

1.2 無傘段氣動(dòng)參數(shù)局限性

雷箭分離后的助飛魚雷一般由戰(zhàn)斗載荷和空投附件組成。以美國(guó)傾斜發(fā)射的RUR-5A“阿斯洛克” 助飛魚雷為例, 其戰(zhàn)斗載荷為MK46魚雷,配置的空投附件包括頭帽、螺旋槳保護(hù)罩和空中穩(wěn)定裝置(降落傘), 如圖1所示。

圖 1中, 空投附件主要功能是改善魚雷空中飛行時(shí)的氣動(dòng)特性, 減小氣動(dòng)阻力, 降低戰(zhàn)斗載荷入水沖擊載荷。其中, 頭帽用于保護(hù)戰(zhàn)斗載荷頭部的聲學(xué)裝置在空中飛行和入水過程中不受損壞; 螺旋槳保護(hù)罩用于保護(hù)魚雷螺旋槳不受損壞,并在魚雷空中飛行階段防止螺旋槳在氣動(dòng)力作用下轉(zhuǎn)動(dòng); 空中穩(wěn)定裝置在雷箭分離后, 按預(yù)定程序完成開傘, 實(shí)現(xiàn)對(duì)戰(zhàn)斗載荷的穩(wěn)定和減速, 滿足入水速度和姿態(tài)角等參數(shù)要求。因此, 空投附件安裝在戰(zhàn)斗載荷上后, 將改變戰(zhàn)斗載荷原有的流體動(dòng)力布局, 使其具有完全不同于水下流體動(dòng)力特性的氣動(dòng)特點(diǎn)。

圖1 MK46魚雷空投附件配置Fig. 1 Configuration of MK46 torpedo airdrop accessories

工程上, 一般要通過風(fēng)洞試驗(yàn)獲得助飛魚雷相似使用條件下的氣動(dòng)參數(shù), 但受試驗(yàn)經(jīng)費(fèi)、試驗(yàn)?zāi)Ｐ?、試?yàn)條件和試驗(yàn)環(huán)境等因素限制, 風(fēng)洞試驗(yàn)一般是在有限的風(fēng)速和攻角條件下進(jìn)行, 不可能全部覆蓋助飛魚雷飛行速度和姿態(tài)角變化范圍, 況且試驗(yàn)中不可避免地存在測(cè)量誤差、安裝誤差和天平誤差等[12], 這些誤差會(huì)對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理帶來一定影響。因此, 由風(fēng)洞試驗(yàn)所得到的氣動(dòng)參數(shù)與真實(shí)氣動(dòng)參數(shù)會(huì)存在一定誤差, 不能完全真實(shí)地反映魚雷各種工況下的氣動(dòng)特性, 尤其是大姿態(tài)運(yùn)動(dòng)下的氣動(dòng)特性。

為此, 文中將利用助飛魚雷空中飛行試驗(yàn)中獲得的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù), 根據(jù)相關(guān)理論和專業(yè)知識(shí), 建立數(shù)學(xué)模型, 通過氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)方法, 得到魚雷真實(shí)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下的氣動(dòng)特性。

2 無傘段氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)

2.1 辨識(shí)方法

在助飛魚雷實(shí)航飛行試驗(yàn)中, 為了對(duì)魚雷飛行情況進(jìn)行跟蹤和監(jiān)測(cè), 一般在飛行航道布置有各種測(cè)試設(shè)備, 通過這些外測(cè)設(shè)備可得到魚雷飛行過程中的位置坐標(biāo)和運(yùn)動(dòng)姿態(tài), 基于這些原始數(shù)據(jù)進(jìn)行魚雷氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)。圖2給出了氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)流程。

根據(jù)圖 2流程, 以魚雷俯仰力矩系數(shù)為例,給出氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)中有關(guān)計(jì)算公式。

1) 俯仰力矩zM

圖2 氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)流程Fig. 2 Identification process of aerodynamic parameter

式中:zJ為魚雷轉(zhuǎn)動(dòng)慣量; θ˙˙為數(shù)據(jù)處理得到的俯仰角加速度。

2) 飛行速度V和彈道傾角Θ

根據(jù)數(shù)據(jù)處理得到的發(fā)射坐標(biāo)系中位置坐標(biāo)(,,)x y z進(jìn)行速度計(jì)算, 為了盡量減小數(shù)據(jù)處理帶來的誤差, 一般取相鄰 6點(diǎn)坐標(biāo)位移差除以時(shí)間間隔得到速度分量, 即

3) 飛行攻角α

由外測(cè)數(shù)據(jù)處理得到魚雷俯仰角θ和彈道傾角Θ后, 飛行攻角估算如下

4) 俯仰力矩系數(shù) mz

假設(shè)在雷箭分離后雷體沒有受到任何其他干擾力和干擾力矩的影響, 則式(1)中的俯仰力矩由2部分組成, 一部分由攻角 α產(chǎn)生, 一部分由預(yù)置水平舵角 δe產(chǎn)生, 即 mz= mz( α) + mz( δe)。一般情況下, 魚雷空中水平舵角 δe=0, 所以合力矩就是由攻角產(chǎn)生的俯仰力矩, 俯仰力矩系數(shù)可由下式估算

