自推进红外干扰弹飞行姿态及轨迹研究
时间：2022-11-11 13:40:05 来源：雅意学习网 本文已影响 人 
黄中华，马贤杰，陈伟星
（1.中国人民解放军93129 部队，北京 100843；
2.中国航天科工集团8511 研究所，江苏 南京 210007）
自推进红外干扰弹（下文简称干扰弹）是一种新型红外干扰弹，其干扰载荷采用特定烟火剂材料，燃烧后产生的燃气与载机尾焰的辐射强度、光谱特征类似，并且可以为干扰弹提供推力，使得干扰弹既可以模拟快速喷气式飞机（下文简称载机）的红外特征，又可以模拟载机的运动特征，从而有效提升干扰弹对抗第三、四代先进红外制导导弹的干扰效能。
国内刘杰等详细介绍了干扰弹以及先进红外导引头的工作原理，分析了干扰弹对先进导引头的干扰机理。王立楠等建立了飞机、伴飞干扰弹干扰特性模型，生成了飞机与干扰弹的红外对抗场景，对干扰弹的使用策略和干扰效能进行有效评估。
相较于传统点源、面源红外干扰弹，自推进干扰弹的干扰效能更强，然而也带来了一些新的问题。传统红外干扰弹在发射后无需考虑干扰弹的飞行姿态变化，而自推进干扰弹在伴飞过程中如果发生弹体翻滚，则会导致弹体速度迅速减小，从而失去干扰能力。另外，在向上释放红外干扰弹的情况下，传统红外干扰弹离开抛射管后，在空气阻力与重力的作用下，水平速度迅速衰减，最终从载机的后方坠落，对载机不会造成潜在威胁；
而自推进红外干扰弹在推力的作用下，水平速度较大，在伴飞的过程中可能与载机相撞，从而对载机造成直接威胁。
针对上述问题，本文采用CFD 商业软件数值仿真得到对干扰弹在不同工况下的气动参数数据库，并根据弹箭六自由度理论计算干扰弹的飞行弹道。详细分析了不同情况下载机投放干扰弹的飞行稳定性以及载机的安全性，为干扰弹的设计以及载机投放干扰弹的策略提供一定的参考。
1.1 干扰弹气动参数计算方法与模型
本节采用弹体坐标系，干扰弹质心为坐标系原点，弹轴为轴，计算得到干扰弹在不同来流马赫数和攻角条件下的气动参数，建立数据库为干扰弹飞行弹道的计算提供依据。
1.1.1 流体域基本控制方程
使用CFD 商业软件对干扰弹的外流场进行数值模拟，流体域在Navier-Stokes 方程的基础上，湍流模型选择两方程的-模型对方程进行求解，三维Navier-Stokes 方程通用形式如：
式中，为守恒变量；
F为无黏通量，F为黏性通量，为控制体表面法向量。
1.1.2 干扰弹物理模型与网格
干扰弹模型如图1 所示。采用非结构网格离散计算域，干扰弹弹体表面网格以及计算域全域网格分布分别如图2 和图3 所示，网格总数为120 万。
图1 干扰弹物理模型
图2 干扰弹表面网格分布
图3 计算域网格分布
1.1.3 干扰弹气动参数计算工况
假设载机投放干扰弹时的飞行数为0.5～1.2，同时考虑到干扰弹投放后攻角从接近90°到0°之间变化，因此本文计算典型数下干扰弹在不同攻角下的气动参数，各个工况具体条件以及编号如表1 所示。
表1 计算干扰弹气动参数不同计算工况条件以及编号
1.2 干扰弹飞行弹道计算方法与模型
根据干扰弹气动参数数据库以及干扰弹投放条件，结合弹箭刚体六自由度理论计算得到干扰弹外弹道数据，通过分析不同投放条件下干扰弹在飞行过程中攻角变化规律可以得到各投放条件干扰弹飞行稳定性，通过分析干扰弹相对载机运动轨迹可以得到各投放条件下的载机安全性。
1.2.1 载机与干扰弹相对轨迹计算模型
假设载机处于平飞状态，以载机投放干扰弹时刻为时间起点，该时刻干扰弹质心位置为空间坐标原点，载机飞行方向为轴正方向，垂直于地面向上为轴正方向建立笛卡尔坐标系。则载机坐标为：
干扰弹坐标为：
则载机与干扰弹在、方向上的相对距离为：
1.2.2 载机典型飞行条件
在不同海拔高度下，空气密度不同，干扰弹的飞行弹道也不同。为研究载机飞行条件对干扰弹稳定性以及弹道的影响，本文计算了典型投放条件下干扰弹的攻角和干扰弹相对载机轨迹随时间变化曲线，分析了干扰弹的飞行稳定性和载机的危险性。不同投放条件如表2 所示。
表2 载机投放干扰弹时典型飞行条件
2.1 干扰弹气动参数
通过外流场计算得到各工况下干扰弹的气动参数如表3 所示。计算得到数据可作为干扰弹外弹道计算依据。
表3 A 组工况下干扰弹重要气动参数
续表3
2.2 不同投放条件下干扰弹弹道计算
根据干扰弹在不同飞行姿态和速度下气动参数数据库，本节通过自编外弹道计算程序计算得到干扰弹弹体攻角随时间变化规律以及干扰弹与载机的相对轨迹，详细分析了干扰弹的飞行稳定性和载机的危险性。
2.2.1 载机飞行高度为4 km 下干扰弹弹道
