某车载倾斜发射装置初始扰动影响因素分析*

李 敏,王学智,李 超,杜振宇

(空军工程大学防空反导学院,西安 710051)

0 引言

导弹在发射过程受多种扰动因素影响,引起发射装置振动响应,致使导弹初始偏差过大。弹架振动对发射精度有较大影响,可能增加导弹的初始扰动;使导弹在定向器上产生较大弯曲,并在导弹滑离后弯曲恢复而继续振动;对安装在导弹上的陀螺仪装置,系统振动使其基准随振动变化[1]。文中研究对象为某倾斜车载导弹,该导弹在初制导阶段仅由导弹控制系统中姿态稳定控制系统实现对导弹姿态稳定。因此对发射阶段初始基准偏差要求高。在初始扰动因素上国内研究较多,如杜振宇的“某型车载导弹影响因素分析”研究了发动机不稳定推力、燃气流冲击力和关键构件柔性变形对导弹发射过程动力学影响;刘馨心研究了缓冲装置对某导弹推力偏心和弹筒间隙的影响及调节作用;陈阵等通过建立火箭弹在半约束期的运动微分方程,以随机激励来代替火箭弹的质量偏心和动不平衡,研究了火箭弹初始扰动域。但上述研究均未考虑推力偏心及闭锁力对导弹发射的初始扰动作用。

文中建立了导弹在发动机推力偏心影响因素下的发射动力学方程,建立了倾斜发射装置刚柔耦合模型,分析了推力偏心对导弹发射动力学过程影响,利用有限元技术研究了导弹在推力偏心下的受载情况。同时研究了不同闭锁力对导弹发射姿态及发射筒振动响应的影响,寻出最优闭锁力,将闭锁力的初始扰动降到最低。

1 发射系统

发射系统主要由调平油缸、发射车车体、托架、起竖油缸、起落架、发射筒、导轨、导弹等组成。导弹在发射筒中,通过前后定向件及闭锁装置固定在导轨上[2]。发射架通过耳轴与托架连接,起竖油缸通过转动副与发射架与拖架相连。柔性变形是影响发射系统振动的重要因素之一,因此将发射系统关键构件如车架、拖架、发射架进行柔性化处理,其他构件为刚体[3]。导弹发射系统拓朴结构如图1所示。

2 导弹发射动力学方程

通过达朗伯原理和动静法来建立导弹发射过程的动力学数学模型。在质点系运动的任意瞬间,每一个质点系上的主动力,约束力和该质点的惯性力构成矢量平衡关系,该力系对于任一点的主矩也为零。这种由达朗原理提供的按静力学平衡方程的形式来写质点动力学方程的方法,即为动静法[4]。其方程表示为:

(1)

式中:F、M0(F′)为作用于质点系上的主动力和力矩;N、M0(N′)为作用于质点系上的约束力和力矩;Q、M0(Q′)为作用于质点系上的惯性力和力矩。

导弹在发射过程中主要受到发动机推力、重力、导轨摩擦力、支反力、气动力作用。导弹在发射坐标系下,质心运动的动力学方程为:

(2)

导弹所受的惯性力为：

Q=-m·a

导弹绕质心旋转的动力学方程可表示为:

(3)

式中:Mx,My,Mz分别为惯性力矩在弹体坐标系各轴上的分量;

其中:

MxQ=-[Jxεx+(Jz-Jy)ωzωy]

MyQ=-[Jyεy+(Jx-Jz)ωxωz]

MzQ=-[Jzεz+(Jy-Jx)ωyωx]

图2表示有推力偏心存在时推力对导弹的作用情况。图中x,y,z分别为导弹的纵轴及横轴;Oo为质心;G为推力作用线与导弹赤道平面的交点;Px,Py,Pz是x,y,z轴的推力分量;e是推力偏心矩。当推力偏心存在时推力是:

(4)

推力偏心矩的分量是：

(5)

将推力P及推力分量MP1代入质心运动(2)及旋转动力学方程(3)即可得到导弹在半约束状态下的动力学方程。

3 刚柔耦合模型

3.1 模型简化

发射装置是由机械、电子、液压系统组成的复杂机械系统,在建模过程中根据其结构特点,将模型简化为车架、转台、发射架、液压支撑油缸、4个发射筒及4枚导弹。在SOLIDWORKS中将模型保存为PARASOLID格式,导入ADAMS中,各组成部分质量、质心及转动惯量等结构参数均等效实体结构。简化后刚体模型如图3所示。

3.2 柔性体模型

刚性体在运动仿真中忽略了构件的柔性变形及模态变化,因此简单的多刚体运动不能充分描述导弹在发射过程的动力学特性[5]。文中采用刚柔耦合模型,对发射装置关键构件,如车架、转台和发射架在ANSYS中进行柔性化处理。根据装置实际结构,设置弹性模量为(1.9e+011) N/m2,泊松比为0.26,密度为7 300 kg/m3,网格划分大小为50 mm。在各运动副连接处的外部节点建立刚性区域,定义各构件边界条件和模态求解后,输出模态中性文件MNF。在ADAMS中读取模态中性文件,并删除原刚性体,完成刚柔耦合模型的建立[6]。

3.3 约束条件

转台与车架间为方向机,控制转台方位角度,并在发射过程中将转台锁死。因此在车架与转台之间添加一个转动副和扭簧。

起落架与转台通过耳轴相连接,由液压支撑油缸来控制起落架俯仰发射角度。起落架与转台耳轴处添加三个转动副,与支撑杆为转动副连接;支撑杆与油缸为滑动副约束。

发射筒固连在发射架上,由固定副约束;导弹与发射筒导轨均为刚性体由滑动副约束。

导弹在发射过程中与导轨发生碰撞产生的力为接触力,通过ADAMS中contact实现约束。导弹前定向件与导轨有5组接触力,后定向件与导轨有4组接触力,接触力计算类型为IMPACT函数法[7]。结合该型发射装置实际结构,接触力参数设置如表1所示。