式中: ρ為雷箭分離高度的空氣密度; S為魚雷橫截面積; Lref為魚雷參考長(zhǎng)度。

2.2 辨識(shí)結(jié)果

根據(jù) 2.1節(jié)方法, 對(duì)以MK46魚雷為戰(zhàn)斗載荷背景的助飛魚雷實(shí)航飛行試驗(yàn)外測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行了處理, 得到了雷箭分離后降落傘未打開期間的無傘段的俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化規(guī)律, 見圖3。

圖3 俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線Fig. 3 Curve of pitching moment coefficient versus attack angle

從圖 3可以看出, 俯仰力矩系數(shù)隨著攻角的增大呈現(xiàn)出明顯的非線性特性, 其變化規(guī)律類似于不對(duì)稱的正弦波, 俯仰力矩系數(shù)過零點(diǎn)時(shí)攻角分別在 8°和 41°左右, 俯仰力矩系數(shù)拐點(diǎn)時(shí)攻角分別在30°和58°左右。從反映雷體特性的靜穩(wěn)定度來說, 當(dāng)攻角小于 8°時(shí), 雷體是靜不穩(wěn)定的,當(dāng)攻角在 8°～41°范圍內(nèi)變化時(shí), 雷體是靜穩(wěn)定的,當(dāng)攻角大于41°后, 雷體又是靜不穩(wěn)定的。這種氣動(dòng)特性在地面風(fēng)洞試驗(yàn)中, 受各種條件和因素限制, 一般難以得到, 而辨識(shí)結(jié)果正好彌補(bǔ)了魚雷大姿態(tài)變化氣動(dòng)特性。

3 實(shí)航試驗(yàn)無傘段大姿態(tài)變化現(xiàn)象仿真復(fù)現(xiàn)

在某助飛魚雷飛行試驗(yàn)中, 通過外測(cè)設(shè)備觀測(cè), 在雷箭分離后初期出現(xiàn)了戰(zhàn)斗載荷大姿態(tài)變化的異常情況, 為了復(fù)現(xiàn)和分析這一現(xiàn)象, 利用2.2節(jié)氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)結(jié)果, 將其帶入到實(shí)際雷箭分離條件下的雷傘空中運(yùn)動(dòng)彈道仿真計(jì)算條件中,限于篇幅, 在此不再列出雷傘彈道仿真計(jì)算模型。

通過仿真計(jì)算, 得到了魚雷無傘段俯仰角變化仿真結(jié)果, 見圖4。為了與實(shí)航飛行試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比, 圖4中同時(shí)繪制了外測(cè)俯仰角變化曲線。

圖4 俯仰角仿真結(jié)果與實(shí)測(cè)結(jié)果對(duì)比Fig. 4 Comparison between simulation result and test result of pitching angle

從圖 4不難看出, 俯仰角的仿真結(jié)果與外測(cè)俯仰角變化規(guī)律完全一致, 量值也十分相近, 復(fù)現(xiàn)了實(shí)航試驗(yàn)異?，F(xiàn)象。由此說明, 利用實(shí)航試驗(yàn)數(shù)據(jù)辨識(shí)出來的氣動(dòng)參數(shù)能夠很好地反映助飛魚雷無傘段大姿態(tài)運(yùn)動(dòng)時(shí)真實(shí)氣動(dòng)特性, 仿真也驗(yàn)證了助飛魚雷無傘段運(yùn)動(dòng)的不穩(wěn)定特性。

上述結(jié)果說明了文中對(duì)助飛魚雷無傘段運(yùn)動(dòng)的研究方法是正確的, 在此基礎(chǔ)上開展實(shí)航試驗(yàn)現(xiàn)象的仿真, 可以為類似故障現(xiàn)象的進(jìn)一步分析和采取措施提供理論支撐。

4 結(jié)束語

文中通過對(duì)助飛魚雷雷箭分離后無傘段運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)和氣動(dòng)布局分析, 找出了影響魚雷運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性的主要因素, 為了能真實(shí)反映魚雷氣動(dòng)特性,給出了利用實(shí)航飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)的方法, 并獲得了大姿態(tài)變化下的真實(shí)氣動(dòng)參數(shù),然后將辨識(shí)結(jié)果應(yīng)用到實(shí)航試驗(yàn)無傘段大姿態(tài)變化現(xiàn)象仿真中, 復(fù)現(xiàn)了與實(shí)航一致的姿態(tài)角變化規(guī)律, 由此證明了研究方法的正確性和結(jié)果的符合性。論文的研究結(jié)果還可拓展應(yīng)用到其他空投魚雷的無傘段運(yùn)動(dòng)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

邢國(guó)強(qiáng), 劉旭暉, 王改娣. 火箭助飛魚雷無傘段氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)及對(duì)姿態(tài)變化影響[J]. 水下無人系統(tǒng)學(xué)報(bào), 2017,25(5): 459-463.

2017-04-11;

2017-05-15.

邢國(guó)強(qiáng)(1970-), 男, 高級(jí)工程師, 主要研究領(lǐng)域?yàn)轸~雷試驗(yàn)總體等.

(責(zé)任編輯: 陳 曦)