多管火箭炮不同方向角發射動力學仿真分析

陶聲祥,凌帥

(陸軍軍官學院,安徽 合肥230000)

0 引言

為使多管火箭炮發射的火箭彈能準確地落在目標區域,必須在發射前賦予定向器軸線一定的空間位置。定向器軸線的空間位置可由高低角和方向角兩個參量來確定[1]?；鸺谠诖驌艄潭繕藭r,定向器軸線所需的空間位置是一定的。高低角為定向器軸線與炮口水平面的夾角,因此高低角是一定的;而方向角是定向器軸線在炮口水平面內的投影與車體縱軸線之間夾角,當車體停放的方位不同時,方向角也不同。

射擊密集度是多管火箭炮的重要戰術性能指標,火箭彈的初始擾動是影響射擊密集度的主要因素[2]?；鸺谠谏鋼魰r,定向器的振動越嚴重,火箭彈的初始擾動越大,射擊密集度越差。國內的130多管火箭炮在定型時所做的試驗結果表明,該炮在側向射擊時的密集度比正向射擊好[3]。因此,研究多管火箭炮在不同方向角下的發射動力學,并得到定向器管口的振動、火箭彈的初始擾動與方向角之間的變化規律具有重要意義?；鸺谠诖驌艄潭繕藭r,通過選擇車體的停放方位獲得合適的方向角,可達到提高射擊密集度目的。

1 動力學建模

在Adams多體動力學軟件中建立多管火箭炮的發射動力學仿真模型。多管火箭炮系統是個復雜的機械系統,在建模過程中根據其結構特點,將全炮系統合理地簡化為由車體、回轉體、起落架、2個儲運發射箱、40根定向器、40枚火箭彈等部分組成[4],并賦予各部件與實際結構等效的質量、質心位置和轉動慣量等參數。

1.1 車體的建模

發射前,車體尾部用2個千斤頂支撐于地面。在千斤頂的缸體和活塞之間添加滑動副模擬兩者之間的相對運動,用一個等效的彈簧阻尼系統模擬千斤頂的支撐作用。千斤頂與地面的連接采用軸套力模擬,軸套力有3個移動自由度和轉動自由度,每個自由度都有剛度系數和阻尼系數,正好可以模擬車體可繞地面平移和轉動。

輪胎和路面采用Adams/Tire模塊建立。輪胎采用Fiala模型模擬。由于不需要研究輪胎在路面上運行過程中的操縱性等問題,可以采用Adams中較為簡單的2DFlat路面模型,只需定義路面大小、與輪胎的相對位置和摩擦系數即可。

1.2 回轉體和起落架的建模

回轉體相對車體有一個轉動自由度,因此在回轉中心添加回轉體和車體之間的轉動副。發射時鎖定裝置將回轉體鎖死,在回轉體和車體之間添加一個大剛度扭簧,用來模擬發射時方向機的制動效果。

回轉體和起落架之間通過耳軸連接,在耳軸處添加兩者之間的轉動副,起落架通過液壓高低機和兩側的高低鎖桿共同支撐以保持一定的射角。在高低機的液壓缸缸體和活塞桿之間添加滑動副和大剛度的彈簧,將其等效為一個彈簧阻尼系統。通過Abaqus有限元軟件生成高低鎖桿的柔性文件,導入Adams中形成柔性鎖桿,兩端分別與回轉體和起落架固定。

1.3 儲運發射箱的建模

儲運發射箱和起落架之間無相對運動,通過固定副連接。忽略定向器的微小柔性,將定向器和儲運發射箱用固定副連接?；鸺龔椝艿拈]鎖力為7 000 N,在火箭彈和定向器之間添加固定副,模擬閉鎖擋彈機構的作用。當發動機推力超過7 000 N后,通過傳感器和仿真控制程序使固定副失效,火箭彈在推力作用下開始運動?；鸺龔椀那啊⒅小⒑?個定心部與定向器內壁之間添加接觸力,定向鈕和導向槽之間添加接觸力,約束火箭彈在定向器內的運動。

1.4 施加載荷

火箭彈推力數據由實驗測得,按照Akima二次曲線擬合方法得到樣條曲線函數,通過集中力作用于火箭彈的質心處。第i發火箭彈經過0.5 s的發射間隔后發射,推力函數如下:

If(time－0.5?i:0,0,if(time＋2－0.5?i):Akispl(time－0.5?i:0,spline＿F,0),0,0))

燈樁樁體采用北海航標處研發的玻璃鋼聚脲樁體（標準化），與定制基礎預埋件相連。樁體由玻璃鋼內襯角鋼結構骨架，表面噴涂聚脲層而成，樁體呈圓柱形，壁厚約6mm，高度、顏色可定制，樁體由底部、中部段、和上部，通過法蘭連接成形，燈樁底部直徑現有0.8m和1.8m兩種規格，中部段直徑0.8m，高1.6米，有若干節組成，上部為工作平臺段，直徑1.5m，圍欄高1.2m，平臺設計有電池箱、太陽能板架、燈器柱。樁體設置防盜門、內置玻璃鋼爬梯，設有避雷及排水系統。北海航標處標準化燈樁（圖1）

