空空導彈發射在軌段分離安全性研究

摘 要：對于載機機動環境中順序離軌分離的空空導彈，導彈發射中在軌段彈架分離涉及導 彈發動機和載機安全，其分離安全分析是導彈結構強度設計中必須解決的關鍵技術問題。本文采 用MSC.Dytran軟件，對導彈的軌上運動過程以及導彈結構動力強度進行了系統建模和仿真分析， 為導彈發射中在軌段分離安全提供了一種有效的解決途徑。

關鍵詞：空空導彈；載機；在軌段；分離安全；結構動力強度

中圖分類號：TJ761 文獻標識碼：A 文章編號：1673-5048（2014）06-0023-05

StudyonSeparationSafetyofAirtoAirMissileLaunchinOrbitPeriod

ZHANGPeng1，WANGWenbo1，HANJinglong2

（1.ChinaAirborneMissileAcademy，Luoyang471009，China；2.NanjingUniversityof AeronauticsandAstronautics，Nanjing210016，China）

Abstract：Theairtoairmissileonmaneuveringcarrieraircraftlaunchedfromorbitbyorder，the separationinvolvesmissileengineandvehiclesafeties.Theseparationsecurityanalysisisakeytechnique mustbesolvedduringthedesignofmissilestructurestrength.Inthispaper，usingMSC.DYTRANsoft ware，themovementprocessofmissilesonthetrackanddynamicstrengthareanalyzedinsystemmodeling andsimulation，andthisprovidesaneffectivesolutionforseparatingsecurityofmissilelaunchinorbitpe riod.

Keywords：airtoairmissile；carrieraircraft；inorbit；separationsecurity；structuraldynamic strength

0 引 言

空空導彈采用軌式發射方式時，選擇三吊掛 懸掛及順序離軌的發射方式較為普遍[1]。發射時， 導彈在發動機推力作用下，沿與飛機固連的發射 裝置導軌運動，前、中、后三吊掛依次與發射裝置 導軌分離。當后吊掛單獨在軌時間內，發動機殼體 既承受發動機燃燒產生的內壓作用，又要承受從 導彈吊掛傳遞下來的約束載荷，后吊掛約束力與 導彈慣性載荷、導彈氣動載荷、發動機推力、重力構成平衡力系。因此，發射過程的危險性主要集中 在導彈只剩下最后一個吊掛的情況下[2]。為充分 發揮載機的性能，要求載機能在大機動條件下發 射導彈[3]，隨著發射時載機機動過載的增大，后吊 掛卡滯、碰撞、后吊掛與發動機殼體連接處機械損 傷導致爆炸等現象可能發生，導彈系統設計要求 必須保證發射時導彈能夠安全分離。

發射時導彈在軌段運動是一個極其復雜的動 力學過程，與離軌后自主飛行導彈過程相比，導彈 的軌上運動不僅受力復雜，還直接影響載機安全， 因此對其進行動力學與強度仿真計算和分析具有 重要意義。本文對某型空空導彈的軌上運動過程 及結構動力強度進行了系統建模和仿真分析，對發射時影響在軌段分離安全的導彈后吊掛及連接 結構參數進行優化設計，對優化后導彈后吊掛進 行在軌段安全仿真評估。

1 計算方法

導彈發射在軌分離過程實際上是導彈、發射 裝置兩個結構動力學系統通過吊掛與導軌接觸、 碰撞進行耦合的極其復雜的動力學過程。由于接 觸問題的高度非線性，使得工程分析研究困難。

MSC.Dytran作為一種仿真功能極強的非線性 瞬態動力學分析程序[4]，被廣泛應用于分析各種 非線性瞬態響應問題，如高速撞擊、接觸摩擦、流 -固耦合等。本文采用MSC.Dytran前處理軟件 MSC.Patran對某型導彈和發射裝置建立動力學模 型，對導彈吊掛、吊掛局部連接等需要重點關注強 度的結構區域進行網格單元細化。仿真模型中，將 發射裝置與飛機機體剛性連接，根據飛行狀態設 定載機的運動規律。并由導軌與吊掛間的摩擦、碰 撞，以及導彈自身所受到的發動機推力、氣動力和 重力等因素共同確定導彈的在軌動力學過程。對 載機不同速度、機動過載、俯仰角速度、滾轉角速 度等設計工況采用MSC.Dytran進行分析和計算。

2 結構動力學建模

某型空空導彈結構共劃分為10660個殼單元、 8866個體單元和192個質量點單元。發射裝置導 軌結構共劃分為26136個體單元。模型中發射裝 置材料為鋁合金；吊掛、導彈發動機殼體材料為高 強度鋼；其余殼體材料由鋁合金、鈦合金組成。圖 1所示為導彈、發射裝置有限元模型。

