基于RecurDyn的旋轉彈發射出筒過程動力學仿真

劉鋒

摘要： 針對某旋轉彈筒彈分離試驗時出現尾翼座與筒壁刮擦的問題，用RecurDyn對彈體出筒過程進行動力學仿真.對筒彈分離試驗進行故障復現，分析故障原因；根據故障分析結論對筒彈設計方案提出更改建議并再次仿真；第二次試驗結果表明該分析結論和仿真結果正確.此外，還給出設計方案更改后正常發動機推力狀況下的彈體出筒過程的重要總體仿真結果.該研究縮短產品設計周期、降低研制成本.

關鍵詞： 旋轉彈； 發射； 彈筒分離； 刮擦； 動力學仿真； 故障分析

中圖分類號： TJ765.4文獻標志碼： B

0引言

旋轉彈以其機動靈活、制導精確、操作簡便、效費比高等多方面優點受到各國軍方的廣泛重視，并得到迅猛發展，成為銷售量最大的地空導彈之一.在旋轉彈的研制過程中，仿真是不可或缺的設計手段，使設計人員在虛擬環境中進行產品設計分析、預測真實情況，在模擬難以進行甚至無法進行的試驗方面體現出強有力的優勢.

在多體動力學仿真技術的發展過程中，采用相對坐標系運動方程理論和完全遞歸算法的新一代多體系統動力學仿真軟件RecurDyn已成為重要的CAE仿真工具，非常適合于大規模和復雜接觸的多體系統動力學問題.[1]RecurDyn已廣泛應用于航空航天、車輛、工程機械、鐵道、船舶和智能機械等行業.[26]

目前，關于旋轉彈的仿真研究主要集中于彈體姿態測量和控制方面，但對彈體發射出筒過程仿真鮮有涉及.本文針對某旋轉彈筒彈分離試驗時尾翼座與筒壁的刮擦問題，對彈體出筒過程進行動力學仿真，找出故障原因并提出筒彈設計方案更改建議.

1問題描述

某旋轉彈筒彈模型示意見圖1，包括彈體和發射筒2部分，其中彈體包含空氣舵、支撐環和尾翼等結構，發射筒內有4條螺旋導軌.彈體通過支撐環和尾翼座與螺旋導軌進行配合.在導彈發射時，彈體在發動機推力和導軌的旋轉力矩作用下向前旋轉發射出筒.為驗證筒彈結構的分離協調性，進行筒彈地面分離試驗.在試驗中發動機推力用彈簧力替代.試驗結果顯示：在彈體出筒后，發射筒內壁靠近筒口處產生4條明顯劃痕，尾翼座也存在較嚴重的機械損傷，即尾翼座與筒內壁發生嚴重刮擦，見圖2.

圖 1旋轉彈筒彈模型示意

Fig.1Schematic of missiletube model of rotative missile

圖 2尾翼座與筒內壁刮擦示意

Fig.2Schematic of scratch between tail mounting and

launch tube

2建立筒彈動力學模型

2.1幾何建模

利用RecurDyn強大的外部模型導入接口，可直接導入包含x_t，igs和step等常用中間格式的幾何模型.本文將原始的SolidWorks格式的筒彈模型中轉成x_t格式后導入RecurDyn中形成筒彈幾何模型，且該幾何模型已自動包含質心和轉動慣量等仿真所需的幾何信息.

2.2物理建模

采用RecurDyn進行多體系統動力學建模時，無須推導繁瑣復雜的動力學方程，只需根據實際情況，在已賦予物理屬性的幾何模型上對物體施加運動約束、載荷和初始條件即可形成動力學物理模型.該筒彈模型中的物體均視為剛體，物體間的主要約束關系和載荷見表1.

表 1主要約束關系和載荷

Tab.1Main constraint relations and loads物體約束對約束形式載荷數量舵面彈體圓柱副彈簧力4支撐環彈體固定副1彈體發射筒發動機推力1尾翼面尾翼座圓柱副彈簧力4尾翼座彈體固定副1導軌發射筒固定副4發射筒大地固定副1

在多體系統動力學仿真中，接觸設置的準確與否直接關系仿真的成敗.由于接觸參數無確切的參考值，需根據經驗并多次調試后確定.調試原則為物體穿透深度合理，接觸力盡量平滑.RecurDyn中物體間的接觸力F=kδm1+cδ·δ·δ·m2δm3式中：k為接觸剛度系數；c為阻尼系數；m1，m2和m3分別為剛度指數、阻尼指數和凹痕指數；δ和δ·分別為穿透深度及其1階導數.當使用邊界穿深方式定義接觸時，m2和m3不需設置.

