气液压弹射动力学影响参数分析

【装备理论与装备技术】

气液压弹射动力学影响参数分析

张永亮a，范文欣a，田野b

(中北大学a.机械与自动化学院；b.机电学院, 太原035100)

摘要：为了研究气液压弹射系统动力学参数的影响，通过建立含有蓄能器、液压缸、滑轮组和涡轮阻力器的动力学控制方程，并利用MATlab编写了计算程序；在此基础上，忽略管道接口和气液压阀的流动细节问题，对影响弹射系统效率的因素进行仿真分析并对各参数进行分析；结果表明：蓄能器充油压力、蓄能器容积和液压系统的阻尼特性是影响发射距离和发射起飞速度的关键参数，因此在一定范围内通过调节气液压能源系统参数和改善系统的性能，有助于提高弹射速度、加速度和效率，同时为工程研制提供了重要的理论参考。

关键词：气液压；动力学；弹射；仿真计算

收稿日期：2014-09-15

作者简介：张永亮(1989—)，男，硕士，主要从事振动与噪声控制研究。

doi:10.11809/scbgxb2015.01.016

中图分类号：TJ-9

文章编号：1006-0707(2015)01-0056-04

本文引用格式：张永亮，范文欣，田野.气液压弹射动力学影响参数分析[J].四川兵工学报，2015(1):56-59.

Citationformat:ZHANGYong-liang,FANWen-xin,TIANYe.StudyonDynamicEjectionForceofNumericalParametersofPneumaticandHydraulicLaunching[J].JournalofSichuanOrdnance,2015(1):56-59.

StudyonDynamicEjectionForceofNumericalParametersof

PneumaticandHydraulicLaunching

ZHANGYong-lianga, FAN Wen-xina, TIAN Yeb

(a.SchoolofMechanicalandPowerEngineering;b.SchoolofMechantronicsEngineering,

NorthUniversityofChina,Taiyuan035100,China)

Abstract:In order to study the effects of gas dynamic hydraulic catapult system parameters, the flow details pipe interface and a hydraulic valve were ignored, and the simulation analysis of the factors affecting the ejection system efficiency and the various parameters were analyzed on the basis of the establishment of energy storage device containing dynamics, hydraulic cylinder, a pulley block and a turbine damper control equation, and written computer program by using the MATlab. The results show that the damping characteristics of oil filled pressure accumulator, the accumulator volume and the hydraulic system are the key parameters affecting the launch distance and the launching speed, so the performance of solar term by adjusting hydraulic energy system parameters and improving the system in a certain range are benefit in improving the ejection velocity, acceleration and efficiency, which can provide an important reference for engineering development.

Keywords:pneumaticandhydraulic;dynamicmodels;ejection;simulation

气液压弹射作为一种基于新型能量转换方式的弹射技术，具有弹射质量范围广、过载均匀、操作简单、可重复使用、无声/光/热效应等优点，在模拟训练靶标发射、无人机/舰载机弹射、火箭导弹软发射以及火箭导弹发射过程动态模拟等方面具有宽广的应用前景。目前，国内外学者已对该项技术进行了大量研究，其中国外以美国和德国发展较为成熟[1,2]，国内以李悦等[3-5]以无人机弹射为背景研究为主，并获得了一定的成果。

本文基于气液压系统原理和发射相关理论，建立了发射物的运动及动力学模型，并利用Matlab编写了仿真计算程序。通过将计算模型与文献试验结果对比来验证模型的可靠性，并对影响发射效率的相关参数进行灵敏度分析，为气液压发射装置的工程研制提供理论依据。

1气液压弹射模型

气液压弹射器主要由气体蓄能器、液压回路与控制系统、高速液压缸/高速气压缸(用于小质量对象弹射)、高效滑轮组、移动式台架、滑行小车以及水涡轮等部件构成，设备的整体结构形式如图1所示。

1.1蓄能器

蓄能器形式多种，按结构可分为气液直接接触式、活塞式、隔膜式、气囊式。通常蓄能器在加液前，要预先用充氮机充入一定量的氮气，之后加液来达到额定工作压力储存能量，其下端通过液压管与液压缸相连接，达到高压放油的目的。由于放油过程是非常短暂的，可以当绝热过程处理；蓄能器的充油过程较长，可认为是等温过程。假设蓄能器气囊内的气体为理想气体，根据波义尔定律有：

