机载内埋武器弹射发射多柔体动力学分析

王清海

(海装武汉局驻洛阳地区军事代表室，河南 洛阳 471009)

0 引 言

机载武器的挂装方式主要有以下四种：外挂式挂装、半埋式挂装、保形式挂装和内埋式挂装[1]。内埋式挂装将机载武器全部挂装在载机机体内部，有效提升了载机的隐身能力和气动性能。但这种挂装需要占用载机一部分内部空间，因此结构设计复杂，难度较大[2]。

在内埋挂装方式下，导弹与发射装置分离时所处的环境异常复杂，使内埋式导弹与载机的分离轨迹和分离姿态与外挂发射方式下的大不相同[3]，可能对内埋导弹的攻击区包线产生影响，造成导弹命中精度下降，甚至会产生导弹发射分离后与载机干涉等影响机弹分离安全性的严重后果[4-5]。加之内埋武器需要满足载机大机动高过载发射和滚转发射，该种状态下的气动力影响和机构柔性动力学影响使弹射分离参数呈现更多的随机性，影响发射安全性[6]。

国内薛飞等[7]在亚跨超声速风洞开展了载机平飞状态下的内埋武器弹射试验技术研究，获得飞行器内埋武器弹射投放物全轨迹图像和气动参数。张群峰等[8]对载机平飞状态下的亚声速和超声速来流的外挂投放和内埋投放进行了数值模拟，得到了亚声速和超声速条件下外挂投放与内埋投放弹体的下落规律。王许可[9]建立了某空空导弹发射系统刚柔耦合动力学仿真模型，得到内埋弹射发射系统结构参数对其发射分离参数的影响规律。刘浩等[10]建立了载机大机动条件下的发射动力学模型，仿真分析了离心力和科氏力对导弹弹射分离参数的影响。国外学者也对机载导弹的弹射分离参数和分离姿态进行了较多的研究，并得到了一定的结论[11-13]。

针对目前载机全包线发射条件下的导弹分离安全性及弹射发射动力学研究的不足，并考虑到刚体动力学模型已无法模拟导弹高速弹射过程中的发射机构的柔性变形，本文针对一种新型的双平行四边形弹射构型，基于有限元法和多体柔性系统动力学方程，创新性地采用多柔体动力学方法仿真分析了在弹射机构推动下的导弹分离速度、角速度、过载、关键部件的动态载荷及弹架系统横向变形。仿真结果表明横向过载对全包线范围内的弹架分离安全性、武器与载机的结构相容性有重大影响，研究分离安全性时必须考虑载机发射时的横向过载，并在柔性仿真分析的基础上，提出了一种能力优化武器系统横向变形的方法。

1 弹射机构构型

对于内埋弹射发射装置来说，主要的功能是保证在全包线发射范围内，导弹以一定的分离姿态和分离参数远离载机，同时满足导弹制导和弹道需求。在这个过程中，发射装置要保证导弹安全地发射离机，导弹不与载机、发射装置和临近位置武器发生干涉碰撞。

1.1 LAU-142/A构型

F-22飞机主武器舱内通过6个LAU-142/A发射装置挂载6枚AIM-120C空空导弹，发射装置结构设计紧凑，弹射行程230 mm，这样即使在发射导弹后发射装置出现故障无法回收，也不会影响载机关闭舱门，导弹弹射分离时间在0.1 s左右[14-15]。

LAU-142/A内埋弹射发射装置模型如图1所示。由上下梁、垂直作动筒、4个L形旋臂和上下同步杆等组成。发射装置弹射导弹时，垂直作动筒推动下梁向下运动，带动两个L形旋转臂绕铰接点随下梁向下运动的同时同步旋转(依靠下同步杆保证)，上边前后两个L形旋转臂跟随绕上梁上的两个铰接点同步旋转(依靠上同步杆保证)，整个运动过程中下梁保持垂直向下运动,达到弹射行程时释放导弹。