有限元模型使用機體坐標系：逆來流方向為x 軸正方向，沿重力方向為z軸正方向，y軸符合右手 定律，坐標原點位于飛機質心處。在飛機質心處建 立一個集中質量點用于模擬機體，機翼則按照剛性 單元處理，并通過剛性單元連接到滑軌安裝點處。 圖2所示為飛機、發射裝置、導彈系統有限元模型。

MSC.Dytran有三種基本接觸類型：單面接觸、主 從接觸、自適應接觸。對于導彈吊掛與導軌的接觸問 題，選用主從接觸，并將導軌內表面定義為主動接觸 面，將吊掛外表面中可能與導軌接觸的表面定義為從動接觸面。圖3所示中粗線部分即為接觸面。

后吊掛碰撞接觸面的上、下、左、右，定義見 圖4。垂向為上、下表面接觸力，側向為左、右表 面接觸力。后吊掛兩側三棱柱結構為焊縫。

3 結構動力學模型校驗

對于分析發射在軌段分離安全的有限元模型， 不僅要求結構動力學特性準確，而且要求導彈吊 掛及其連接結構應力分布計算結果也具有較高精 度，需對模型中導彈吊掛及其連接結構應力精度 和導彈分系統動力學建模精度進行校驗。

3.1 后吊掛與殼體連接方式驗證

為減小導彈有限元模型的自由度規模，導彈 仿真模型中發動機殼體及其余彈體均采用殼單元， 后吊掛焊縫三棱柱單元的兩圈節點與發動機殼體 節點進行消重，從而將后吊掛與發動機殼體連接 到一起，后吊掛與發動機殼體連接有限元模型如 圖5所示。驗證模型中發動機殼體用體單元模擬， 同樣在焊縫的兩圈節點上進行消重。將殼體的兩 端固支，比較不同載荷情況下，上述兩個模型的應 力計算結果，以驗證計算所采用方法的準確性。計 算條件及結果見表1。

計算結果表明，仿真模型中采用的殼單元有 限元建模方法，將吊掛與殼體連接在一起，結構在 各種載荷條件下的應力計算值是準確的，與體單 元模型相比，計算誤差均小于5%。

3.2 結構模態驗證

按上述模型仿真，計算導彈彈體在自由-自 由狀態下的前2階彈性振動固有頻率分別為49.55 Hz，122.03Hz，前2階振型如圖6所示。

導彈前2階固有頻率實驗值分別為47.7Hz，來確定。在仿真分析的初始時刻，飛機機體、滑軌 與導彈彈體的前飛速度相等，垂向速度為零。導彈 的初始俯仰和滾轉角速度值，按初始時刻導彈具 有與飛機機體相同的角運動速度施加，本文計算 中飛機機體取俯仰角速度30（°）/s，滾轉角速度 50（°）/s，方向分別為繞機體坐標系y，x軸。機體 按照上述給定的規律運動。

4.2 氣動力加載

導彈氣動載荷在發射分離過程中為隨時間變 化的載荷，按時間段分為中間狀態載荷和發射狀 態載荷兩部分，分別對應于中吊掛離軌前和后吊 掛單獨在軌的時間段。仿真分析中，在0～135ms 內使用中間狀態氣動力，在155ms以后使用發射 狀態氣動力，而在135～155ms內氣動力由中間狀 態線性過渡至發射狀態。載荷見表2。

將導彈彈體沿軸向分為6段，各段的側向和 法向氣動力在彈體橫截面內采用正弦分布，沿軸 向均布，氣動阻力則均布到各段上。各段的俯仰107.2Hz，仿真計算與實驗結果吻合較好，表明該 有限元模型在結構的動力學特性上是準確的。

4 載荷工況設置

4.1 飛機運動加載

分析載機全空域的飛行狀態，選取4個嚴酷飛 行狀態，采用CFD仿真計算出4個典型狀態的導 彈掛飛載荷，如表2所示。飛機機體的前飛速度和 垂向速度，由表2中飛行狀態的馬赫數、過載系數和偏航氣動力矩通過施加互為相反的力來產生， 而滾轉氣動力矩通過在翼面和舵面上施加均布力 產生。

4.3 發動機推力加載

取地面點火實測數據曲線作為發動機壓力曲 線，在導彈發動機的殼體內施加內壓，發動機推力 則由內壓產生。圖7所示為發動機內壓曲線。

5 導彈后吊掛及其連接結構設計

5.1 后吊掛倒角影響分析

后吊掛單獨在軌階段是發射過程中最危險的階段，此時所有的載荷及碰撞力均由后吊掛單獨 承擔，進而增大了與后吊掛相連接處殼體的應力。 為了緩解接觸碰撞，后吊掛必須進行倒角設計。下 文對不同倒角后吊掛進行分析，以研究其對接觸 碰撞過程的影響。圖8所示為后吊掛的兩種倒角結 構。

