燃氣射流載荷和風載荷對適配器分離影響研究*

殷 鑫,宋雙婧,于騏瑞,王新星,趙 鑫,李 軍

(1 南京理工大學機械工程學院,南京 210094;2 湖北江山重工有限責任公司,湖北襄陽 441000;3 中國兵器工業導航與控制技術研究所,北京 100089)

0 引言

對于采用傾斜發射的火箭炮,因其火箭彈較重,為了減小離軌瞬間因重力造成的彈頭下沉而引起的起始擾動,常常采用同時離軌技術予以解決。同時離軌是指火箭彈的前后定心部同時與發射裝置脫離約束,這樣火箭彈重力對質心的重力矩就不存在了,火箭彈缺少俯仰的力矩輸入,就可以避免由于火箭彈初速較低而帶來的超過規定的俯仰角或者角速度,文中通過在低軌與火箭彈之間采用適配器的方式實現火箭彈的同時滑離。適配器技術[1]在火箭彈中應用較少,但在導彈中應用廣泛。國外的導彈武器如“北極星”導彈、“三叉戟”導彈等均已經成功的采用了該技術,中國多種類型導彈發射也采用了適配器技術。

RUDD等利用EPDM作為適配器的本體材料,建立了適合MX導彈系統所需的空心適配器[2]。秦麗等提出了用火箭彈彈性適配器實現被動控制發射[3]的新方法。董貴使用有限元軟件SAP5對某型導彈發射系統適配器的強度進行了計算[4]。施俊凱設計了計算適配器受風載作用時在空中運動軌跡的軟件,并做了可視化開發[5]。高強等研究了分離力作用在不同位置及風速不同時對適配器分離過程的影響[6]。黃聰基于流體力學計算軟件對風載荷做了詳細的研究,并將結果加載到適配器上,研究了適配器空中運動軌跡[7]。

前人的研究都是建立在冷發射導彈基礎上的,即只考慮風載荷的影響。但這在火箭彈中是不適用的,因為適配器在與火箭彈分離后,還會受到火箭彈燃氣射流沖擊載荷作用,文中在研究適配器分離運動時,提出了一種簡化的燃氣射流沖擊力的加載方法,并運用ADAMS軟件研究適配器的分離運動,分析其落點位置是否安全及在分離過程中是否會與火箭彈發生二次碰撞。

1 適配器結構

適配器結構包括適配器主體、解鎖桿、彈簧導桿、分離彈簧和彈簧墊片。適配器位置示意圖及結構圖如圖1所示。當火箭彈發射時,適配器在彈簧導桿的帶動下隨火箭彈一起運動,在適配器運動到發射箱口部時,適配器底面與低軌分離,適配器底部完全放開,在彈簧預緊力的作用下,適配器會與火箭彈快速分離,防止其對火箭彈的飛行造成影響。

圖1 適配器位置示意圖及結構圖

2 ADAMS建模與分析

2.1 剛體建模及坐標系定義

將發射箱實體模型進行簡化,得到如圖2所示剛體分析模型(隱去了蒙皮和一部分側梁)。文中所涉及坐標系如下:

1)全局坐標系OXYZ,坐標原點O位于發射箱下軌后端,與下軌后端中點重合,X軸與火箭彈0°射角時方向相同,Z軸垂直向上,Y軸滿足右手螺旋法則。

2)火箭彈坐標系O1X1Y1Z1,用于加載火箭彈推力曲線,坐標原點O1與火箭彈質心重合,X1軸沿火箭彈彈軸方向,指向箱口方向為正,Z1軸垂直于低軌平面,指向上方,Y1軸滿足右手螺旋法則。

3)適配器坐標系O2X2Y2Z2,坐標原點O2與適配器質心重合,X2、Y2、Z2坐標軸方向分別與X1、Y1、Z1坐標軸方向一致。

圖2 發射箱剛體模型

2.2 接觸關系及邊界條件定義

文中發射箱剛體模型中存在的接觸關系有:適配器主體與火箭彈,適配器主體與下軌,火箭彈與下軌,定向鈕與閉鎖擋彈裝置,適配器主體與彈簧墊片,彈簧墊片與火箭彈。

文中模型為剛體模型,不考慮發射過程中箱體變形帶來的影響,所以在邊界條件的設定上是將發射箱箱體與大地固連。

2.3 風載荷加載

風載荷以集中力的方式加載在適配器的質心上,計算公式為:

