某車載傾斜發射裝置初始擾動影響因素分析*

李 敏,王學智,李 超,杜振宇

(空軍工程大學防空反導學院,西安 710051)

0 引言

導彈在發射過程受多種擾動因素影響,引起發射裝置振動響應,致使導彈初始偏差過大。彈架振動對發射精度有較大影響,可能增加導彈的初始擾動;使導彈在定向器上產生較大彎曲,并在導彈滑離后彎曲恢復而繼續振動;對安裝在導彈上的陀螺儀裝置,系統振動使其基準隨振動變化[1]。文中研究對象為某傾斜車載導彈,該導彈在初制導階段僅由導彈控制系統中姿態穩定控制系統實現對導彈姿態穩定。因此對發射階段初始基準偏差要求高。在初始擾動因素上國內研究較多,如杜振宇的“某型車載導彈影響因素分析”研究了發動機不穩定推力、燃氣流沖擊力和關鍵構件柔性變形對導彈發射過程動力學影響;劉馨心研究了緩沖裝置對某導彈推力偏心和彈筒間隙的影響及調節作用;陳陣等通過建立火箭彈在半約束期的運動微分方程,以隨機激勵來代替火箭彈的質量偏心和動不平衡,研究了火箭彈初始擾動域。但上述研究均未考慮推力偏心及閉鎖力對導彈發射的初始擾動作用。

文中建立了導彈在發動機推力偏心影響因素下的發射動力學方程,建立了傾斜發射裝置剛柔耦合模型,分析了推力偏心對導彈發射動力學過程影響,利用有限元技術研究了導彈在推力偏心下的受載情況。同時研究了不同閉鎖力對導彈發射姿態及發射筒振動響應的影響,尋出最優閉鎖力,將閉鎖力的初始擾動降到最低。

1 發射系統

發射系統主要由調平油缸、發射車車體、托架、起豎油缸、起落架、發射筒、導軌、導彈等組成。導彈在發射筒中,通過前后定向件及閉鎖裝置固定在導軌上[2]。發射架通過耳軸與托架連接,起豎油缸通過轉動副與發射架與拖架相連。柔性變形是影響發射系統振動的重要因素之一,因此將發射系統關鍵構件如車架、拖架、發射架進行柔性化處理,其他構件為剛體[3]。導彈發射系統拓樸結構如圖1所示。

2 導彈發射動力學方程

通過達朗伯原理和動靜法來建立導彈發射過程的動力學數學模型。在質點系運動的任意瞬間,每一個質點系上的主動力,約束力和該質點的慣性力構成矢量平衡關系,該力系對于任一點的主矩也為零。這種由達朗原理提供的按靜力學平衡方程的形式來寫質點動力學方程的方法,即為動靜法[4]。其方程表示為:

(1)

式中:F、M0(F′)為作用于質點系上的主動力和力矩;N、M0(N′)為作用于質點系上的約束力和力矩;Q、M0(Q′)為作用于質點系上的慣性力和力矩。

導彈在發射過程中主要受到發動機推力、重力、導軌摩擦力、支反力、氣動力作用。導彈在發射坐標系下,質心運動的動力學方程為:

(2)

導彈所受的慣性力為：

Q=-m·a

導彈繞質心旋轉的動力學方程可表示為:

(3)

式中:Mx,My,Mz分別為慣性力矩在彈體坐標系各軸上的分量;

其中:

MxQ=-[Jxεx+(Jz-Jy)ωzωy]

MyQ=-[Jyεy+(Jx-Jz)ωxωz]

MzQ=-[Jzεz+(Jy-Jx)ωyωx]

圖2表示有推力偏心存在時推力對導彈的作用情況。圖中x,y,z分別為導彈的縱軸及橫軸;Oo為質心;G為推力作用線與導彈赤道平面的交點;Px,Py,Pz是x,y,z軸的推力分量;e是推力偏心矩。當推力偏心存在時推力是:

(4)