采用表2中機動過載最大的飛行狀態4和反 向過載為3的飛行狀態3，對兩種倒角結構進行對 比計算，結果見表3。

從表3可以看出，后吊掛倒角加大后，后吊掛 的碰撞次數、接觸力峰值等變化不大，但導彈發動 機殼體與后吊掛連接處的最大應力有所減小。對 于狀態3與4的載荷工況，其應力減小的幅度也不 一樣（分別減小了10.9%和14.2%）。這是因為增 大倒角后，可增加碰撞時吊掛與滑軌的接觸面積， 從而減小局部應力。因此對吊掛進行倒角優化，對 減小殼體應力，提高導彈發射安全性具有一定的 效果。

5.2 與后吊掛連接部位發動機殼體厚度的影響

為研究與后吊掛連接部位發動機殼體厚度對 導彈發射安全性的影響程度，采用飛行狀態3，4 的載荷工況，后吊掛連接處的發動機殼體厚度為 2.4mm和3mm，后吊掛倒角采用俯仰倒角2.4°， 偏航倒角6°進行分析，計算結果見表4。

計算結果表明，增加殼體厚度后，后吊掛連接 處殼體上的最大應力會明顯下降。綜上分析，后吊 掛連接處發動機殼體壁厚應選取3mm，倒角狀態 選取俯仰倒角2.4°，偏航倒角6°狀態可滿足安全 分離要求。

5.3 典型工況分析結果

對5.2中確定的導彈后吊掛及連接結構，按表 2中飛行狀態1，2載荷工況進行分析，各飛行狀態 計算結果見表5。狀態2中后吊掛處應力和接觸力 見圖9～11。

圖10為后吊掛的垂向接觸力時間歷程。圖中 實線表示吊掛上接觸面受到的接觸力，虛線表示 吊掛下接觸面受到的接觸力。

圖11為后吊掛的側向接觸力時間歷程。圖中， 實線表示吊掛左接觸面受到的接觸力，虛線表示 吊掛右接觸面受到的接觸力。

空空導彈發動機要承受高內壓和大機動載荷， 其發動機殼體材料一般采用高強度鋼，其破壞強 度可達1760MPa。對于掛飛及自主飛行初始段強 度安全系數要求為1.5[5]，故其使用載荷工況下應 力應低于1173MPa。上述分析工況表明：采用優化 后的吊掛結構，各飛行狀態下發動機應力低于 1173MPa，導彈分離過程中吊掛接觸力正常，無高 應力碰撞和卡滯現象，其在軌段分離安全滿足設 計要求。

6 結 論

本文采用MSC.Dytran軟件，結合實際工程需 求，對載機機動環境中順序離軌分離的空空導彈 發射安全進行了系統建模和仿真分析，得到了導 彈在軌分離段的運動過程、吊掛與發射裝置導軌 間接觸力時間歷程、吊掛處發動機殼體的動力強度等特性。對某型空空導彈后吊掛及連接結構參 數進行了優化并確定了后吊掛連接結構參數，對 四個典型狀態進行了安全性仿真，仿真實驗中發 動機吊掛均沒有出現卡滯現象，發動機殼體應力 滿足設計要求，發射過程是安全的。仿真表明：

（1）由于吊掛與滑軌之間存在間隙，當發動 機點火后，導彈在發動機推力、氣動力和慣性力的 作用下，會與滑軌之間發生相對運動和接觸碰撞， 整個發射過程中，前、中、后三個吊掛均與發射裝 置導軌處于接觸碰撞-分離-接觸碰撞的振蕩運 動過程，其接觸次數、接觸力幅值、后吊掛及連接 結構應力由導彈載荷狀態、載機機動模式、導彈與 發射裝置導軌結構綜合決定。

（2）增加后吊掛連接處的導彈發動機殼體厚 度和增加后吊掛的側面倒角，均能有效減小導彈 發動機的殼體應力，提高發射安全性。

參考文獻：

[1]舒陶.空空導彈單吊掛在軌分離安全分析[J].彈箭與 制導學報，2012，32（5）：33-35.

[2]張勝利，倪冬冬.機載導彈武器系統導軌式發射的安 全性設計[J].航空兵器，2004（6）：24-27

[3]李亞軻，梁曉庚，郭正玉.近距格斗導彈發射分離安全 分析[J].四川兵工學報，2013，34（3）：32-35.

[4]卞文杰，萬力，吳莘馨.瞬態動力學CAE解決方案 MSC.Dytran基礎教程[M].北京：北京大學出版社， 2004.

[5]樊會濤，呂長起，林忠賢.空空導彈系統總體設計 [M].北京：國防工業出版社，2007.