(1)

式中:C為載荷系數;ρ為空氣密度;S為迎風面面積,v為空氣流動速度。

從式(1)中可以知道,風載荷的主要影響因素是物體的迎風面面積及物體與空氣的相對速度。

文中適配器分離彈簧作用位置在距離質心前端70 mm處,所以在適配器與火箭彈分離時,適配器會在彈簧分離力作用下轉動。這樣適配器的迎風面就會時刻變化,同時在實際情況中,空氣中風速大小及方向也是實時變化的。兩種無規則變化會使力F的變化也無規則。為了便于計算,對風載荷做了以下假設:

1)風速大小、方向恒定,始終沿OX軸方向。

2)適配器在空中翻轉過程中,迎風面面積實時變化,但其存在最大值和最小值。如圖3所示,當適配器處在橫向位置時迎風面面積最小,當適配器處在垂直位置時迎風面面積最大。文中假設適配器的迎風面面積恒定,在其它條件不變的情況下,分別取最大迎風面和最小迎風面兩種面積進行研究。

3)假設風力載荷始終垂直作用在適配器迎風面上,即假設適配器在空中姿態不變,這時載荷系數C取最大值1。

圖3 迎風面

文中假設風載荷方向始終沿X軸方向,即適配器運動方向,當沿X軸正向加載時為順風,負向加載時為逆風。1990年到2010年某地區風速統計如表1所示。

表1 風速統計

從表1中可以看出,4 m/s到8 m/s的風速出現的概率最高,所以一種風速選擇6 m/s。同時根據發射要求可知,火箭炮發射時風速不應超過12 m/s,另一種風速選取極端情況12 m/s。同時還選取0 m/s風速,即適配器在空中運動只受空氣阻力,這種情況用來研究燃氣射流簡化加載方法對適配器落點規律影響。

2.4 燃氣射流載荷加載

火箭炮燃氣射流屬于自由射流,其在實際情況下射流主段的軸心速度和徑向速度均按照指數規律衰減,但其變化規律比較復雜,理想的方法是通過實驗獲取燃氣射流流場風速分布數據,但這幾乎是不可能完成的事,文中在研究小組大量實驗測量數據的基礎上,提出了一種簡化處理燃氣射流風速場的方法,對燃氣射流作用區域內燃氣速度變化規律做出如下簡化處理:

1)燃氣在沿火箭彈軸線方向先將速度以一較大斜率衰減到某一值,再以一相對平緩的斜率衰減到0。

2)燃氣在彈徑方向上,從圓心到射流邊界線性衰減到0。

3)燃氣射流流場內任意一點的燃氣速度方向為彈尾圓心與該點連線的方向。

當適配器運動到燃氣射流作用區域內某一點時,燃氣射流對適配器作用如圖4所示。

圖4 燃氣射流作用示意圖

圖4中,O點為火箭彈尾部中心點;B點為適配器在燃氣射流作用區域內的位置;A點為火箭彈軸線上一點,且直線OA垂直于直線AB;C點為直線AB與燃氣射流外邊界的焦點;D點為燃氣射流沿軸線衰減的拐點;r表示OB兩點間距離;r1表示OA兩點間距離;r2表示AB兩點間距離;r3表示AC兩點間距離;s表示燃氣射流從噴口到衰減為0的距離;s1為OD兩點間的距離;θ表示射角;β表示直線OB與火箭彈軸線的夾角,φ表示燃氣射流外邊界與火箭彈軸線的夾角。

因為燃氣射流流速沿火箭彈軸線經過兩段線性衰減最終變為0,所以火箭彈軸線上A點的燃氣射流流速可表示為:

(2)

式中:vO為火箭發動機噴口處燃氣射流流速;vD為燃氣射流沿軸線衰減拐點的流速。

同時,在彈徑方向上,燃氣射流流速從圓心到射流邊界線性衰減到0。所以在求得vA后,可以得到燃氣射流作用區域內B點的燃氣射流流速：

(3)

再將式(3)中求得的速度代入到式(1)中就可得到適配器在該位置時簡化的燃氣射流沖擊載荷。

文中分別選擇距彈尾3 m、6 m、9 m處為燃氣射流速度變化的拐點,即s1分別取3 m、6 m、9 m,同時拐點處速度vD分別取800 m/s和600 m/s進行研究。