推力偏心矩的分量是：

(5)

將推力P及推力分量MP1代入質心運動(2)及旋轉動力學方程(3)即可得到導彈在半約束狀態下的動力學方程。

3 剛柔耦合模型

3.1 模型簡化

發射裝置是由機械、電子、液壓系統組成的復雜機械系統,在建模過程中根據其結構特點,將模型簡化為車架、轉臺、發射架、液壓支撐油缸、4個發射筒及4枚導彈。在SOLIDWORKS中將模型保存為PARASOLID格式,導入ADAMS中,各組成部分質量、質心及轉動慣量等結構參數均等效實體結構。簡化后剛體模型如圖3所示。

3.2 柔性體模型

剛性體在運動仿真中忽略了構件的柔性變形及模態變化,因此簡單的多剛體運動不能充分描述導彈在發射過程的動力學特性[5]。文中采用剛柔耦合模型,對發射裝置關鍵構件,如車架、轉臺和發射架在ANSYS中進行柔性化處理。根據裝置實際結構,設置彈性模量為(1.9e+011) N/m2,泊松比為0.26,密度為7 300 kg/m3,網格劃分大小為50 mm。在各運動副連接處的外部節點建立剛性區域,定義各構件邊界條件和模態求解后,輸出模態中性文件MNF。在ADAMS中讀取模態中性文件,并刪除原剛性體,完成剛柔耦合模型的建立[6]。

3.3 約束條件

轉臺與車架間為方向機,控制轉臺方位角度,并在發射過程中將轉臺鎖死。因此在車架與轉臺之間添加一個轉動副和扭簧。

起落架與轉臺通過耳軸相連接,由液壓支撐油缸來控制起落架俯仰發射角度。起落架與轉臺耳軸處添加三個轉動副,與支撐桿為轉動副連接;支撐桿與油缸為滑動副約束。

發射筒固連在發射架上,由固定副約束;導彈與發射筒導軌均為剛性體由滑動副約束。

導彈在發射過程中與導軌發生碰撞產生的力為接觸力,通過ADAMS中contact實現約束。導彈前定向件與導軌有5組接觸力,后定向件與導軌有4組接觸力,接觸力計算類型為IMPACT函數法[7]。結合該型發射裝置實際結構,接觸力參數設置如表1所示。

3.4 外部激勵

1)發動機推力

發動機推力由系統力和脈動力構成,文中只考慮發動機系統力的作用,并通過發動機實驗點火數據,運用ADAMS中AKISPL函數進行擬合,得到發動機推力曲線。

表1 接觸力參數

2)閉鎖力

導彈后端垂直面正上方和正下方分別設置有鎖緊槽,用于導彈在貯運發射筒內的縱向閉鎖;導彈裝入貯運發射筒后,閉鎖機構按照要求加上閉鎖力[8]。在導彈尾部設置推力傳感器,當推力值達到設定值時,固定約束副自動解鎖,導彈發射出筒。

4 仿真及結果分析

4.1 推力偏心影響因素

導彈發動機在設計、裝配中的裝配誤差,生產過程中的形位誤差,以及在火藥燃燒后對發動機管壁、噴口的不均勻腐蝕作用都可能會使發動機產生側向力,導致推力線與導彈主軸和質心偏移[9]。推力偏心不可避免,但推力偏心達到一定極限,必然對彈架系統振動響應產生重要影響。推力對發射系統振動的激勵是一個隨彈移動的隨機載荷,發動機推力偏心距曲線和推力偏心角曲線可由實驗測得。為便于仿真實現,在仿真中對采集數據取平均值。取偏心矩為0.4 mm,偏心角為0.46°,并以ADAMS中三分量力形式將該推力曲線作用在導彈底部。仿真結果如圖4～圖6所示。

