基于ADAMS的導彈級間分離剛柔耦合仿真與分析

錢 程,王曉慧,張海征,萬長煌

(北京航空航天大學 宇航學院，北京 100191)

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【裝備理論與裝備技術】

基于ADAMS的導彈級間分離剛柔耦合仿真與分析

錢 程,王曉慧,張海征,萬長煌

(北京航空航天大學 宇航學院，北京 100191)

針對現有導彈級間分離中無法拋掉更多的消極質量，以提高運載能力的問題，提出了一種基于長行程導向裝置的級間冷分離機構，將軟件ADAMS和ANSYS相結合進行了剛柔耦合的動力學仿真分析，對結構進行優化。通過采用蒙特卡洛法的仿真計算和分析，得到導彈在級間分離過程中的極限載荷狀態，對分離機構進行了動力學仿真和分析，采用仿真試驗組的方法完成對分離結構尺寸的優化設計。結果表明，經過結構優化的長行程導向裝置的分離機構不僅能夠穩定順利地完成分離，還有效地提高導彈的運載能力。

級間分離；動力學仿真；剛柔耦合；優化設計

在當前的導彈武器系統研究領域，高速度、遠射程已經成為了一個重要的發展方向[1]。為了進一步拋掉導彈飛行過程中的消極質量，提高導彈的運載能力，并且保證分離過程的穩定性，新型級間分離機構的研制很有必要[2-4]。導彈級間分離成功的標志就是導彈的兩級彈體正常的分離，沒有發生碰撞。同時在分離的瞬間，分離機構會產生瞬時沖擊，導彈的結構強度，特別是分離機構的結構強度和剛度會受到極大的考驗，一旦出現局部結構應力超過強度極限而產生斷裂的現象，就會出現飛行任務失敗的嚴重后果[5-7]。本研究提出的長行程導向裝置的級間分離機構，不僅能夠更多地拋掉飛行過程中產生的消極質量，還能夠保證分離過程平穩進行。針對這種新型的級間分離機構，文中先采用ANSYS處理其中的柔性體部分，再與ADAMS相結合進行完整的動力學的仿真計算和分析。為了驗證分離機構的可靠性，必須在最惡劣的載荷狀態下進行分析，于是引入了蒙特卡洛法仿真分析和計算導彈的各種干擾偏差，得到偏差組合下的極限載荷狀態[8-10]。最終在此載荷狀態下，通過ADAMS的仿真結果對分離機構的尺寸進行優化設計，得到安全可靠的相關尺寸。

1 級間分離機構的設計

1.1 級間分離方式的選擇

在運載火箭和導彈的研制中，分離技術的研究十分關鍵和重要，其中冷分離是一種常見的運載器分離方案，是利用下面一級彈體上的反向噴管或者反推火箭產生的反向推力和級間段的初始壓力作為分離力的分離方式。本文研究的導彈一二級級間分離，原有的分離面為了保證分離過程中一級彈體上的過渡艙壁不與二級發動機的噴管發生碰撞，設置在距離發動機后封頭550 mm處，這樣一來分離之后二級尾端仍要帶著質量較大的過渡段艙壁飛行，如圖1所示。

圖1 帶長行程導向裝置級間分離示意圖

經過分析表明，在二級尾段設置長導向桿裝置可使分離面前移至二級發動機后封頭250 mm處，如圖2所示，其中預留的250 mm中有100 mm是為級間分離的爆炸螺栓預留的位置，剩下的150 mm是為了避免導向裝置與二級發動機尾部的伺服機構群發生碰撞。初步分析這樣可以使二級尾端的質量減小10 kg以上，使得運載有效載荷的能力提高10 kg以上，可以很明顯地提高導彈的速度、射程，增大導彈的殺傷力和威懾力。

圖2 分離導向裝置方案設計示意圖

1.2 分離機構的設計變量

采用導向分離的方式，導桿的存在可以將分離面盡可能提前，減輕分離后二級的質量；導槽可以保證分離過程的平穩順利。為了防止安裝時出現過約束，導槽和導桿之間留有一定的間隙，圖3就是長行程導向裝置的示意圖。