3 仿真結果及分析

3.1 適配器落點范圍

根據適配器迎風面面積、適配器拐點位置及拐點位置處速度、風速的大小和方向的不同,分為11種情況研究適配器落點范圍。

情況1和情況2為研究適配器迎風面面積對落點的影響。情況1取最小迎風面面積0.035 m2,情況2取最大迎風面面積0.088 m2,風速取0 m/s,燃氣射流沿軸線衰減拐點為距火箭彈彈尾9 m處,在拐點處燃氣射流速度為800 m/s。此時適配器沿OX方向位移曲線如圖5所示。具體數值如表2所示。

圖5 適配器OX方向位移曲線

情況1情況2落地時間/s0.9510.915落地距離/m7.637.55

情況3到情況7為研究燃氣射流載荷沿火箭彈軸線不同衰減規律對適配器落點的影響。即只改變燃氣射流軸向衰減拐點位置及拐點上燃氣射流速度大小,其他條件與情況1相同。具體情況見表3。

表3 情況列表

此時適配器沿OX方向位移曲線如圖6所示。具體數值如表4所示。

圖6 適配器OX方向位移曲線

情況3情況4情況5情況6情況7落地時間/s0.9721.0000.9650.9971.046落地距離/m7.777.897.767.918.01

情況8到11為不同風速、風向對適配器落點的影響,其他條件與情況1相同,情況說明見表5。

表5 情況列表

此時適配器沿OX方向位移曲線如圖7所示。具體數值如表6所示。

圖7 適配器OX方向位移曲線

情況8情況9情況10情況11落地時間/s0.9540.9550.9450.936落地距離/m7.677.697.387.12

可以得到以下結論:

1)對比情況1和情況2,雖然兩種情況下適配器落地時間不同,但落地時X軸方向位移差別很小,可忽略不計。后續的研究中只取最小迎風面面積作為研究對象。

2)對比情況3到情況7,對于同一拐點位置,拐點處燃氣速度越高適配器落地所需時間越短,適配器沿X方向位移越小;對于同一拐點燃氣速度來說,拐點位置越遠,適配器落地所需時間越短,適配器沿X方向位移越小。

3)對比情況8到情況11,適配器在順風情況下沿X方向位移隨風速增加而增大,但變化不大,所以順風風速對適配器落點影響可忽略不計。適配器在逆風情況下位移隨風速增加而有明顯減小,從風速0到風速12 m/s減小了0.51 m。

4)綜合考慮情況1到情況11,可知情況11中適配器落點最近為7.12 m。

情況7中適配器落點最遠為8.01 m。已知發射車長12 m,因此在68°高低射角下,如果發射過程中方向角為0°,在發射過程中適配器會落到車上,存在安全隱患。

3.2 適配器與火箭彈二次碰撞問題

適配器與火箭彈發生二次碰撞只可能出現在適配器還沒越過火箭彈彈尾的階段,此階段適配器只受風載荷的影響。已知在順風情況下,風載荷對適配器的作用方向是向前的,這會加速適配器與火箭彈的分離。但逆風情況則正好相反,風載荷會將適配器往靠近火箭彈的方向作用。文中選取情況11來研究適配器與火箭彈二次碰撞問題,此時適配器與火箭彈相對位置關系如圖8所示。

圖8 適配器與火箭彈相對位置曲線

從圖8中可以看出,初始時刻,適配器距火箭彈彈尾4.16 m,在t=0.766 s時,軸向距離變為0,即火箭彈彈尾追上了適配器。在這個過程中,適配器與火箭彈分離后其徑向距離是逐漸增大的,在t=0.766 s時已經達到1.5 m,所以適配器不會與火箭彈發生二次碰撞。

4 結論

文中利用ADAMS軟件對某型火箭彈與適配器分離情況進行了計算和分析,提出了一種簡化的燃氣射流載荷加載方法,分析了不同風速、風向及燃氣燃速衰減規律時的適配器落點范圍及與火箭彈的二次碰撞問題,可以為分離方案的確定和適配器結構方案確定提供參考。由于文中對燃氣載荷及風載荷的加載做了一定的簡化,所以仿真結果與實際情況有一定的偏差。