1.2液压缸驱动系统

液压缸驱动系统为将蓄能器中气体的内能转化为活塞杆动能的装置，见图2。整个系统进行了简化，假设复杂的接口简化为节流器，液压油不可压缩且流动为层流，同时不考虑泄露问题并忽略大气压强的影响。

图2　液压驱动系统模型

由蓄能器与液压缸之间的气体传递连续性得：

Q*=QΓT

p1为蓄能器油压，p2为液压管路油压，p3为液压缸油压；A0为蓄能器出油口的截面积，A1为液压管道的截面积，A2为液压缸有杆腔活塞有效面积；ma和ca为蓄能器内油液的质量和黏性阻尼系数，m0和c0为蓄能器出油口中油液质量，m1和c1为液压管道中油液质量和黏性阻尼系数，ms和cs为液压缸活塞及活塞杆质量和黏性阻尼系数；x0为蓄能器出油口中油液的位移，x1为液压管道中油液的位移，x为液压缸活塞的位移；Fz为液压缸活塞及活塞杆上的负载力；m*和c*为等效质量和等效阻尼系数，Q*为数字矩阵，Γ为等效矩阵。

1.3增速滑轮组

由于液压缸/气缸的速度难以达到技术指标的要求，必须通过一定增速倍率的转换机构来实现。通过利用动滑轮省力、作用距离增倍的原理和定滑轮改变受力方向的特性，可以实现滑轮组的增速目的。忽略钢丝绳的质量、变形、僵性阻力以及绳轮间的相对滑动，依据参考文献[3]得动滑轮组的动力学方程为

其中：F 为钢丝绳牵引力；x为动滑轮组、液压缸活塞杆的运动位移；F1为滑轮组内第i根钢丝绳受力；mh为动滑轮组的质量；n为滑轮组的倍率；uh为动滑轮组的运动摩擦因数；g为重力加速度。

1.4涡轮阻尼器

涡轮阻尼器主要由定子、转子、工作介质组成，转子和流体工作介质的相对运动产生阻尼力。假设介质静止来建立数学模型,忽略转子叶片与定子叶片之间间隙的影响，计算水涡轮转动时转子和定子的表面作用力和所产生的阻尼力矩

m0为滑车的质量，r为缠绕在阻尼器转盘上的刹车带的有效半径，xw为滑车与涡轮阻尼器作用后的位移，λ为仿真系数，可通过实验或者仿真分析得出。

2弹射动力学模型

在准备发射时，预先将高压氮气通过充气装置充入蓄能器气囊腔，并将弹射物装在被锁住的滑车上，打开闸阀和截止阀，关闭减压阀，液压泵在单向液压阀控制下向蓄能器液压油容腔内充入高压液压油，当充油压力达到预定值，关闭液压泵，此时蓄能器液压油容腔、液压缸有杆腔以及管道内均充满高压液压油，钢丝绳处于紧绷状态，蓄能器气囊腔内高压气体被压缩，使能量储存于蓄能器中。打开弹射按钮，滑车被释放即执行发射动作，蓄能器气囊腔内的高压气体急剧膨胀，迫使蓄能器油腔内的高压油迅速排出，驱动液压缸活塞杆和动滑轮组，弹射物与滑车则在钢丝绳牵引力的作用下沿导轨加速至弹离速度；受行程开关控制，截止阀关闭，减压阀打开，实现迅速卸荷，以消除液压动力。随后滑车受涡轮阻力器的作用而制动停止。

对弹射物和滑车而言，整个发射过程受力如图3所示。

图3　弹射模型

滑车的动力学模型为

-mg(sinθ+ufcosθ)+P(cosφ+ufsinφ)

其中：m为弹射物及滑车的质量；cx为空气阻力系数；cy为升力系数；s为无人机的空气动力参考面积；ρk为空气密度；θ为导轨安装角；φ为弹射物自身推力与其自身纵轴线的夹角；uf为滑车的运动摩擦因数；g为重力加速度；P为弹射物自身推力。

3发射过程数值分析

3.1模型验证

为验证气液压弹射系统模型建立的合理性，采用文献[4]中的试验结果进行验证。试验所采用的条件见表1。

表1　试验工况条件

对比了蓄能器工作0.6s内的压力变化曲线，见图4。从图中可得，理论仿真计算与试验结果误差在允许的范围内，验证了气液压弹射系统简化模型的合理性。

图4　实验数据与理论分析结果对比

3.2影响参数分析

为了研究不同参数对弹射系统发射性能的影响，采用单一变量的方法对各个影响因素在一定范围内变化的几种典型工况进行了分析。本文主要针对液压缸系统的阻尼系数、蓄能器的压力和蓄能器的容积变化对发射距离、速度、蓄能器压力变化和弹射力的影响。为了具有一定的参考标准，仅对弹射系统0.7s内的工作状态进行分析。定义参考工况的设计参数如表2所示。