圖3 常見的級間分離方式示意圖

圖4為導桿的形狀示意圖，采用折線型的空心圓導桿，折線的部分與導彈級間過渡段的艙壁平行，很好地貼合在艙壁上，采用多點固定均勻分布在二級發動機尾部，更好地固定在導彈上。導桿截面的外徑是d，空心導桿的厚度是t，導桿的根部固定在導彈上一級的法蘭盤端面上。圖5為導槽的形狀，采用V形槽的設計，導槽固定的位置在兩級彈體的過渡段艙壁上，緊鄰分離面的位置。這樣的安裝位置一來為分離過程提供了更長的滑行距離，二來是越靠近分離面，導槽需要的高度也就越低，附加質量也就越小。

圖4 導桿的形狀

圖5 導槽形狀示意圖

根據上面的討論分析，現將需要具體優化設計的變量羅列在表1中。

表1 設計變量的取值范圍

2 動力學仿真分析模型

為了建立準確預示分離過程導向桿彈性變形的精細化數學模型，本文采取聯合多種軟件對整個分離過程進行剛柔耦合的動力學仿真分析。

由于軟件ADAMS的建模能力比較弱，所以先采用軟件Proe進行三維建模之后，然后導入到ADAMS中，完成三維模型的精細化設計。同樣，針對采用復合材料的導桿，先用軟件ANSYS進行其有限元模型的建立，然后導入ADAMS中進行分析。

2.1 ANSYS中的導桿建模

導桿的材料是復合材料T800，其單層板的屬性如表2所示，導向桿采用傳統的纏繞加工方式鋪層加工而成，鋪層的角度為0/(±15°)n1/(±45°)n2，鋪層比為4∶1～5∶1。

表2 復合材料的單層版屬性

根據導向桿的厚度為10 mm，就可以計算每一種角度具體的鋪層層數。

式中n1，n2為鋪層層數。計算得到n1=27，n2=6，即T800復合材料在導向桿中的鋪層設計為0/(±15°)27/(±45°)6。得到鋪層設計之后再采用軟件Patron Laminate Modeler中的復合材料建模模塊進行等效性能計算，在軟件Modeler中首先定義單層板的材料屬性，再定義鋪層的厚度和角度，這樣就可以得到材料的等效性能。最后將得到的等效性能參數輸入ANSYS所定義的正交各向異性材料，就可以完成復合材料材料屬性的建模。

在完成導向桿柔性體的建模之后，定義單位制，利用ANSYS生成MNF文件，最終導入到ADAMS中進行動力學仿真分析。導出的MNF文件包含導向桿的節點單元、前15階自由模態等柔性體信息。

2.2 ADAMS動力學仿真模型建立

在軟件ADAMS中，首先確定建模的環境為MMKS單位制，然后導入Proe的三維模型，再將導桿替換為ANSYS生成的有限元模型。根據ADAMS中約束的種類，對動力學仿真模型各個部分的運動狀態進行定義。

接下來就是定義仿真分離的外載荷，包括重力、氣動力、一級發動機的殘余推力、分離火箭的推力、爆炸螺栓的作用力等，每一種外載荷都嚴格在ADAMS中進行定義。在一級彈體和二級彈體發生分離的時候，還有一個重要的參數需要設置，就是柔性導向桿與固定在一級導彈之間的接觸力以及一級彈體的過渡段艙壁和二級發動機之間的接觸力。這兩個接觸力一個是用于分析分離過程中柔性導向桿受到的沖擊力的具體大小以及在分離過程中的變化趨勢，另一個則是檢驗分離過程中一二級之間是否會發生碰撞，檢測級間分離是否能夠成功。