圖4～圖6中紅色曲線及藍色曲線分別為導彈在正常推力及推力偏心情況下的仿真曲線。在閉鎖力解鎖前,兩者情況下導彈的俯仰角速度、偏航角速度及滾轉角速度曲線幾乎重合,說明推力偏心對導彈發動機點火至閉鎖裝置解鎖段影響較小。0.2 s閉鎖裝置解鎖,導彈發生劇烈振動,并在導軌上開始滑動。兩種推力下導彈均發生劇烈振動,但相對正常情況下,有推力偏心下的導彈在俯仰角上受迫振動較弱,在偏航角與滾轉角上受迫振動更為劇烈。發動機推力一部分轉化成導彈側向力,導彈在運動過程中定向件側面不斷與導軌發生接觸碰撞,使導彈在偏航角與滾轉角上變化更加劇烈。

為更好反映推力偏心對導彈發射過程的受載情況影響,利用ANSYS對推力偏心下導彈進行等效應力應變分析。在ANSYS中對導彈定義材料屬性,彈性模量為(2.06e+011) N/m2,泊松比為0.26,密度為7 800 kg/m3。定義單元類型為Solid45后進行網格劃分,網格尺寸為50 mm。外部激勵載荷主要為推力,及導彈定向件與導軌的碰撞接觸力。導彈等效應力應變圖如圖7所示。

推力偏心存在情況下,導彈后定向件凹槽處受載嚴重,最大變形量為0.015 941 mm,最大應力值為1.868 1 MPa。定向件彈性變形使導彈在發射過程中的接觸碰撞加劇,因此,在導彈設計過程中,應充分考慮導彈推力偏心對后定向件的過載影響,減小受載變形量。

4.2 閉鎖力影響因素

導彈閉鎖裝置位于發射筒內,為導彈提供閉鎖力,使導彈不會在運輸、起豎及推力不足時從發射筒內滑下或因慣性作用向前滑動[10]。閉鎖力是影響導彈離軌擾動的重要因素。閉鎖力過小,導彈在發射筒中下滑,增加了導彈在導軌上滑行時長;閉鎖力過大,增加了發射裝置的負擔。選取最優閉鎖力,降低導彈在軌滑行階段受隨機激勵的影響,減小導彈離軌擾動,具有重要的意義。

根據文獻[2]及經驗,在對閉鎖力設置時通常為彈重的1.6～12.5倍,并通過具體實驗及經驗公式確定數值。文中在文獻[2]提供的閉鎖力參考值基礎上,結合某型地空導彈發射裝置具體結構,分別研究了56 kN、64 kN、80 kN、88 kN、112 kN閉鎖力對導彈離軌擾動及發射筒振動響應。導彈發射彈體姿態參數如表2所示,發射筒筒口高低及方位線速度如圖8、圖9所示。

表2 導彈姿態參數

由表2數據分析可知,閉鎖力增加,彈體離軌速度有所增加,但增加幅度較小。當閉鎖力為64 kN時,彈體離軌擾動相對有所降低,但當閉鎖力繼續增加時,彈體俯仰角速度和偏航角速度均增大,彈體初始擾動增加。離軌擾動在閉鎖力為64 kN時取得最優值。

閉鎖力解鎖及導彈出筒時刻,因閉鎖力的突變,發射筒出現振動響應。彈體出筒后,在柔性體構件及液壓支撐桿作用下,筒口振動逐漸趨于穩定。因此,在滿足設計要求前提下,應盡量減小閉鎖力,減小閉鎖裝置對發射裝置帶來的負擔和彈體的初始擾動。

5 結論

文中通過建立傾斜發射裝置剛柔耦合模型,對發動機推力偏心及閉鎖力對導彈的初始擾動進行了研究分析,得到如下結論:

1)推力偏心是引起導彈發射過程偏航角及滾轉角擾動變化的重要因素,且使導彈在發射過程中后定向件受載嚴重,應加大后定向件剛度,減小受載變形帶來的碰撞振動。

2)閉鎖力大小與初始擾動并非呈現線性變化,應盡量尋求最優閉鎖力,減少閉鎖力對裝置的負擔和導彈的離軌擾動。