当载机飞行高度为4 km 时，不同数条件下弹体攻角随时间变化曲线如图4 所示。从图4 中可以看出，干扰弹投放出去后，初始攻角接近87°左右，并在俯仰力矩和俯仰阻尼力矩作用下快速章动，随着时间的增加，攻角摆动幅值减小。随着投放飞行平台的速度增加，章动频率更高，更快速的向速度方向衰减，直至收敛到0°。这主要是飞行速度越快，俯仰力矩和俯仰力矩系数越大，攻角收敛能力提高，摆动频率增加。
图4 弹体攻角随时间变化（4 km）
图5 给出不同投放速度平台下载机与弹的方向和方向相对距离。其中＞0 表述载机超过弹，大于0 表示弹在载机上方。
从图5（a）可以看出，在低速平台投放时，机弹相对方向距离是随着时间先增大后减小的，直至变平缓。这主要是由于载机是在匀速运动，而弹在空气阻力和发动机推力作用下的速度呈先减小后增大再减小的趋势，因此相对距离呈现如图所示的趋势。从图中可以看出，都是大于0，所以弹始终在载机后方，载机是安全的。相对方向距离是随着时间先增大后减小，这主要是由于弹投放出去后在空气阻力、发动机推力和重力的共同作用下呈抛物线运动。
从图5（b）和（c）可以看出，在高速平台投放时，机弹相对方向距离是随着时间一直增大。这主要是由于在高速飞行的载机平台投放后，干扰弹受到的阻力大于发动机推力，导致干扰弹一直成减速状态，从而机弹距离随时间越来越大。从图中可以看出，都是大于0，所以干扰弹始终在载机后方，载机是安全的。相对方向距离是随着时间先增大后减小，这主要是由于干扰弹投放出去后在空气阻力、发动机推力和重力的共同作用下呈抛物线运动。
图5 载机与干扰弹轨迹随时间变化（4 km）
2.2.2 载机飞行高度为7 km 下干扰弹弹道
在海拔高度7 km，弹射速度25 m/s，推力20 N，推力持续时间4 s 下圆形弹弹道计算结果如图6 所示。各参数变化趋势和机理与4 km 工况基本一致，这里不再赘述。在该典型工况下：7 km，数为0.8，投放后0.5 s 左右攻角范围为±35°，1 s 左右攻角范围为±16°。
图6 弹体攻角随时间变化（7 km）
图7 给出不同投放速度平台下载机与弹的方向和方向相对距离。其中＞0 表述载机超过弹，大于0 表示弹在载机上方。
从图7（a）可以看出，在低速平台投放时，机弹相对方向距离是随着时间先增大后减小的。在该工况下，相比于投放高度为4 km 时，空气密度更小，弹的阻力更小。因此在弹投放出去稳定后，发动机推力大于空气阻力，导致弹加速，在约4.1 s 左右，弹与载机的相对=0，但此时=13 m，即表示弹在载机正上方13 m 处。而在4.7 s 时，=0，=-12 m，即表示弹和载机在同一高度平面，且弹会超过载机。由此可以看出，在该工况下，弹会从载机头顶飞过，并通过在载机航路前面12 m 处。考虑到载机本身的体积尺寸，很有可能会发现弹机相碰现象；
另一方面，干扰弹生成的燃烧产物也有可能进入载机的发动机，对载机造成不利影响，这说明该工况投放弹是不安全的。
图7 载机与干扰弹轨迹随时间变化（7 km）
从图7（b）和（c）可以看出，在高速平台投放时，机弹相对方向距离是随着时间一直增大。这主要是由于在高速飞行的载机平台投放后，弹受到的阻力大于发动机推力，导致弹一直成减速状态，从而机弹距离随时间越来越大。从图中可以看出，都是大于0，所以弹始终在载机后方，载机是安全的。相对方向距离是随着时间先增大后减小，这主要是由于弹投放出去后在空气阻力、发动机推力和重力的共同作用下呈抛物线运动。因此，在该工况下，载机是安全的。
2.3 小结
本文计算了载机不同投放条件下干扰弹攻角以及机弹相对轨迹随时间变化过程，分析了干扰弹的飞行稳定性和载机的安全性，结果表明：
1）干扰弹投放出去后，初始攻角接近87°左右，并在俯仰力矩和俯仰阻尼力矩作用下快速章动，随着时间的增加，攻角摆动幅值减小，直至收敛到0°。随着海拔高度的增加，弹体攻角收敛速度变缓；
随着投放平台速度的增加，弹体攻角收敛加快。在典型工况：7 km，数 为0.8，投 放 后0.5 s 左 右 攻 角 范 围为±35°，1 s 左右攻角范围为±16°，满足稳定性要求；
2）在低速平台上（数为0.5）4 km 高度投放时，弹始终位于载机后方，而在7 km高度投放时，弹会飞过载机正上方，随后通过载机航路前方。说明在低速平台下投放带动力的干扰弹较危险，特别是在某些投放高度（4～7 km之间）下，有可能发生干扰弹与载机相碰的情况；
3）在高速平台（数为0.8 和数为1.2）投放时，各种投放高度下干扰弹始终位于载机后方，且相对距离随时间越来越大，说明载机是安全的。
本文通过数值模拟得到了自推进干扰弹的气动参数数据库，并计算了干扰弹在不同发射条件下的飞行姿态变化和轨迹，分析了干扰弹的飞行稳定性和载机的安全性，为干扰弹的设计以及载机投放干扰弹的策略提供了一定的参考。
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