動基座飛行器故障彈道仿真

王大志　張建立

摘 要：靶場試驗對飛行器航區(qū)安全控制要求高，飛行器飛行故障狀態(tài)多，安全控制難度大，該文以彈道飛行器飛行動力學為基礎(chǔ)，根據(jù)飛行器各分系統(tǒng)、各部件的可靠性和重要性提出飛行器飛行中單一的或組合式的典型故障模式，然后再對其中的組合模式故障彈進行了彈道仿真。所得結(jié)果用于靶場試驗安全控制演練中，對試驗的安全控制有一定的幫助作用和指導意義。

關(guān)鍵詞：靶場 安全控制 故障彈道 仿真

中圖分類號：TP391.4 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2013）03（c）-0-02

靶場試驗中，要求對飛行器進行航區(qū)安全控制，航區(qū)安全控制的準則之一是確保不誤炸正常彈，不漏炸必須炸毀的故障彈。為此，要充分了解飛行器飛行特性，尤其是對飛行器飛行過程中出現(xiàn)的典型故障加以認識和判斷，尤其是大射程飛行器，其飛行速度快，航區(qū)覆蓋范圍大，使飛行器安全控制工作十分困難，動基座飛行器又因其動基座特性增加了更多難度。因為飛行器飛行過程中可能出現(xiàn)的故障點非常多，所以只能由飛行器的各分系統(tǒng)、各部件的可靠性和重要性出發(fā)，提出單一的或組合式的典型故障模式，然后再對其進行仿真，給出飛行器飛行典型故障彈道，用于安全控制系統(tǒng)演練和試驗過程的故障判斷中。該文通過在飛行器飛行過程中加入故障點模擬了故障彈的飛行，并利用計算機仿真給出了故障彈道，應(yīng)用于某型動基座飛行器的試驗中，對試驗的安全控制工作起到了一定的幫助作用和指導意義。

1 彈道飛行動力學

飛行器在主動段飛行[1]時，受到的外力有推力，空氣動力，控制力和地球引力；受到的外力矩有穩(wěn)定力矩，控制力矩，阻尼力矩和附加力矩。其運動微分方程為：

將該矢量方程在不同的坐標系投影可得到不同的運動微分方程，該文中選擇發(fā)射慣性坐標系。

推力計算時要考慮大氣壓力的影響。計算公式為：

飛行器上采用搖擺發(fā)動機作為控制執(zhí)行機構(gòu)，推力與控制力可以統(tǒng)一考慮，推力在彈體坐標系中的投影如下：搖擺發(fā)動機按十字型配置

控制系統(tǒng)模型將制導信號轉(zhuǎn)化為實際執(zhí)行機構(gòu)的控制量，如發(fā)動機的舵偏角。該文采用簡單的線性放大環(huán)節(jié)。發(fā)動機舵偏角計算公式如下：

2 典型故障彈道分析

2.1 故障彈道模式分析

根據(jù)動基座飛行器特點[2]，飛行器發(fā)射點不固定，經(jīng)過初段運行后，可能導致慣導平臺轉(zhuǎn)過一個角度，典型表現(xiàn)為：

飛行器沿射向反向飛行；

飛行器側(cè)向飛行，沿與射向成一定角度飛行；

在飛行器飛行過程中可能發(fā)生發(fā)動機熄火或爆炸引起故障：

飛行器失去動力，發(fā)生下墜飛行，做自由落體運動；

飛行器姿態(tài)角控制系統(tǒng)出現(xiàn)故障，程序角鎖死，典型表現(xiàn)為：

飛行器側(cè)偏飛行，飛行器在飛行過程中向遠離航區(qū)中心線的一側(cè)飛行；

飛行器飛行超出國境線；

航區(qū)內(nèi)外有許多被保護目標，在航區(qū)安全控制中，劃出一定的區(qū)域來保護這些目標，稱為保護區(qū)。由于姿態(tài)角故障和發(fā)動機故障相結(jié)合，導致飛行器墜入某一保護區(qū)故障：

飛行器墜入保護區(qū)。

2.2 故障彈道計算方法

在飛行器發(fā)生故障前，采用彈道動力學模型計算彈道，在故障點后，將故障后的姿態(tài)角控制、發(fā)動機參數(shù)等重新加入到計算過程中，繼續(xù)進行計算。

下面針對組合故障模式進行分析。對于飛行器墜入保護區(qū)，此時為組合故障，以下故障全部發(fā)生：發(fā)動機熄火、偏航角故障、俯仰角故障。

取保護區(qū)中心點P，飛行器飛行姿態(tài)角故障表現(xiàn)為舵系統(tǒng)鎖死，姿態(tài)角保持為常值，假設(shè)其在二級發(fā)動機開始工作時即發(fā)生故障，取偏航程序角ψ=ψ1，使飛行器飛行預示落點經(jīng)過P點附近（與P點最小距離不大于10公里）；設(shè)發(fā)動機在其工作過程中出現(xiàn)故障，故障點后飛行器作無動力被動段飛行，取發(fā)動機失效時間點t1（二級發(fā)動機工作以后），同時結(jié)合俯仰角故障（二級發(fā)動機工作開始）φ=φ1，使飛行器最終落點在P點附近（與P點最小距離不大于10公里）；再細調(diào)ψ1、t1、φ1三個參數(shù)，使飛行器落點最終在P點（與P點最小距離不大于1公里）。調(diào)整落點計算流程如圖1所示。

3 彈道仿真結(jié)果

以下給出飛行器正常飛行彈道和落入某一保護區(qū)時彈道仿真的結(jié)果，只給出和航區(qū)安全控制有關(guān)的x-y曲線，x-z曲線，如圖2、圖3所示。

由正常彈道和故障彈道的X-Y曲線比對可知，飛行器飛行超出管道，沒有達到預定高度，可以判定發(fā)動機或俯仰角去現(xiàn)故障；由X-Z曲線比對可知，飛行器飛行超出管道，發(fā)生偏側(cè)飛行，可以判定偏航角出現(xiàn)故障。

4 結(jié)語

通過對飛行器飛行的故障彈道進行仿真，得到了故障彈的飛行彈道，彈道數(shù)據(jù)可以應(yīng)用于安控演練中，輔助安控軍官對飛行器飛行狀態(tài)進行了解判斷，提高對突發(fā)故障的實時判斷能力，確保飛行器飛行安全和航區(qū)安全。但是在仿真過程中也發(fā)現(xiàn)一些問題，如對故障點選擇帶有一定的隨意性，故障彈道對個別參數(shù)敏感，需要小心反復調(diào)試，數(shù)據(jù)輸出的可視化程度不高，在以后的工作中還要進一步完善這些方面的內(nèi)容。

參考文獻

[1] 張毅，楊輝耀，李俊莉.彈道導彈彈道學[M].長沙：國防科技大學出版社，1999.

[2] 劉蘊才.導彈衛(wèi)星測控系統(tǒng)工程（上冊）[M].北京：國防工業(yè)出版社，1996.