利用悬索火箭橇设计的高速定向抛投系统

游培寒; 赵未平; 祝逢春; 缪昕; 胡瑜

doi:10.15892/j.cnki.djzdxb.2019.05.032

弹箭与制导学报 >

2019 , Vol. 39 >Issue 5: 135 - 138

DOI: https://doi.org/10.15892/j.cnki.djzdxb.2019.05.032

利用悬索火箭橇设计的高速定向抛投系统

游培寒 ¹ ,
赵未平 ¹ ,
祝逢春 ¹ ,
缪昕 ² ,
胡瑜 ¹

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¹ 北京航空工程研究中心, 北京 100076
² 陆军工程大学, 石家庄 210007

游培寒(1978-),男,江苏南京人,工程师,博士,研究方向:导弹制导与控制。

收稿日期: 2018-10-14

网络出版日期: 2025-05-12

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A High Speed Directed Throw System Using Rocket on the Rope

YOU Peihan ¹ ,
ZHAO Weiping ¹ ,
ZHU Fengchun ¹ ,
MIAO Xin ² ,
HU Yu ¹

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¹ Beijing Aeronautical Technology Research Center, Beijing 100076, China
² Army Engineering University, Shijiazhuang 210007, China

Received date: 2018-10-14

Online published: 2025-05-12

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摘要

设计了一种地面高速定向抛投系统。该系统将抛投试验品安装在火箭橇头部,利用悬索装置约束火箭橇定向飞行,加速试验品至亚音速状态,在悬索末端利用分离装置拦截火箭橇,试验品在惯性作用下继续飞行,实现试验品与火箭橇分离并定向抛射。介绍了高速抛投系统的组成及工作原理,推导了火箭橇质量、加速距离等参数的计算公式,仿真计算了悬索下拉幅度。利用新设计的悬索火箭橇高速抛投系统成功完成了某型产品地面高速抛投试验,试验结果与仿真计算结果一致。

关键词： 悬索火箭橇; 定向抛投; Newton法; 下拉幅度计算

本文引用格式

游培寒 , 赵未平 , 祝逢春 , 缪昕 , 胡瑜 . 利用悬索火箭橇设计的高速定向抛投系统[J]. 弹箭与制导学报, 2019 , 39(5) : 135 -138 . DOI: 10.15892/j.cnki.djzdxb.2019.05.032

Abstract

This paper designs a new kind of high speed directed throw device. Testing product is installed in the front part of the rocket, The system use two paralleled ropes to restrain the rocket, accelerate the testing product to subsonic speed, using a separate device which install in the end of the rope, system can separate the rocket and the testing product, and the testing product can fly freely according to inertia effect. This paper introduce the high speed throw system’s structure and operating principle, and give calculation formula of rocket’s mass, and calculate the accelerate distance of the rocket, finally we uses dynamical simulation to calculate the dragging effect of the rocket and give the results. Recently Using this high speed directed throw system, we successfully accomplished high speed directed throw tests of some kind of new drag parachute, the test results are just same as calculation results.

Key words： rocket on the rope; directed throw; Newton method; dragging effect calculation

0 引言

悬索火箭橇是一种约束弹道试验装置,利用两根平行布设的悬空索道作为滑轨,火箭橇悬置于两根悬索中间,发动机推动火箭橇在悬索约束方向高速运动。通过调整火箭橇的重量和火箭橇推射距离,可以将橇体加速到指定运动速度,在该运动速度下完成产品相关测试。国外方面,美国在2010年以前曾经利用悬索火箭橇将5 kg的产品加速到2.1 Ma,后续再未见到国外更高速悬索火箭橇的相关报道;国内方面,在2016年我所设计一套悬索火箭橇系统将3 kg重的试验品加速到720 m/s;但是国内国外均未有利用悬索火箭橇实现定向抛投的文献报道。

文中介绍了一种新型悬索火箭橇定向抛投系统,将需要抛投的产品架设在橇体前端,当橇体在悬索约束下定向飞行并达到指定飞行速度时,利用悬索末端的分离装置使橇体和产品分离,从而达到定向高速抛投的目的。这种高速抛投系统与传统的加速抛投系统相比,优势在于:一是加速距离较长、产品的纵向过载较低,当橇体质量大于20 kg时,其纵向过载不超过60 g,加速过程对产品影响较小;二是具有精确的定向飞行控制能力,适用于要求精确控制方向的试验品测试。当时橇体外径70 mm,在悬索末端橇体成功穿过宽度为90 mm的空隙未发生碰撞;三是系统架设方便,试验成本较低。