表2　参考工况计算条件

3.2.1液压系统阻尼系数对弹射的影响

图5为不同阻尼系数下的弹射参数的变化曲线，可得随着液压系统阻尼系数的增大，在0.7s的工作范围内，弹射物的弹射位移随之减小，相应的弹射速度降低。同时，蓄能器的压强降低变缓，弹射力下降加快。阻尼系数C*从0 kN·m/s增加到6 kN·m/s的过程中，速度从5.4 m/s增加到11 m/s，幅值大致增加了2倍；蓄能器的终点压强从11.7 MPa下降到9.6 MPa,降幅约为17.9%；液压系统的弹射力在阻尼系数为0kN·m/s工况下很快将为0kN,这种情况在工程中仅作为一种理想状态。对于阻尼系数为6kN·m/s的工况，从开始工作到0.7s时，弹射力弹射力下降了42.8%。因此，为了保证弹射物在蓄能器压力一定且容积不大的情况下达到预定的速度，须降低液压系统的黏性系数。

图5　不同阻尼系数下的弹射参数

3.2.2蓄能器额定压力对弹射的影响

图6为不同额定充气压力下弹射参数的变化曲线，可得随着充气压力的增大，弹射物的弹射位移和速度均随之增大，充气压力从16MPa到22MPa，弹射位移增加了22%，弹射速度增加了10%左右且速度在0.7s时基本趋于稳定。在0.7s时蓄能器的压力从各自对应的额定值降到相同的最低值，这是由于蓄能器的容积、工作压力和弹射物的质量共同工作用的结果，同时也反映了本算例中给定的参考容积和额定压强在本分析中可通过适当的增大而使得蓄能器压力变化曲线右移；液压系统的弹射力随着蓄能器额定压力的增大而弹力增大，随着弹射物的运动弹力逐渐下降，且额定压力越大系统弹力下降速率越大。

图6　不同额定充气压力下的弹射参数

3.2.3蓄能器容积对弹射的影响

图7为不同蓄能器容积下弹射参数的变化曲线，可得随着蓄能器容积的增大，弹射位移和弹射速度在工作开始一段时间内基本保持相等，随后二者均随充气容积的增大而增大。同理，随着弹射的进行，弹射速度的变化率匀速下降并趋于稳定。蓄能器的容积从20L增大到63L，在0.7s时位移和速度分别增加了25%和47%。蓄能器的工作压力变化受其容积的影响较大，从充气容积20L时的5.5MPa增大到63L时的9.3MPa，前者的压降为65.6%，后者为41.8%。弹力变化曲线随着蓄能器充气容积的增大而下降曲率变缓，从图7中得，在充气体积为40L和63L的工况下，在0.7s时二者的弹力均不为0，说明通过控制蓄能器的充气体积对弹射物的弹射和制动缓冲具有重要影响。

图7　不同蓄能器容积下的弹射参数

4结论

基于气液压系统和运动学原理，利用蓄能器模型、液压系统简化模型、增速滑轮组模型和涡轮阻尼器模型建立了弹射物的发射过程动力学模型，并利用相关文献的实验数据对模型进行了验证。 数值分析结果表明蓄能器充油压力、蓄能器容积和液压系统的阻尼特性是影响发射距离和发射起飞速度的关键参数，因此在一定范围内通过调节气液压能源系统参数和改善系统的性能，有助于提高弹射速度、加速度和效率。 本文的研究结果对气液压发射装置的工程研制提供重要的参考价值。

参考文献：

[1]DICKARDHE.Mini-RPVlaunchsystemconceptualstudy[R].ADA062990,1978：36-114.

[2]VEAZEYGR.Launchandrecoveryofairborneremotelypilotedvehicles[C]//Remotelypilotedvehiclesproceedingsofthefourthinternationalconference.Bristol，England：UniversityofBristol，1984：211-218.

[3]李悦,裴锦华.无人机气液压发射动力学数值仿真[J].机械工程学报,2011(8)：183-190.

[4]吴泊宁，裴锦华.某型无人机导轨起飞装置气液压能源系统的应用[J].南京航空航天大学学报,2005,37(4):289-300.

(责任编辑周江川)