3.4 外部激励

1)发动机推力

发动机推力由系统力和脉动力构成,文中只考虑发动机系统力的作用,并通过发动机实验点火数据,运用ADAMS中AKISPL函数进行拟合,得到发动机推力曲线。

表1 接触力参数

2)闭锁力

导弹后端垂直面正上方和正下方分别设置有锁紧槽,用于导弹在贮运发射筒内的纵向闭锁;导弹装入贮运发射筒后,闭锁机构按照要求加上闭锁力[8]。在导弹尾部设置推力传感器,当推力值达到设定值时,固定约束副自动解锁,导弹发射出筒。

4 仿真及结果分析

4.1 推力偏心影响因素

导弹发动机在设计、装配中的装配误差,生产过程中的形位误差,以及在火药燃烧后对发动机管壁、喷口的不均匀腐蚀作用都可能会使发动机产生侧向力,导致推力线与导弹主轴和质心偏移[9]。推力偏心不可避免,但推力偏心达到一定极限,必然对弹架系统振动响应产生重要影响。推力对发射系统振动的激励是一个随弹移动的随机载荷,发动机推力偏心距曲线和推力偏心角曲线可由实验测得。为便于仿真实现,在仿真中对采集数据取平均值。取偏心矩为0.4 mm,偏心角为0.46°,并以ADAMS中三分量力形式将该推力曲线作用在导弹底部。仿真结果如图4～图6所示。

图4～图6中红色曲线及蓝色曲线分别为导弹在正常推力及推力偏心情况下的仿真曲线。在闭锁力解锁前,两者情况下导弹的俯仰角速度、偏航角速度及滚转角速度曲线几乎重合,说明推力偏心对导弹发动机点火至闭锁装置解锁段影响较小。0.2 s闭锁装置解锁,导弹发生剧烈振动,并在导轨上开始滑动。两种推力下导弹均发生剧烈振动,但相对正常情况下,有推力偏心下的导弹在俯仰角上受迫振动较弱,在偏航角与滚转角上受迫振动更为剧烈。发动机推力一部分转化成导弹侧向力,导弹在运动过程中定向件侧面不断与导轨发生接触碰撞,使导弹在偏航角与滚转角上变化更加剧烈。

为更好反映推力偏心对导弹发射过程的受载情况影响,利用ANSYS对推力偏心下导弹进行等效应力应变分析。在ANSYS中对导弹定义材料属性,弹性模量为(2.06e+011) N/m2,泊松比为0.26,密度为7 800 kg/m3。定义单元类型为Solid45后进行网格划分,网格尺寸为50 mm。外部激励载荷主要为推力,及导弹定向件与导轨的碰撞接触力。导弹等效应力应变图如图7所示。

推力偏心存在情况下,导弹后定向件凹槽处受载严重,最大变形量为0.015 941 mm,最大应力值为1.868 1 MPa。定向件弹性变形使导弹在发射过程中的接触碰撞加剧,因此,在导弹设计过程中,应充分考虑导弹推力偏心对后定向件的过载影响,减小受载变形量。

4.2 闭锁力影响因素

导弹闭锁装置位于发射筒内,为导弹提供闭锁力,使导弹不会在运输、起竖及推力不足时从发射筒内滑下或因惯性作用向前滑动[10]。闭锁力是影响导弹离轨扰动的重要因素。闭锁力过小,导弹在发射筒中下滑,增加了导弹在导轨上滑行时长;闭锁力过大,增加了发射装置的负担。选取最优闭锁力,降低导弹在轨滑行阶段受随机激励的影响,减小导弹离轨扰动,具有重要的意义。

根据文献[2]及经验,在对闭锁力设置时通常为弹重的1.6～12.5倍,并通过具体实验及经验公式确定数值。文中在文献[2]提供的闭锁力参考值基础上,结合某型地空导弹发射装置具体结构,分别研究了56 kN、64 kN、80 kN、88 kN、112 kN闭锁力对导弹离轨扰动及发射筒振动响应。导弹发射弹体姿态参数如表2所示,发射筒筒口高低及方位线速度如图8、图9所示。

表2 导弹姿态参数

由表2数据分析可知,闭锁力增加,弹体离轨速度有所增加,但增加幅度较小。当闭锁力为64 kN时,弹体离轨扰动相对有所降低,但当闭锁力继续增加时,弹体俯仰角速度和偏航角速度均增大,弹体初始扰动增加。离轨扰动在闭锁力为64 kN时取得最优值。

闭锁力解锁及导弹出筒时刻,因闭锁力的突变,发射筒出现振动响应。弹体出筒后,在柔性体构件及液压支撑杆作用下,筒口振动逐渐趋于稳定。因此,在满足设计要求前提下,应尽量减小闭锁力,减小闭锁装置对发射装置带来的负担和弹体的初始扰动。

5 结论

文中通过建立倾斜发射装置刚柔耦合模型,对发动机推力偏心及闭锁力对导弹的初始扰动进行了研究分析,得到如下结论:

1)推力偏心是引起导弹发射过程偏航角及滚转角扰动变化的重要因素,且使导弹在发射过程中后定向件受载严重,应加大后定向件刚度,减小受载变形带来的碰撞振动。

2)闭锁力大小与初始扰动并非呈现线性变化,应尽量寻求最优闭锁力,减少闭锁力对装置的负担和导弹的离轨扰动。