近期,利用悬索火箭橇实施了某型子弹药地面高度定向抛投试验,各项指标均满足设计要求,达到了较好的试验效果。

1 悬索火箭橇抛投系统的组成和工作原理

悬索火箭橇抛投系统分为悬索装置、抛投橇体和分离装置三部分。悬索装置由起点支架、终点支架、绞盘电机、拉力传感器、控制计算机等组件组成,如图1所示。控制计算机实时接收安装在两根悬索上的拉力传感器发送来的拉力数值,据此调整两根索道拉力。起点支架与终点支架之间存在的高度差H由抛射产品需求确定。抛投橇体由试验体安装筒、拦阻臂、火箭弹发动机、后支架4个部分组成,如图2所示。拦阻臂和后支架两端有用于悬索穿过的套管,用于将橇体架设在两根悬索中间。如图3所示。分离装置的主体是固定在悬索和橇体之间的两块拦阻板,安装在悬索末端终点支架前2 m处,两块拦阻板置于悬索和橇体之间,轴线应与悬索保持平行,确保试验体能够穿过拦阻块之间的空隙。

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图1 悬索火箭橇高速定向抛投系统

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图2 抛投橇体结构

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图3 拦阻装置结构

试验时,两根悬索拉紧并保持拉力相对一致,橇体从起点发射后,沿悬索约束出的斜坡加速飞行,调整悬索的拉力可以有效控制橇体运动时的悬索下拉量^[1],使橇体到达终点时,拦阻臂撞击在分离装置的拦阻板的“腰部”,橇体在撞击过程中减速解体,而安装在橇体头部的试验品,在惯性作用下继续飞行,与橇体脱离,实现高速抛射。

2 橇体相关参数计算方法

2.1 橇体质量的公式推导

通过以上介绍可以看出,当发动机推力一定的情况下,要求橇体抛投速度达到试验所需速度,只能控制橇体质量。橇体质量与沿悬索方向的加速度a(t)之间有如下关系^[2]:

(1)

a (t) = P - Z t - f T, t m 0 - k t - g s i n θ + n

式中:m₀为初始橇体质量;k为由于燃料燃烧造成的橇体质量的减少速度;t为时间;P为火箭弹发动机的平均推力;Z

t

为t时刻橇体的空气阻力;f

T, t

是由橇体两端拉力的不平衡造成的纵向力;g为重力加速度;θ为悬索的仰角;n为悬索与橇体之间的摩擦系数。由于

P > Z t + f T, t

,为了简化计算,式(1)可以简化为:

(2)

a (t) ≈ P m 0 - k t - g s i n θ + n

抛射速度v为:

(3)

v = ∫ 0 t r a t d t ≈ ∫ 0 t r P m 0 − k t − g sin θ + n d t

式中t_r是火箭弹发动机的工作时间,将式(3)积分展开,则橇体的初始质量与抛投速度的关系如下:

(4)

m 0 = k t r 1 - e x p - k v + g s i n θ + n t r P

采用火箭弹发动机平均推力为10 000 N,工作时间t_r=0.65 s,k=4.6,θ=10°,n=0.1。试验体的抛投速度要求达到270~290 m/s,设v=280 m/s,则根据式(4)计算得到橇体的初始重量为24.6 kg,由于式(4)忽略了空气阻力等,所以在试验时取m₀=24 kg。

2.2 加速距离的公式推导

根据式(3)推导出火箭橇体的瞬时速度v(t)为:

(5)

v (t) ≈ P k l n m 0 m 0 - k t - g s i n θ + n t

则加速距离为火箭弹发动机工作结束时火箭橇的位置:

(6)

s = ∫ 0 t r v t d t ≈ ∫ 0 t r P k ln m 0 m 0 − k t − g sin θ + n t d t = P k ln m 0 + m 0 k ln m 0 − k t r m 0 + t r 1 − ln m 0 − k t r − g sin θ + n 2 t r 2

将m₀=24 kg代入式(6),则得到加速距离s=89 m。由于火箭弹发动机尾焰点火时会对后面支架造成影响,所以悬索距离应大于加速距离。试验中将起点支架与终点支架的水平距离设为160 m。

3 悬索下拉幅度的仿真计算

橇体在柔性悬索上约束飞行,其运动轨迹会有所下拉,下拉幅度与悬索拉力有关。应控制橇体飞行对悬索的下拉,使橇体的拦阻臂正好撞击在拦阻板的中间位置,这样拦阻效果最好。为了计算橇体对悬索的下拉,采用Newton法^[3]对悬索进行建模,按照文献[1,4]中的方法仿真计算了橇体下拉幅度,如图4、图5所示。设悬索两端拉力为2 200 kg。图中圆圈为火箭弹发动机点火后0 s、0.1 s、0.6 s、0.7 s和0.86 s时橇体头部所在位置,可见当橇体飞行接近终点时,橇体下拉幅度约为0.35 m,则设定分离装置距离终点支架约2 m,分离装置中拦阻板高度为0.7 m,其顶边与悬索初始高度平齐,则在火箭橇飞行至拦阻板时,橇体的拦阻臂正好撞击在拦阻板中间位置(0.35 m),达到最佳的拦阻效果。