該筒彈模型存在的接觸對和采用的接觸參數分別見表2和3.表 2接觸對

Tab.2Contact接觸對數量接觸對數量舵面發射筒4尾翼座發射筒1舵面彈體4尾翼座導軌4支撐環導軌4尾翼面尾翼座4彈體導軌4尾翼面發射筒4

表 3邊界下的穿深方式接觸參數

Tab.3Contact parameters under boundary penetration剛度系數/

（N/mm）阻尼系數/

（N·s/mm）剛度

指數動摩擦

因數最大迭

代步數3 000～5 0005～81.20.1100

3仿真及結果

3.1筒彈分離試驗故障復現

在筒彈分離試驗中，尾翼座根部與筒壁發生嚴重刮擦.為解釋試驗現象、找出故障原因，首先對筒彈分離試驗進行故障復現.試驗中彈簧力的大小和持續時間難以確定，僅能根據試驗時彈體的出筒瞬時速度設定仿真輸入.經過幾次調試，在仿真模型中對彈體施加大小為5 000 N，持續時間為0.165 s的推力時彈體出筒速度與試驗相符.此時，尾翼座對筒壁上4個位置的穿透深度和尾翼座與筒壁的接觸力曲線分別見圖3和4.a）穿透點1b）穿透點2c）穿透點3d）穿透點4

圖 3尾翼座對筒壁的4處穿透深度曲線

Fig.3Four penetration depth curves of launch tube scratched by tail mountingendprint

圖 4尾翼座與筒壁接觸力曲線

Fig.4Contact force curves between tail mounting and

launch tube wall

由圖3和4可知：尾翼座與筒壁可能發生接觸的4個位置均產生接觸，最大穿透深度達0.88 mm；在彈體出筒之前尾翼座與筒壁間存在較大的、持續的接觸力.該仿真結果與試驗現象相符.

分析認為，造成尾翼座與筒壁產生強烈刮擦的可能原因有2點：一是試驗時彈體出筒速度太低，俯仰角大，尾翼座后端翹起，直接造成與筒壁的碰擦；二是尾翼座前緣與筒壁間的間隙偏小，使尾翼座容易與筒壁刮擦.

3.2更改設計后筒彈分離試驗仿真

為防止筒彈分離試驗中再次發生刮擦問題，根據分析的故障原因對尾翼座和導軌設計進行更改：對尾翼座前緣進行倒角，并將兩短導軌延長至筒口，從而增大尾翼座與筒壁間隙、降低彈體出筒俯仰角.為預測更改設計后筒彈分離試驗結果，使用與第3.1節相同的輸入，對改進后的筒彈模型進行仿真，仿真結果見圖5和6，可知：尾翼座與筒壁可能發生接觸的4個位置僅有1處發生接觸，最大穿透深度為0.23 mm，明顯小于改進前的0.88 mm；在彈體出筒之前尾翼座與筒壁之間接觸力的持續時間變短.分析認為：尾翼座和導軌經過改進后對防止尾翼座與筒壁的刮擦起到很好的作用，出筒時彈體俯仰角明顯降低，尾翼座與筒壁雖仍存在短時接觸，但接觸時間、接觸點和穿透深度明顯減少或減小.由于彈體在重力作用下會產生低頭角速度，且試驗條件限制使彈體出筒速度較小，加上尾翼座與筒壁間隙總體較小，試驗時尾翼座與筒壁產生較輕、時間較短的碰擦在所難免，對試驗影響也不太大，且在正常發動機推力下該影響更小甚至消失.因此，該分析結論的正確性得到第二次試驗的證實.a）穿透點1b）穿透點2c）穿透點3d）穿透點4圖 5更改設計后尾翼座對筒壁的4處穿透深度曲線

Fig.5Four penetration depth curves of launch tube scratched by tail mounting after redesign

圖 6更改設計后尾翼座與筒壁接觸合力曲線

Fig.6Contact force curve between tail mounting and launch tube wall after redesign

3.3正常發動機推力狀態出筒過程仿真

為驗證尾翼座和導軌更改后的效果，對更改后正常發動機狀態下的筒彈分離過程進行仿真.該狀態下尾翼座與筒壁的接觸力曲線見圖7.

圖 7在正常發動機推力下尾翼座與筒壁接觸力曲線

Fig.7Contact force curve between tail mounting and launch tube wall under normal engine thrust由圖7可知，尾翼座與筒壁接觸力為0，兩者不存在接觸，即經過尾翼座和導軌的改進后，在正常發動機推力狀態下，尾翼座和筒壁不再發生刮擦，也證實第3.1節故障原因分析中的速度因素.

