靶機拖帶誘餌飛行對性能影響分析

李紅泉

(中國人民解放軍92419部隊,遼寧興城 125106)

經(jīng)歷了數(shù)十年的發(fā)展,無人機技術(shù)已經(jīng)相當(dāng)成熟,廣泛應(yīng)用于社會諸多領(lǐng)域,成為表現(xiàn)最活躍的航空產(chǎn)品之一[1],特別是執(zhí)行超越生理極限的機動飛行或惡劣氣象、生化采樣等極危險任務(wù),具有獨特優(yōu)勢[2]。軍事方面,由于在中東戰(zhàn)爭中的出色表現(xiàn),各國軍隊紛紛發(fā)展攻擊型無人機,使其擔(dān)負(fù)大量的作戰(zhàn)任務(wù)[3],但平時,無人機更多用在部隊軍事訓(xùn)練上,或用于驗證各種防空武器的技術(shù)性能,于是催生了無人機的一個重要分支——靶標(biāo)的進步。靶標(biāo)是一種動態(tài)實物航空模擬器,是防空武器所要攻擊目標(biāo)的替代物,用于防空武器的研制性試驗、鑒定、效能評估,以及部隊訓(xùn)練和演習(xí)[4]。鑒于現(xiàn)在作戰(zhàn)飛機已經(jīng)發(fā)展到第四代,為檢驗第四代戰(zhàn)斗機作戰(zhàn)性能,滿足空戰(zhàn)訓(xùn)練,為防空部隊防御第四代戰(zhàn)斗機的導(dǎo)彈提供目標(biāo),應(yīng)開展研制相應(yīng)性能的靶機[5]。

一款先進的靶機不一定都是新研產(chǎn)品,受研制經(jīng)費、研制周期、可靠性的限制,推出新型號的過程相當(dāng)漫長,且還要擔(dān)負(fù)失敗的風(fēng)險,因此,各國普遍在成熟產(chǎn)品上進行升級改造衍生出新型號的方法,比如美國的石雞/火蜂靶機,先后服役幾十年、十多個型號、近十萬架,陪侍了幾代航空武器。本文提及的導(dǎo)彈形的流線體拖曳誘餌的主要結(jié)構(gòu)參數(shù),以具有一定尺寸和掛裝能力的大型渦噴靶機作為研究對象,采取飛行器設(shè)計的通用方法[6-8],進行靶機掛載拖曳誘餌性能分析,計算釋放誘餌之后靶機參數(shù)變化,開展使用靶機模擬作戰(zhàn)飛機實施拖曳誘餌[9]干擾的預(yù)先研究,為靶機功能升級做前期論證工作。

1 計算內(nèi)容與基本假設(shè)

掛載、釋放并拖帶誘餌飛行,勢必造成靶機性能的變化,主要計算五個方面的影響。

1)釋放誘餌后,靶機的速度變化;

2)釋放誘餌后,需要多大的升降舵偏角,可使靶機繼續(xù)水平飛行;

3)釋放誘餌后,靶機的迎角變化;

4)釋放誘餌后,需要多大的方向舵偏角,可使靶機繼續(xù)沿航向飛行;

5)釋放誘餌后,靶機的偏航角變化。

為降低計算復(fù)雜程度,設(shè)計靶機的兩端翼尖均加裝拖曳誘餌(或外型配平),保持整體對稱布局。飛行過程忽略了部分?jǐn)_動的影響,并作合理假設(shè),分別是:

1)靶機在釋放誘餌之前保持穩(wěn)定的平直勻速飛行狀態(tài);

2)釋放過程緩慢穩(wěn)定,忽略釋放造成的動態(tài)響應(yīng);

3)釋放過程及釋放之后無突風(fēng);

4)假設(shè)釋放誘餌后發(fā)動機推力無變化;

5)纜繩呈直線狀態(tài),質(zhì)量不變;

6)忽略飛機自動增穩(wěn)系統(tǒng)的作用。

計算中建立地面坐標(biāo)軸系、機體坐標(biāo)軸系、氣流坐標(biāo)軸系及穩(wěn)定性坐標(biāo)軸系,坐標(biāo)系遵循右手定則和轉(zhuǎn)換方法,迎角、側(cè)滑角由機體坐標(biāo)軸系定義,拖曳體阻力系數(shù)、摩擦系數(shù)、靜導(dǎo)數(shù)等經(jīng)驗值取自參考文獻[10]中導(dǎo)彈類飛行器的圖表數(shù)據(jù)。

2 計算方法

2.1 模型參數(shù)及符號定義

計算所需靶機的主要模型參數(shù)有:機翼面積、翼展、氣動弦長、起飛重量、推重比、升阻比、縱向及航向操縱導(dǎo)數(shù)等;拖曳誘餌的主要模型參數(shù)有:直徑、長度、纜長、纜徑、誘餌重量、升阻比、表面摩擦系數(shù)等。使用的符號定義見表1,靶機拖帶誘餌飛行示意見圖1。