最后在ADAMS中采用腳本控制整個仿真過程，可以方便地實現某些約束或力在指定的時間失效、激活等操作。對于導彈級間分離過程中分離時序的描述以及后續的優化有著很大的幫助，現階段仿真的控制腳本主要是模擬分離過程中級間連接螺栓爆炸解鎖的整個過程。

3 蒙特卡洛法仿真和分析

在工程實際中，導彈的加工制造誤差以及分離過程中各個外加載荷的偏差是隨機出現的，因此各個偏差的組合也是隨機的，每一種分離狀態均以一定的概率出現，這樣就構成了采用蒙特卡洛方法解決此類問題的兩大要素。為了使得仿真結果更加貼近工程實際，同時通過分析仿真結果對所有設計參數偏差的敏感度得到動力學仿真狀態極限載荷，選用蒙特卡洛方法進行實驗設計。

首先是對設計變量隨機分布的定義：將各個參數的偏差以及一級、二級的質量和轉動慣量偏差作為設計變量，對于其中的連續變量，由于偏差的基準值為0，因此認為它們服從均值為0的正態分布，標準差根據ADAMS提供的方法(tolerance/3，即偏差/3)進行計算；對于其中的離散變量，給定其一組值，且認為這些值以相同概率出現；然后是在軟件ADAMS中的仿真試驗，采用三桿，桿長600 mm，外徑25 mm，壁厚5 mm，配合間隙0.5 mm的模型進行動力學仿真分析試驗，蒙特卡洛的仿真次數為500次；以導軌和滑槽的接觸力為響應，查看相應偏差干擾對于隨機變量的靈敏度，將靈敏度高的偏差視為對分離影響大的偏差，最終得到分離過程中的極限載荷狀態。

根據仿真結果可以得到，分離火箭的額定推力偏差、安裝角度偏差、作用時間偏差，一級發動機推力作用點偏差以及一級質心位置偏差等偏差對導軌與導槽之間的接觸力有很大的影響，尤其是兩個分離火箭的同步性偏差，一旦出現幾毫秒的偏差，對整個分離過程都會產生巨大的影響。

在導彈的設計加工和實際分離控制過程中，也應優先關注影響這些偏差的相關參數，保證分離機構運行的可靠性。這些參數在ADAMS模型中的符號和含義如表3所示。

表3 對導桿與滑槽接觸力影響較大的前8個參數

4 動力學仿真結果分析

4.1 仿真試驗組

如果按照每一個變量都是連續變量的情況，在ADAMS是沒有辦法展開動力學仿真的，通過設置相應的數值仿真試驗組，找到最佳的設計變量的取值來滿足工程上的需求。對于導桿的長度，取x1=500、600、700 mm，對于導桿的橫截面外徑，取x2=25、30 mm，導桿的壁厚x3=5、10 mm，導桿導槽的間隙x4通過測量碰撞力大小變化改變相應的取值。根據這些設計變量的取值區間所給出的數值試驗組如圖6所示。

仿真方案0_1是只提前了分離面而沒有增加導桿的分離方案，這個試驗組為了驗證導桿存在的必要性。仿真方案2_1是有兩根導桿的仿真試驗組，為了探究兩桿方案在分離過程中的不穩定性。

三根導桿是仿真的重點，在三根的基礎上設置了很多試驗：試驗組3_2與3_7以及3_6與3_9是為了優選出最合適的導桿的長度；試驗組3_1到3_5是為了驗證導彈與滑槽之間的間隙對于分離過程的影響，便于優選出最合適的間隙；試驗組3_7到3_9是為了優選出最合適的桿直徑與桿的壁厚。

如果三根導桿的方案能夠滿足，四根導桿的方案就沒有必要設置過多的試驗組。試驗組4_1僅為驗證四桿方案的可行性。

圖6 仿真分析的數值試驗組

4.2 仿真結果

試驗組0_1(具體參數設置見圖7)

圖7 無桿方案一二級分離過程示意圖

可以看到，在極限載荷作用下，一二級分離過程發生碰撞(見圖8)，證明在分離面提前的情況下，該方案不可行，必須要有導桿的導向才能使一二級順利的分離。

圖8 分離過程一二級出現碰撞

方案3_1(具體參數設置見圖7)