其中:spline＿F為推力曲線,推力持續時間為2 s。

燃氣射流沖擊力由氣體動力學軟件仿真計算獲得,用Akima方法擬合為隨距離變化的集中力,施加在定向器管口中心位置。

1.5 不同方向角的發射動力學模型

多管火箭炮的方向射界為±70°,為對比研究不同方向角下的發射動力學,分別建立方向角為 0°、20°、40°、60°,高低角均為45°的動力學模型。根據1.1－1.4小節中所述,完成方向角為0°時動力學模型的建立,如圖1所示。在該模型的基礎上,將火箭炮的回轉體及以上部分繞回轉中心旋轉,可得到方向角為 20°、40°、60°的動力學模型。

圖1 多管火箭炮動力學模型

2 動力學仿真及結果分析

在多管火箭炮的發射動力學仿真中,首先應進行一段時間的靜平衡仿真。此時發動機還未開始工作,火箭彈被鎖定在定向器內,整個模型僅在重力作用下達到靜平衡狀態。經過靜平衡仿真,可以使高低機、高低鎖桿、支撐千斤頂和輪胎等部件在重力作用下達到受力平衡,保證多管火箭炮在穩定狀態下發射。設置靜平衡仿真時間為5.5 s,之后發射第1枚火箭彈,發射間隔為0.5 s,共發射8枚。分別仿真高低角均為45°、不同方向角的動力學模型。

方向角為 0°、20°、40°、60°時,由動力學仿真獲得的定向器管口的俯仰和方位角速度曲線,如圖2－圖5所示。

圖2 方向角為0°的俯仰和方位角速度曲線

圖3 方向角為20°的俯仰和方位角速度曲線

圖4 方向角為40°的俯仰和方位角速度曲線

圖5 方向角為60°的俯仰和方位角速度曲線

定向器管口在整個發射過程中的最大俯仰和方位角速度隨方向角的變化曲線如圖6所示。

圖6 最大俯仰和方位角速度隨方向角變化曲線

由圖2－圖5可得,定向器管口俯仰方向的振動比方位方向嚴重,俯仰角速度比方位角速度曲線的振動幅值大且持續時間長。結合圖6可知,當方向角增大時,每枚火箭彈發射時定向器管口的俯仰角速度顯著減小,而方位角速度基本保持不變。

3 初始擾動計算及分析

式中 為火箭彈中定心部離管時定向器的俯仰振動角速度;βf為火箭彈中定心部離管時定向器的俯仰振動角位移;β0為火箭彈后定心部離管時定向器的俯仰振動角位移;為火箭彈中定心部離管時定向器的俯仰振動線速度;為火箭彈后定心部離管時定向器的俯仰振動線速度;lR為火箭彈質心到后定心部距離;lb為火箭彈中定心部到后定心部距離;RA為火箭彈赤道回轉半徑;vf為火箭彈中定心部離管時火箭彈速度;v0為火箭彈后定心部離管時火箭彈速度。

式(1)是對單發火箭彈而言的,對于多管齊射,俯仰初始擾動中間偏差的計算公式為:

式中:為第 i發彈的,n 為連發射擊的數量:

方位初始擾動和初始擾動中間偏差的計算方法與俯仰相同。根據動力學仿真結果,由式(1)計算得到單枚火箭彈發射時的俯仰和方位初始擾動,代入式(2)中,可得火箭彈的俯仰和方位初始擾動中間偏差,如表1所示。

表1 不同方向角的俯仰和方位初始擾動中間偏差

對比不同方向角的初始擾動中間偏差可得,方向角對火箭彈的俯仰初始擾動有顯著的影響。方向角增大時,火箭彈的俯仰初始擾動中間偏差明顯減小,方位初始擾動中間偏差基本保持不變,而初始擾動是射擊密集度的重要影響因素,因此增大方向角可提高多管火箭炮的射擊密集度。計算結果從理論上驗證了130多管火箭炮側向射擊時的密集度比正向射擊好,同時也表明仿真和計算結果準確可靠。

4 結論

分析仿真和計算結果可得:

1)方向角增大時,定向器管口俯仰角速度明顯減小,方位角速度基本保持不變。小方向角發射時定向器管口俯仰方向振動嚴重,多管火箭炮應盡量避免在小方向角下射擊。

2)方向角增大時,火箭彈的俯仰初始擾動中間偏差顯著減小,方位初始擾動中間偏差基本保持不變。多管火箭炮應將側向作為基本射向,通過選定合適的車體停放方位,使定向器調整到瞄準位置時,火箭炮能獲得較大的方向角,可提高射擊密集度。

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