表1 符號定義

圖1 靶機拖帶誘餌飛行示意

2.2 速度變化

從靶機升阻比求出釋放誘餌后系統(tǒng)的阻力系數(shù),根據(jù)阻力計算公式求出穩(wěn)定拖帶的飛行速度。

由阻力公式和升阻平衡關(guān)系,靶機阻力

(1)

式中,CD1為釋放誘餌后系統(tǒng)總的阻力系數(shù),包括四部分,即

CD1=CDtow+CDline-fri+CDline-pre+CDb

(2)

式中,CDtow為誘餌阻力系數(shù);CDline-fri為纜繩的摩擦阻力系數(shù);CDline-pre為纜繩的壓差阻力系數(shù);CDb為靶機阻力系數(shù)。

根據(jù)導(dǎo)彈類飛行器數(shù)據(jù)選取誘餌升阻比,則

(3)

(4)

式中,Cfe為等效表面摩擦系數(shù),Set為纜繩外露面積。

(5)

式中,CDcylinder為圓柱體在該雷諾數(shù)下的阻力系數(shù)。

(6)

再由式(1)、(2),計算出釋放誘餌后速度。

2.3 配平所需升降舵偏角

將誘餌和纜繩作為一個整體進行受力分析,誘餌和纜繩的重力和阻力合并計算,已知誘餌和纜繩阻力之和為

纜繩與水平面間夾角

(7)

纜繩拉力

(8)

根據(jù)纜繩與靶機的作用點距離靶機重心之間的縱向距離DX,計算俯仰力矩

Mm=F×sinθ×DX

(9)

由俯仰力矩系數(shù)

(10)

最后求得升降舵舵偏

(11)

2.4 迎角的變化

迎角

(12)

計算的數(shù)值結(jié)果表示釋放誘餌后,如果不改變舵偏,靶機迎角增加情況。

2.5 配平所需方向舵舵偏

根據(jù)翼展長度和機身直徑,計算纜繩作用點距離靶機重心之間的橫向距離DY。

偏航力矩

Mn=F×DY

(13)

偏航力矩系數(shù)

(14)

方向舵舵偏

(15)

根據(jù)計算結(jié)果,可知靶機沿原航向飛行需要施加的方向舵舵偏量。

2.6 靶機側(cè)滑角的變化

側(cè)滑角

(16)

結(jié)果表示釋放誘餌后,靶機將向左偏航(釋放左翼誘餌)角度。

3 算例分析

輸入擬拖帶誘餌飛行的靶機主要模型參數(shù)和設(shè)計的誘餌系統(tǒng)主要模型參數(shù),按照前述方法可計算出靶機翼尖拖帶誘餌對其性能影響結(jié)果,對比防空武器的靶標(biāo)要求,論證靶機模擬作戰(zhàn)飛機實施拖曳誘餌干擾的情況。

根據(jù)飛機典型飛行環(huán)境,選取靶機在H=8 000 m、V=250 m/s,H=8 000 m,V=200 m/s,H=10 000 m、V=250 m/s,即相同高度、不同速度和相同速度、不同高度三種工況下靶機拖帶誘餌飛行的狀態(tài)變化。計算結(jié)果見表2。

表2 不同工況的性能比較

分析表2中數(shù)據(jù)可知:

1)隨著飛行高度的降低,飛行速度變化量明顯增大,而靶機姿態(tài)所受的影響變化不大,因此應(yīng)在高空高速飛行;

2)隨著靶機飛行速度的降低,飛行速度變化量明顯減小,靶機姿態(tài)所受的影響變化不大,呈微增趨勢;

3)速度、航向姿態(tài)和方向舵偏角的變化較大,主要是由拖曳系統(tǒng)的阻力引起,而纜繩阻力在所有增加的阻力中占的比重最大,這是由于纜繩的外形造成后方流動分離現(xiàn)象嚴(yán)重,壓差阻力較大;

4)俯仰姿態(tài)和升降舵偏角的變化較小,主要是因為纜繩與靶機的連接點距離重心的縱向距離近,俯仰力矩較小。

4 結(jié)束語

與理論計算相比,科研人員還普遍使用專業(yè)軟件進行飛行器設(shè)計工作,但軟件需要建立三維模型并有限元劃分,對從業(yè)者的專業(yè)水平和數(shù)據(jù)處理設(shè)備要求較高。對于成熟飛行器的設(shè)計改造,利用已有的模型參數(shù),使用本文介紹的計算方法,可以快速得出結(jié)果數(shù)據(jù);若使用Matlab等運算軟件,僅修改個別參數(shù)就可以進行批處理計算,較為便捷,適合于設(shè)計的最初階段。

靶機在基本型上衍生改造,也是一種迭代調(diào)整優(yōu)化過程。研究大型靶機模擬拖曳干擾的可行性,需保持系統(tǒng)可靠性,定型的靶機不宜在外形結(jié)構(gòu)上進行大的改變;主要考慮靶機最大載荷條件下,允許的飛行包線,在可接受范圍內(nèi),逐步增大拖帶誘餌的尺寸,從而增加干擾功率和欺騙性能,往復(fù)計算中找到最優(yōu)設(shè)計方案。另外,文中介紹的計算方法均有通用性,對其他飛行器的設(shè)計改進工作或可提供某些參考。