引信火箭橇試驗技術研究

薛正國, 林嘉軒, 張 元, 童廣德, 謝 兵

(電磁散射重點實驗室,上海200438)

0 引言

近炸引信通過感知并識別目標信息(或按裝訂的指令信息),在期望的時空引爆彈藥,實現目標最佳的毀傷效能。近炸引信的基本特征之一是在彈目交會的不同姿態下工作,工作時間極短(毫秒級),其主要性能大多需在動態過程中測定[1]。

引信動態仿真試驗是模擬實戰時彈體與目標交會過程的一種試驗方法,用于對引信的作用距離、截止距離、盲區性能、啟動特性和抗干擾性能等核心指標進行檢測或者驗證。目前常用的動態仿真試驗方法有低速滑軌試驗、柔性滑軌試驗和高速火箭橇試驗[2]。低速滑軌試驗交會速度慢,需要調低引信的多普勒通頻帶范圍;柔性滑軌試驗存在嚴重的地面反射干擾問題,使用頻率較低;火箭橇試驗能模擬較為逼真的彈目高速交會過程,獲得的引信啟動特性等信息比較可靠,而且空間交會姿態和相對速度可以控制。美國自20世紀60年代就開始將火箭橇試驗用于模擬彈目交會過程的引信試驗,我國則在近十年前開始將火箭橇試驗大量用于引信動態交會模擬試驗,并在引信的研制中發揮了巨大的作用。

1 火箭橇試驗概述

火箭橇試驗是20世紀下半葉發展起來的一種試驗方法,主要利用大型高精度地面動態模擬試驗設備,研究航空、航天等國防武器裝備以及民用高新技術產品在高速度、高加速度運行過程中所遇到的一系列技術問題。試驗時,用火箭發動機作動力,推動裝載試驗件的滑橇沿滑軌高速運行,模擬試驗件在空中的運行狀態,并通過光、電等測試手段對試驗件進行測試。火箭橇試驗廣泛應用于導彈慣導和控制系統、引信、飛行員彈射救生、空氣動力、降落傘、航空生理、推進等系統高速運動狀態下的性能驗證。

美國在應用火箭橇對武器裝備進行試驗研究方面起步最早、發展最快。據不完全統計,1960年至今,僅霍洛曼火箭橇試驗基地就進行了500余次試驗。在承擔洲際戰略武器、戰術武器、載人空天飛行器、運載火箭等試驗的基礎上,該試驗基地還承擔了飛機、艦船等的導航設備試驗。圖1為美國霍洛曼高速試驗軌道[3]。

中國的火箭橇試驗設施建設起步較晚,1993年6月在湖北襄樊建成了國內第一條,也是當時亞洲唯一的火箭橇滑軌[4],結束了我國多年來一直借用普通鐵路支線做高速地面模擬試驗的歷史[5]。中國襄北火箭橇試驗軌道如圖2所示。此后,西安、四川、安徽等基地陸續建設了多條火箭橇試驗軌道。

圖2 中國襄北火箭橇試驗軌道

安徽廣德試驗場的火箭橇高速彈目交會試驗,在不改變引信狀態的前提下,利用多枚火箭推動火箭橇載車,使彈目交會速度達到真實速度范圍,可以真實模擬空中彈目交會狀態,驗證引信的啟動特性和啟動區。目前安徽廣德試驗場已具備成熟可靠的引信火箭橇試驗和數據處理能力,并建立了完備的火箭橇試驗安全操作流程?；鸺猎囼灥拈_展可減少引信靶場試驗和繞飛試驗次數,推動近炸引信試驗技術的發展。

2 火箭橇力學分析

火箭橇載車在火箭發動機的推動下在滑軌上加速運動時[6],主要受火箭發動機推力F、空氣阻力Ra、摩擦力Rf和剎車階段水剎阻力fw等作用,如圖3所示。圖中:火箭橇載車質量為m1;火箭發動機質量為m2,其在加速段隨推進火箭藥柱燃燒而減小;剎車階段戽斗所受水的阻力為fw;加速段火箭推力作用線到軌面的垂直距離為yt;yG為載車質心到軌面垂直距離,適用于全彈道[7]。

圖3 火箭橇試驗系統受力示意圖

根據牛頓第二運動定律,火箭橇在加速段的運動方程為

式中:a為火箭橇加速度。其中,火箭推力F由火箭參數獲得。

氣動阻力Ra根據空氣動力學的阻力公式得到,表達式為

式中:ρ為空氣密度;A為迎風面積;CD為空氣阻力系數;v為運動速度。令ρACD/2=K',則有

因為在亞音速范圍內,CD近似為常數,所以K'可以視為常數。按照具體試驗方案,分別計算各零部件的迎風面積,并選擇不同CD,求出K'的值,即可得到Ra隨v的變化曲線。

火箭橇的氣動阻力主要由試驗件氣動阻力、車體氣動阻力和水剎車斗氣動阻力三部分構成。對照同類桁架系列滑車的氣動阻力特征,初步確定該火箭橇的氣動阻力特征數據,試驗件、車體和水剎車斗的迎風面積分別為0.069,0.225,0.152 m2。

