火箭橇試驗無擾動分離優(yōu)化設計

張晨輝，楊 洋，楊 珍，張喆昊

(1 中國兵器工業(yè)試驗測試研究院，陜西華陰 714200；2 西安工業(yè)大學，西安 710072)

0 引言

近年來，火箭橇試驗已成為常規(guī)戰(zhàn)術彈箭引戰(zhàn)系統(tǒng)終點效應考核的主要試驗方法[1]。火箭橇是沿專用滑軌貼地高速滑行的地面大型綜合試驗測試系統(tǒng)，終點效應考核驗證試驗是通過固體火箭發(fā)動機進行加速，當達到指標速度時運用火箭橇專用分離方式，實現(xiàn)彈箭引戰(zhàn)系統(tǒng)與火箭橇分離，使前者按設計要求的速度和攻角單獨侵徹目標。由于著靶攻角對戰(zhàn)斗部侵徹過程的橫向載荷不對稱效應，導致彈道發(fā)生偏轉，降低其終點侵徹效應，因此對于單一動能或隨進侵徹戰(zhàn)斗部，著靶攻角越小越有利于侵徹效果[2]。隨著我國武器裝備試驗鑒定體系的不斷完善與發(fā)展，對彈箭引戰(zhàn)系統(tǒng)的實戰(zhàn)化和極限戰(zhàn)標下的可靠性驗證提出了更高的要求，例如：彈箭引戰(zhàn)系統(tǒng)終點效應試驗中，要求能夠精確地模擬出其戰(zhàn)標要求的極限攻角，故試驗中著靶攻角與戰(zhàn)標要求的極限攻角偏差越大，橫向載荷不對稱效應越明顯，對彈箭引戰(zhàn)系統(tǒng)侵徹效果影響也越大。

火箭橇試驗中戰(zhàn)斗部動態(tài)分離過程會受到分離結構沖擊、氣動環(huán)境、隨機擾動等因素影響，戰(zhàn)斗部的極限攻角精確模擬極為困難，從以往試驗實測數(shù)據(jù)看，達到技術指標要求的不足50%，嚴重影響了使用方對型號引戰(zhàn)系統(tǒng)功能、性能的總體評估，因此，提出了開展火箭橇試驗戰(zhàn)斗部侵徹攻角精確控制技術研究。

1 研究方案

從火箭橇試驗中戰(zhàn)斗部攻角控制技術出發(fā)，開展分離裝置結構設計、時空位置設計技術的研究，結合彈箭分離系統(tǒng)、分離空間和分離穩(wěn)定的相關優(yōu)化設計，形成分離起始狀態(tài)穩(wěn)定、激波擾動影響小、具有合理數(shù)學模型架構的無擾動分離結構及相關設計方法，實現(xiàn)攻角控制偏差≤±0.5°的指標要求。

1)分離裝置結構設計

結合戰(zhàn)斗部氣動外形，在已有結構基礎上，主要以消除起始狀態(tài)不穩(wěn)定機械干涉為目標條件，進行火箭橇約束及分離結構的優(yōu)化設計，運用仿真計算對設計結果進行評估與優(yōu)化。

2)分離時空位置設計

結合工程實際，優(yōu)化設計彈橇分離時空位置變化過程，通過總體結構、水剎阻力裝置與戰(zhàn)斗部的融合設計優(yōu)化，減少分離過程中的機械接觸時間與機率，消除機械干涉。

2 優(yōu)化設計方法及驗證

2.1 攻角控制技術[3]

針對火箭橇試驗中戰(zhàn)斗部易受機械干涉、攻角難以控制的問題，進行分離裝置結構優(yōu)化及分離時空位置設計，采用主動控制方法，改變導彈引戰(zhàn)系統(tǒng)在軌力學環(huán)境，減小彈橇分離過程中橇體對戰(zhàn)斗部的擾動，達到精確控制彈箭引戰(zhàn)系統(tǒng)著靶攻角的目的。

