直升机载导弹初始弹道影响因素分析

　　0　引言

　　导弹在初始段飞行过程中,不可避免地受到干扰因素的影响,使导弹的初始弹道出现偏离,轻则会影响导弹的制导精度,重则造成作战任务失败。特别是在直升机经常作战的低空或超低空条件下,这种影响将更加明显。因此需要对直升机载导弹初始段弹道影响进行分析,找出关键因素,并提出解决措施。国内外文献对直升机载导弹初始弹道的分析主要集中在旋翼下洗流场的影响[1-3],而其他干扰因素对其的影响分析,包括推力偏心,弹体传感器误差,发射方式等则相对较少,仅有少量对反坦克、飞航等其他类型战术导弹初始弹道影响的研究[4-7],更缺乏关于各种干扰因素对直升机载导弹初始弹道综合影响的研究。在初始弹道条件下,导弹攻角和侧滑角很小,导弹姿态角与弹道倾角大小和方向基本相同,而且由于此时导弹发动机工作在主动段,导弹姿态角变化将会更明显地引起弹道轨迹偏离,因此本文将通过数字仿真重点分析初始发射状态下导弹俯仰通道姿态角在各种干扰因素作用下的变化情况,进而评估其对初始弹道的影响。

　　1　导弹数学模型

　　导弹俯仰/偏航通道采用复合控制稳定回路方案,其框图如图1所示。图中ω0是角速度陀螺零位,K1、K2、K3是回路控制增益,TqD分别是导弹气动力时间常数。

　　横滚通道采用角度稳定控制系统,具有角速度反馈的阻尼回路,其横滚通道框图如图2所示,Kx1、Kx2、Kx3是横滚回路控制增益。

　　以下为导弹六自由度运动方程,其中Vx1、Vy1和Vz1为导弹飞行速度在弹体坐标系上的分量;ax1、ay1、az1为导弹在弹体坐标系上的加速度分量;ωx1、ωy1、ωz1为弹体坐标系上的旋转角速度;Mx1、My1、Mz1为弹体坐标系上的力矩;α、β是导弹攻角和侧滑角;、ψ、γ是弹体俯仰角、偏航角和横滚角;X、Y、Z、P分别是作用在导弹上的阻力、升力、侧力和发动机推力;x、y、z分别是导弹在地面坐标系中的位置。弹体质心动力学方程:

　　2　初始弹道影响因素

　　导弹在初始段飞行时,影响初始弹道的因素很多,根据其来源大致可分为导弹外部和内部因素,其中导弹外部干扰因素主要包括[8]:1)直升机下洗气流和地面风;2)导弹离轨过程;3)发射装置误差;4)发射时载机初始旋转角速度;5)发动机燃气流反射影响。导弹内部因素包括:1)导弹重力;2)翼面和弹身的加工和装配误差;3)发动机的加工和装配误差;4)自动驾驶仪零位;5)弹体质量分布不对称。该型直升机载导弹采用鸭式布局,三通道自动驾驶仪控制,根据其设计特点和使用条件,本文重点对导弹离轨过程、直升机下洗流、发动机推力偏心、自动驾驶仪陀螺零位、舵机零位5种干扰因素进行讨论。初始弹道定义为从发射时刻第0 s到第0.5 s导弹制导回路启控这一时间段内导弹的飞行弹道,这段时间也被称为导弹归零时间。在导弹归零时间内,为保证导弹在弹架分离过程中不产生侧向力作用在滑轨上,同时保持初始弹道稳定,不产生较大横向过载,确保载机安全,导弹稳定回路在发射初段设有归零控制策略,在归零时间内稳定回路的过载指令设为零,过载反馈回路断开,阻尼回路接通,保证姿态稳定,确保导弹安全发射。