图1 LAU-142/A内埋弹射发射装置Fig.1 LAU-142/A buried ejection launcher

此构形的特点如下：

(1) 弹射作动筒垂直布局，效率较高，机构结构紧凑，传力直接；

(2) 采用多级作动筒，产品结构复杂，可靠性差，不利于机构可靠回收；

(3) 采用多级作动筒，弹射行程受限，要使导弹达到一定的分离速度，所需弹射力峰值高，导弹弹射过载较大(15g～20g)；

(4) 多级作动筒末端刚性减小，弹射机构横向整体刚度较差，弹架系统在弹射过程横向变形大。

1.2 双平行四边形构型

为解决LAU-142/A构型在弹射过程中横向变形较大的问题，本文提出一种新型的双平行四边形弹射构型，该构型弹射作动筒水平布置，不占用高度空间，可有效降低产品高度。其机构原理图如图2所示。

图2 双平行四边形构型Fig.2 Double parallelogram configuration

弹射动力系统布置在上梁上，当动力系统驱动活塞杆运动时，驱动臂在前上臂的支撑作用下将会沿前上臂与上梁的绞支点展开，在其展开的过程中将会带动中拉杆和下压杆，并在两部分的共同作用下驱动后上臂和后下臂运动，并沿后上臂与上梁的绞支点展开，从而实现导弹的弹射作用。

此构型的特点如下：

(1) 弹射动力作动筒水平布局，实现导弹垂直运动，产品高度低；

(2) 采用单级作动筒，结构简单，机构回收可靠，挂弹回收平稳；

(3) 弹射动力系统水平作用力通过机构转换为对导弹的垂直作用力，弹射行程大，要达到同样的分离速度所需弹射力峰值低，导弹弹射过载低(10g～14g)；

(4) 弹射机构结构紧凑，驱动臂传力刚度比多级作动筒好，同时中拉杆和下压杆使得机构整体横向刚度好，弹架系统弹射过程横向变形小。

为适应现代战场需求，载机需要在全包线飞行范围内具备导弹发射能力，在有过载条件下发射导弹时，由于惯性力的作用，会使发射装置和导弹整体产生一定的变形和扭转，变形太大，可能会碰撞到舱内其他武器和载机结构，影响弹架系统和载机的结构相容性。因此,有必要进行内埋武器多柔体发射动力学仿真分析，得到导弹分离参数及弹架系统在横向过载下的变形情况。

2 多柔体动力学仿真模型

2.1 主要部件的柔性建模

发射装置主要部件的柔性建模采用有限元分析软件ABAQUS完成，具体如图3～5所示。首先将三维设计的装配实体导入ABAQUS/CAE，然后将需要柔性化的各零部件拷贝到新的model中完成接口界面的定义，并进行网格划分，对导出的.inp文件进行适当处理，从而实现单个零部件的子结构模态分析，即提取相应的固定界面分支保留模态和全部界面坐标的约束模态，最后对这两种模态参数进行Craig-Bampton正交化，从而得到ADAMS可用的Craig-Bampton模态中性文件.mnf，所有零件均采用一阶四节点的四面体单元(单元C3D4)。

图3 各主要部件柔性处理的有限元模型Fig.3 Finite element model of flexible processing of each main component

图4 上梁前四阶固定界面模态振型Fig.4 Mode shapes of front four-order fixed interface of upper beam

图5 驱动臂前四阶固定界面模态振型Fig.5 Mode shapes of front four-order fixed interface of driving arm

2.2 动力曲线

建立动力系统模型和发射装置动力学模型进行联合仿真，得到发射装置弹射导弹过程中的动力曲线，如图6所示。

图6 发射装置动力曲线Fig.6 Power curve of launcher

2.3 多柔体动力学建模

直接导入所生成的.mnf文件，然后利用生成.mnf文件时所保留的接口界面点进行相应的约束处理。上梁与ground之间的四点固定约束，然后依次读入后上臂、前上臂、后下臂、中拉杆、下压杆、驱动臂、气缸和活塞杆，并在各铰链轴环节构建相应的刚体轴，同时导入导弹的前后悬挂构件刚体，各部件之间约束关系如表1所示。

表1 各部件之间约束关系Table 1 Constraint relationship between components

发射装置及导弹坐标系以水平航向向前为X轴正向，竖直向上为Y轴正向，Z轴符合右手系。位移、速度、加速度等均定义在该坐标系中。导弹质量160 kg，转动惯量Ixx，Iyy，Izz分别为2.55 kg·m2，250 kg·m2，250 kg·m2，质心位于弹射机构后吊挂前110 mm处。动力学仿真模型如图7所示。