彈箭引戰(zhàn)系統(tǒng)終點效應火箭橇試驗中，戰(zhàn)斗部與火箭橇通過爆炸螺栓起爆方式解除彈橇約束，利用彈橇分離系統(tǒng)及地面攔截系統(tǒng)實現(xiàn)戰(zhàn)斗部與火箭橇分離，戰(zhàn)斗部單獨侵徹靶標，達到彈箭引戰(zhàn)系統(tǒng)終點效應考核的目的。通常試驗前采用數(shù)值仿真方法進行攻角預示，將彈橇分離過程的仿真分析分解為穩(wěn)態(tài)求解和運動計算兩個部分，穩(wěn)態(tài)求解運用商用的流體仿真軟件ANSYS CFX，運動計算采用基于四階龍格-庫塔法[4-5]的自編程序進行，獲取運動過程中戰(zhàn)斗部攻角時空變化趨勢。

2.2 分離裝置結構優(yōu)化設計

將火箭橇橇體上的約束裝置、爆炸螺栓、滑靴等用于彈橇航/豎向分離的部件定義為分離裝置。某單軌火箭橇試驗設計中采用分離裝置與弧形滑軌配合的方式，實現(xiàn)被試品與橇體航豎向分離，優(yōu)化前結構外形如圖1所示。試驗過程中橇體滑行至弧軌段在中約束裝置連接板位置會出現(xiàn)變形，導致被試品與橇體發(fā)生機械干涉，橇體對被試品施加較大的干擾力，并改變被試品理論氣動力學環(huán)境，最終著靶攻角不滿足試驗技術要求。為此在火箭橇中約束裝置連接板處增加一部滑靴，防止中約束裝置位置連接板豎向變形，使得橇體通過弧形滑軌時結構不發(fā)生大變形，進而減小分離裝置起始狀態(tài)、分離過程對攻角控制的影響，優(yōu)化后橇體結構如圖2所示。

圖1 優(yōu)化前結構外形

圖2 優(yōu)化后結構外形

為評估結構優(yōu)化后被試品與橇體接觸情況，研究被試品與橇體分離狀態(tài)，采用結構動響應分析橇體監(jiān)測點位移及應力隨時間變化情況。對火箭橇和弧形滑軌的耦合方式建立實體模型，采用有限元軟件進行網格劃分，選用彈塑性隨動硬化材料模型作為火箭橇和鋼軌的本構模型，按照橇軌配合方式、彈橇配合形式建立接觸模型，設定被試品前部和尾部的腹部與前約束裝置和后約束裝置的接觸點分別為監(jiān)測點A和C，橇體前約束裝置和后約束裝置的相應接觸點分別為監(jiān)測點B和D，動響應計算結果如圖3～圖4所示。

圖3 橇體進入弧形滑軌后0.001 s時刻應變圖

圖4 橇體進入弧形滑軌后0.027 s時刻應變圖

接觸點分離曲線如圖5所示，顯示監(jiān)測點A，B，C，D豎向坐標隨時間變化趨勢，監(jiān)測點A，C始終未與監(jiān)測點B，D發(fā)生交叉現(xiàn)象，說明橇體在滑靴的約束下與被試品順利分離，結合圖4可知，雖然橇體中部出現(xiàn)塑性變形，但此時橇體已與被試品分離，不會對被試品產生影響，優(yōu)化后的結構消除了分離過程機械干涉。

圖5 接觸點豎向位移隨時間的變化曲線

基于分離裝置優(yōu)化設計，開展火箭橇試驗驗證，并采用專業(yè)軟件進行火箭橇試驗測試數(shù)據(jù)處理與分析，優(yōu)化設計前后試驗過程中被試品飛行過程翻轉力矩變化如圖6所示，優(yōu)化設計前后試驗過程中被試品飛行過程攻角變化及試驗實測攻角變化趨勢如圖7所示。

圖6 火箭橇被試品分離過程翻轉力矩變化對比圖

圖7 火箭橇被試品分離過程攻角變化對比圖

由圖6～圖7可知，該火箭橇分離結構優(yōu)化設計前由于分離初始狀態(tài)下的機械干涉，使得被試品所受翻轉力矩出現(xiàn)“失真”；通過分離裝置結構優(yōu)化設計后，消除了該型火箭橇的結構分離干涉，被試品飛行姿態(tài)仿真結果與試驗實測結果變化趨勢基本保持一致，且著靶攻角偏差為0.2°，滿足攻角控制偏差≤±0.5°的指標要求。