仿真結果還給出其他出筒參數，如彈體完全出筒時間、出筒瞬間的彈體速度、俯仰角、俯仰角速度和滾轉角速度等，為筒彈設計提供重要仿真數據.

4結論

針對某旋轉彈筒彈分離試驗時尾翼座與筒壁的刮擦問題，采用RecurDyn對彈體出筒過程進行動力學仿真，根據仿真結果對筒彈設計方案提出更改建議.第二次試驗證實仿真結果及其分析結論的正確性.最后給出設計方案更改后正常發動機推力狀況下彈體出筒過程的仿真結果.本文將RecurDyn成功應用于旋轉彈的運動仿真研究中，解決實際問題，縮短設計周期，降低研制成本.參考文獻：

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[6]黃鐵球， 果琳麗， 曾海波. 基于RecurDyn的動力學與控制一體化仿真模式研究[J]. 航天控制， 2010， 28（3）： 6064.

HUANG Tieqiu， GUO Linli， ZENG Haibo. Integrated simulation modes study of dynamics and control based on RecurDyn[J]. Aerospace Control， 2010， 28（3）： 6064.

（編輯 武曉英）endprint

圖 4尾翼座與筒壁接觸力曲線

Fig.4Contact force curves between tail mounting and

launch tube wall

由圖3和4可知：尾翼座與筒壁可能發生接觸的4個位置均產生接觸，最大穿透深度達0.88 mm；在彈體出筒之前尾翼座與筒壁間存在較大的、持續的接觸力.該仿真結果與試驗現象相符.

分析認為，造成尾翼座與筒壁產生強烈刮擦的可能原因有2點：一是試驗時彈體出筒速度太低，俯仰角大，尾翼座后端翹起，直接造成與筒壁的碰擦；二是尾翼座前緣與筒壁間的間隙偏小，使尾翼座容易與筒壁刮擦.

3.2更改設計后筒彈分離試驗仿真

為防止筒彈分離試驗中再次發生刮擦問題，根據分析的故障原因對尾翼座和導軌設計進行更改：對尾翼座前緣進行倒角，并將兩短導軌延長至筒口，從而增大尾翼座與筒壁間隙、降低彈體出筒俯仰角.為預測更改設計后筒彈分離試驗結果，使用與第3.1節相同的輸入，對改進后的筒彈模型進行仿真，仿真結果見圖5和6，可知：尾翼座與筒壁可能發生接觸的4個位置僅有1處發生接觸，最大穿透深度為0.23 mm，明顯小于改進前的0.88 mm；在彈體出筒之前尾翼座與筒壁之間接觸力的持續時間變短.分析認為：尾翼座和導軌經過改進后對防止尾翼座與筒壁的刮擦起到很好的作用，出筒時彈體俯仰角明顯降低，尾翼座與筒壁雖仍存在短時接觸，但接觸時間、接觸點和穿透深度明顯減少或減小.由于彈體在重力作用下會產生低頭角速度，且試驗條件限制使彈體出筒速度較小，加上尾翼座與筒壁間隙總體較小，試驗時尾翼座與筒壁產生較輕、時間較短的碰擦在所難免，對試驗影響也不太大，且在正常發動機推力下該影響更小甚至消失.因此，該分析結論的正確性得到第二次試驗的證實.a）穿透點1b）穿透點2c）穿透點3d）穿透點4圖 5更改設計后尾翼座對筒壁的4處穿透深度曲線

Fig.5Four penetration depth curves of launch tube scratched by tail mounting after redesign

圖 6更改設計后尾翼座與筒壁接觸合力曲線

Fig.6Contact force curve between tail mounting and launch tube wall after redesign

3.3正常發動機推力狀態出筒過程仿真

為驗證尾翼座和導軌更改后的效果，對更改后正常發動機狀態下的筒彈分離過程進行仿真.該狀態下尾翼座與筒壁的接觸力曲線見圖7.

圖 7在正常發動機推力下尾翼座與筒壁接觸力曲線

Fig.7Contact force curve between tail mounting and launch tube wall under normal engine thrust由圖7可知，尾翼座與筒壁接觸力為0，兩者不存在接觸，即經過尾翼座和導軌的改進后，在正常發動機推力狀態下，尾翼座和筒壁不再發生刮擦，也證實第3.1節故障原因分析中的速度因素.

仿真結果還給出其他出筒參數，如彈體完全出筒時間、出筒瞬間的彈體速度、俯仰角、俯仰角速度和滾轉角速度等，為筒彈設計提供重要仿真數據.