滑動摩擦阻力的表達式為

式中:μf是摩擦系數;Q是火箭橇總重量。μf不僅與滑靴的材料和導軌粗糙度有關,而且與滑動速度關系很大。根據美國海軍軍械試驗站的試驗結果:假設火箭橇速度為v,當0≤v≤30 m/s時,由于運動距離很短,滑動摩擦阻力可不考慮;而當v＞30m/s時,需考慮滑動摩擦阻力,μf的取值范圍為0.11～0.16,通常μf取0.16。

3 火箭橇彈道設計

火箭橇試驗系統的火箭橇運動彈道分為三部分:第一部分為加速段,載車在火箭發動機推力作用下,加速到所需的速度;第二部分為滑行段,火箭停止工作后,載車在空氣阻力及摩擦阻力作用下減速滑行;第三部分為剎車段,載車在水剎車裝置作用下制動。

(1)加速段

加速段,滑車在運動方向上主要受三個力:火箭推力F、空氣阻力Ra和軌道摩擦阻力Rf。滑車的運動方程見式(1)。對時間進行離散化處理后,得到ti時刻的各運動參量計算公式為

式中:ai為加速度;Δt為時間間隔;vi為載車速度;Si為載車運行距離;Δm為Δt時間內火箭燃燒減少的質量。

(2)滑行段

滑行段從火箭熄火到水剎啟動位置,可視為勻減速段,載車只受空氣阻力和摩擦阻力作用,滿足

(3)剎車段

采用水剎車裝置,剎車段運動方程為

式中:K為水阻力系數,一般為0.3～0.5;AB為剎車戽斗浸入水中的截面積。

通過以上數據和公式,進行數值仿真即可得到火箭橇的運行彈道數據,也可根據彈道要求計算所需的火箭推力和水剎車吃水深度。

4 引信火箭橇試驗

4.1 試驗方法

模擬引信和目標在空中的高速交會狀態,按規定的試驗彈道脫靶條件,將引信放置在火箭橇載車上,目標懸掛于軌道上方。為了考核引信多目標情況下的啟動特性,在軌道上方利用塔吊吊掛多個目標,以三個目標為例,火箭橇彈目交會試驗示意圖如圖5所示。為了能區分不同的目標回波,目標1和目標2之間保持一定的垂直距離l,目標2和目標3之間保持一定的水平距離L。被試引信固定在火箭橇上,沿滑軌從目標下方高速通過,此時引信天線波瓣依次掃過目標,得到引信的目標探測信息。通過模擬不同彈道時導彈與目標的高速交會狀態,基于大量數據統計獲取引信的啟動特性和啟動區。試驗時,一般利用數據采集儀記錄引信的回波、檢波、報警等信號,以及載車的位標信號和火箭橇的加速度信號。同時對交會段進行高速攝像,獲取交會影像信息,其中載車位標信號用于載車的位置標定。

圖5 火箭橇彈目交會試驗示意圖

開展火箭橇試驗應滿足一定的要求:

a)在滑行的加速段和減速段,被試產品的過載和振動值應低于該產品使用環境條件要求的指標;

b)對多普勒體制的無線電引信,工作段內的速度應使試驗產生的信號多普勒頻率高于引信多普勒放大器通帶的設計下限。

4.2 試驗系統

火箭橇試驗系統由高速火箭橇及其高精度承載軌道裝置、目標吊掛及姿態控制裝置、信號采集與數據處理裝置、全尺寸目標模型四大系統組成。

高速火箭橇及其高精度承載軌道裝置主要包括火箭橇、高精度軌道、位置標定和引信姿態控制設備。

目標吊掛設備一般為塔吊,采用低散射尼龍繩吊掛目標;目標的姿態可通過安裝在目標內部的三維姿態測量設備或地面輔助測量設備測量,目標的高度通過激光全站儀測量。

信號采集與數據處理裝置由信號采集器,信號傳輸設備和信號處理設備等組成。信號采集器固定在火箭橇平臺上,引信輸出信號、振動信號、位標信號等經信號采集器采集后由控制計算機進行遠程控制和數據傳輸,經過數據處理后得出引信的啟動特征數據。

4.3 試驗結果

試驗采用三枚火箭助推,全尺寸目標模型為兩個標準金屬球和一個長形彈體?；鸺淋囘\動的速度、加速度及位移仿真和試驗結果如圖6所示。測試數據曲線與理論計算仿真曲線對比,加速段及滑行段部分較為吻合,表明該高速交會試驗為引信試驗提供了有效的彈道。

圖6 火箭橇彈道仿真與試驗結果對比

近炸引信火箭橇試驗所取得的目標的多普勒回波信號如圖7所示。試驗模擬的相對彈目交會速度超過150 m/s,處于真實的引信多普勒通帶范圍內,獲取了引信對真實目標的探測信息,為分析引信的啟動特性及啟動區提供了可靠的試驗數據。

圖7 目標多普勒回波信號示意圖

5 結論

本文對引信火箭橇試驗技術開展研究,實現了火箭橇彈道設計、仿真和驗證的閉環,并在近炸引信試驗中得到應用,為導彈引信關鍵指標的驗證提供了更有效的試驗手段,可以大大減少實彈靶試次數,節約研制經費,縮短研制周期。