可以看到，當桿長為500 mm時，在分離過程的最后時刻，一級彈殼會與二級發動機的尾噴管發生碰撞(見圖9)，顯然是由于桿長過短，無法保證分離的平穩進行，這樣一來桿長只能選擇長度更長的600 mm和700 mm。

接下來不一一贅述，將所有試驗組的仿真結果匯總在表4中。

圖9 接觸力隨著間隙的變化

從對上述10種方案在極限載荷狀態下的仿真實驗可以看到，當導桿與滑槽間隙為0.5 mm時，導桿所受載荷都不會超過10 000 N， 不會對導桿結構產生破壞。所有仿真試驗組中，二級導彈的姿態變化都小于2°/s，說明分離過程對于二級彈體的姿態影響非常小，可以認為分離過程能夠平穩順利進行。

試驗組3_2到3_5反映了沖擊隨著間隙的增大顯著增大，如圖10所示，那么為保證接觸力不會過大，導桿與滑槽的間隙保持為0.5 mm。為了保證一級和二級能夠安全分離，選擇桿長為700 mm；在增加了導桿壁厚和外徑后，強度明顯增加?？紤]壁厚對于質量的影響，最終長度為700 mm、導桿直徑30 mm、壁厚5 mm、間隙為0.5 mm的3_8方案在上述極限載荷狀態下是較為理想的選擇。

表4 極限載荷狀態下的仿真結果匯總

4.3 減重分析

若分離導向裝置采用復合材料加工，同時進行桿長優化，其減重效果非常明顯，該方案采用導向裝置且其自身質量很小，可以將分離面提前，從而拋掉更多的消極質量，增加運載能力，具體的減重效果如表5所示。

表5 采用分離導向裝置后運載器質量變化

5 結論

仿真結果表明，基于長行程導向裝置的分離機構在ADAMS的剛柔耦合動力學仿真分析中，表現良好的分離性能，既能夠減輕消極質量，也能夠保證平穩分離，也證明了該仿真分析方法對于解決導彈級間分離的問題有指導意義。

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(責任編輯 周江川)

Simulation and Analysis of Rigid-Flexible Couplingfor Stage Separation of Missile Based on ADAMS

QIAN Cheng，WANG Xiao-hui, ZHANG Hai-zheng, WAN Chang-huang

(School of Astronautics, Beihang University, Beijing 100191, China)

Aiming at solving the problem that the passive mass cannot be discarded to improving the carrying capacity of missiles, and stage separation mechanism based on long-stroke guide was proposed. ADAMS and ANSYS were used to simulate the dynamic of rigid-flexible coupling, and the structure was optimized. By using Monte Carlo, the ultimate load state in the separation of missiles was obtained. Then the dynamic simulation was carried out and the optimal design of the structure was completed by means of simulation test group. The results show that the separation mechanism of long-stroke guiding after optimized can not only accomplish the separation smoothly but also improve the carrying capacity.

stage separation; dynamic simulation; rigid-flexible coupling; optimization design

2015-11-25；

2016-12-20

中央高?；究蒲袠I務費專項資金支持項目(YWF-14-FGC-024)

錢程(1992—)，男，碩士研究生,主要從事結構優化設計研究。

王曉慧(1978—)，女(滿族)，講師，主要從事飛行器結構及多學科優化設計研究。

10.11809/scbgxb2017.04.017

錢程,王曉慧,張海征,等.基于ADAMS的導彈級間分離剛柔耦合仿真與分析[J].兵器裝備工程學報，2017(4):77-81.

format:QIAN Cheng，WANG Xiao-hui, ZHANG Hai-zheng, et al.Simulation and Analysis of Rigid-Flexible Coupling for Stage Separation of Missile Based on ADAMS[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(4):77-81.

E927

A

2096-2304(2017)04-0077-05