2.3 彈橇分離時空位置設計技術

雙軌火箭橇試驗中爆炸螺栓起爆后，被試品與橇體在氣動力及制動裝置力的作用下各自滑行，要保證彈橇之間無擾動分離，在橇體撞擊攔截裝置之前確定彈橇之間航向必須拉開一定距離，以防橇體撞擊時刻發(fā)生變形、被試品轉動角度的情況下兩者發(fā)生機械干涉，也就是橇體撞擊攔截裝置前運行距離存在最小值Lmin，如圖8所示。

圖8 火箭橇試驗彈橇分離系統(tǒng)

實際試驗中橇體撞擊攔截裝置時刻彈橇間航向拉開距離與理論設計值有所偏差，故理論設計中應給出余量，應合理設計制動裝置長度L1、軌段與攔截裝置間距L2、攔截裝置與靶標間距離L3，既保證無擾動分離又能滿足攻角控制要求，由上述可知Lmin為L1與L2之和的最小值。

對于質量較大的被試品，在氣動升力的作用下，起始段與橇體在豎向拉開距離不大，若分離時空位置設計不合理，將導致被試品與橇體發(fā)生機械干涉，影響試驗著靶攻角結果。根據(jù)被試品的外形尺寸，橇體分為兩道或三道立柱，如圖9所示，為保證彈橇間無擾動分離，兩道立柱的橇型，航向拉開距離最小值應設計為后立柱寬度的2倍以上，三道立柱的橇型，航向拉開距離最小值應設計為中、后立柱間距與中立柱寬度之和，即保證被試品尾部順利通過中立柱。

圖9 兩種橇型火箭橇試驗平臺

以兩道立柱的橇型為例，某試驗中預制攻角為3°，攻角要求控制在2°～3°范圍內，彈橇分離速度為785 m/s，經測量后立柱寬度為85 mm，由上述分析可知，航向拉開距離最小值應為170 mm。本橇體長度為4 m，如圖8所示，為保護軌面不受損壞，L2設計為4 m，采用VB自編程序由航向拉開距離最小值進行反算，制動裝置長度L1約為12 m。假定L3值為5 m，攔截裝置長度為1 m，開展被試品攻角動態(tài)數(shù)值計算，以進入制動裝置位置為時空位置零點，得出橇體運行距離、被試品攻角、彈橇航向拉開距離隨時間變化情況，如表1所示。

表1 各時刻被試品及橇體飛行參數(shù)變化情況

經計算，橇體運行22 m攻角為1.81°，不滿足著靶攻角2°～3°的技術要求，當橇體運行距離為20 m時，被試品攻角為2.03°，滿足著靶攻角技術要求，同時撞擊攔截裝置時刻(16 m處)彈橇間拉開距離為174 mm，滿足航向拉開距離最小值為170 mm的要求，因此通過彈橇分離時空位置設計，L1，L2，L3分別設計為12 m，4 m，3 m。

試驗后觀察高速錄像，被試品與橇體順利分離且被試品著靶攻角為2.32°，與仿真偏差為0.29°，故采用時空位置設計技術保證了彈-橇通過彈橇分離系統(tǒng)過程無擾動分離，又滿足了攻角控制偏差≤±0.5°的要求。

3 結論

通過開展火箭橇無擾動分離設計技術研究，形成了火箭橇無擾動彈橇分離結構優(yōu)化設計方法，通過分析相應火箭橇試驗測試數(shù)據(jù)，驗證了火箭橇彈橇分離裝置結構優(yōu)化及分離時空位置設計的可行性及科學性，達到了火箭橇試驗戰(zhàn)斗部攻角控制偏差≤±0.5°的指標要求，為彈箭引戰(zhàn)系統(tǒng)終點效應考核火箭橇試驗中戰(zhàn)斗部攻角設計與控制提供參考。