4結論

針對某旋轉彈筒彈分離試驗時尾翼座與筒壁的刮擦問題，采用RecurDyn對彈體出筒過程進行動力學仿真，根據仿真結果對筒彈設計方案提出更改建議.第二次試驗證實仿真結果及其分析結論的正確性.最后給出設計方案更改后正常發動機推力狀況下彈體出筒過程的仿真結果.本文將RecurDyn成功應用于旋轉彈的運動仿真研究中，解決實際問題，縮短設計周期，降低研制成本.參考文獻：

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HUANG Tieqiu， GUO Linli， ZENG Haibo. Integrated simulation modes study of dynamics and control based on RecurDyn[J]. Aerospace Control， 2010， 28（3）： 6064.

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圖 4尾翼座與筒壁接觸力曲線

Fig.4Contact force curves between tail mounting and

launch tube wall

由圖3和4可知：尾翼座與筒壁可能發生接觸的4個位置均產生接觸，最大穿透深度達0.88 mm；在彈體出筒之前尾翼座與筒壁間存在較大的、持續的接觸力.該仿真結果與試驗現象相符.

分析認為，造成尾翼座與筒壁產生強烈刮擦的可能原因有2點：一是試驗時彈體出筒速度太低，俯仰角大，尾翼座后端翹起，直接造成與筒壁的碰擦；二是尾翼座前緣與筒壁間的間隙偏小，使尾翼座容易與筒壁刮擦.

3.2更改設計后筒彈分離試驗仿真

為防止筒彈分離試驗中再次發生刮擦問題，根據分析的故障原因對尾翼座和導軌設計進行更改：對尾翼座前緣進行倒角，并將兩短導軌延長至筒口，從而增大尾翼座與筒壁間隙、降低彈體出筒俯仰角.為預測更改設計后筒彈分離試驗結果，使用與第3.1節相同的輸入，對改進后的筒彈模型進行仿真，仿真結果見圖5和6，可知：尾翼座與筒壁可能發生接觸的4個位置僅有1處發生接觸，最大穿透深度為0.23 mm，明顯小于改進前的0.88 mm；在彈體出筒之前尾翼座與筒壁之間接觸力的持續時間變短.分析認為：尾翼座和導軌經過改進后對防止尾翼座與筒壁的刮擦起到很好的作用，出筒時彈體俯仰角明顯降低，尾翼座與筒壁雖仍存在短時接觸，但接觸時間、接觸點和穿透深度明顯減少或減小.由于彈體在重力作用下會產生低頭角速度，且試驗條件限制使彈體出筒速度較小，加上尾翼座與筒壁間隙總體較小，試驗時尾翼座與筒壁產生較輕、時間較短的碰擦在所難免，對試驗影響也不太大，且在正常發動機推力下該影響更小甚至消失.因此，該分析結論的正確性得到第二次試驗的證實.a）穿透點1b）穿透點2c）穿透點3d）穿透點4圖 5更改設計后尾翼座對筒壁的4處穿透深度曲線

Fig.5Four penetration depth curves of launch tube scratched by tail mounting after redesign

圖 6更改設計后尾翼座與筒壁接觸合力曲線

Fig.6Contact force curve between tail mounting and launch tube wall after redesign

3.3正常發動機推力狀態出筒過程仿真

為驗證尾翼座和導軌更改后的效果，對更改后正常發動機狀態下的筒彈分離過程進行仿真.該狀態下尾翼座與筒壁的接觸力曲線見圖7.

圖 7在正常發動機推力下尾翼座與筒壁接觸力曲線

Fig.7Contact force curve between tail mounting and launch tube wall under normal engine thrust由圖7可知，尾翼座與筒壁接觸力為0，兩者不存在接觸，即經過尾翼座和導軌的改進后，在正常發動機推力狀態下，尾翼座和筒壁不再發生刮擦，也證實第3.1節故障原因分析中的速度因素.

仿真結果還給出其他出筒參數，如彈體完全出筒時間、出筒瞬間的彈體速度、俯仰角、俯仰角速度和滾轉角速度等，為筒彈設計提供重要仿真數據.

4結論

針對某旋轉彈筒彈分離試驗時尾翼座與筒壁的刮擦問題，采用RecurDyn對彈體出筒過程進行動力學仿真，根據仿真結果對筒彈設計方案提出更改建議.第二次試驗證實仿真結果及其分析結論的正確性.最后給出設計方案更改后正常發動機推力狀況下彈體出筒過程的仿真結果.本文將RecurDyn成功應用于旋轉彈的運動仿真研究中，解決實際問題，縮短設計周期，降低研制成本.參考文獻：

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