图7 动力学仿真模型Fig.7 Dynamic simulation model

3 多柔体动力学仿真结果及分析

3.1 分离参数

多柔体动力学仿真结果如图8～10所示。弹架分离时间122 ms，导弹位移0.4 m，速度-7.8 m/s，最大过载11.6g。因为弹射机构的转换作用，导弹加速度曲线较平稳，且导弹最大弹射过载出现时刻并非发射装置最大弹射动力时刻。

图8 导弹位移曲线Fig.8 Displacement curve of missile

图9 导弹速度曲线Fig.9 Velocity curve of missile

图10 导弹加速度曲线Fig.10 Acceleration curve of missile

3.2 接口载荷

发射装置与载机四个挂点载荷曲线如图11所示。弹射过程中，发射装置与载机左后(顺航向)挂点平均载荷12 927 N，右后挂点平均载荷12 143 N,左前挂点平均载荷4 857 N，右前挂点平均载荷4 824 N。从前后挂点平均载荷可以看出，发射装置后挂点平均所受载荷较大，且左右挂点载荷略有差异。

图11 发射装置与载机四个挂点载荷曲线Fig.11 Load curves of four hanging points between launcher and carrier

3.3 弹射机构对导弹作用力

弹射过程中，导弹后吊挂载荷峰值19 987 N，前吊挂载荷峰值8 506 N，后吊挂载荷峰值为前吊挂的2.3倍，如图12所示。

图12 弹射机构对导弹前后吊挂作用力曲线Fig.12 Force curves of ejection mechanism on the front and rear suspension of missile

3.4 关键部件载荷

中拉杆在导弹弹射过程中始终受拉力，最大拉力为103 275 N，如图13所示。

图13 中拉杆受力曲线Fig.13 Force curve of middle rod

下压杆在导弹弹射过程中始终受压力，最大压力为61 246 N，如图14所示，在设计时需要考虑压杆稳定性。

图14 下拉杆受力曲线Fig.14 Force curve of pull rod

3.5 横向变形

载机在滚转发射内埋导弹时会产生科氏过载，使弹射机构及导弹承受科氏作用力，哥氏过载计算公式为

式中:ωx为飞机的滚转角速度，向前为正；Vy为导弹重心的Y向移动速度，向上为正。由于弹架系统的弹性变形，会使导弹在发射过程中发生横向变形，如果变形太大，会使导弹与武器舱或周围其他武器发生干涉、碰撞，造成影响机弹分离安全性的严重后果。

因此，在多柔体发射动力学模型中，在导弹质心处施加2g横向过载，模拟滚转发射时产生的科氏过载。如图15所示，在弹架分离点122 ms时导弹横向变形最大，此时导弹质心处横向变形为7.7 mm。

图15 导弹质心横向变形曲线Fig.15 Transverse deformation curve of missile center of mass

3.6 多柔体动力学仿真结论

(1) 弹架分离时间122 ms，导弹位移0.4 m，弹射分离速度为-7.8 m/s，弹射最大过载11.6g，满足要求；

(2) 弹架分离后，弹射机构静止过程中，会对载机接口有个较大冲击力，动力系统设计时需要考虑增加缓冲结构；

(3) 弹射机构对导弹后吊挂作用力较大，需要注意加强后吊挂的强度；

(4) 弹射过程中，双平行四边形构型的中拉杆始终受拉，下压杆始终受压，且中拉杆受力较大，基本是下压杆受力的1.68倍；

(5) 导弹在2g横向过载下弹射过程中的横向变形量在分离时刻最大，质心最大横向位移为7.7 mm。

4 横向变形量影响因素分析

为确定影响发射装置弹射机构横向刚度的主要因素，通过建立弹射机构在发射位置悬挂导弹的静力学仿真模型，对仿真结果进行分析，提出减小弹射机构横向变形的措施。

从图16弹射机构上梁位移云图可以看出，弹射机构上梁最大变形约为0.625 mm，位于前摇臂和上梁的连接处，驱动臂与上梁连接处变形也在0.6 mm左右，假设其余零件不变形，则由于上梁局部变形，将使导弹产生的横向变形约为0.6×400/50=4.8 mm，可见上梁的局部变形对导弹的横向变形影响较大。

图16 弹射机构上梁位移云图Fig.16 Displacement cloud diagram of upper beam of ejection mechanism

从图17弹射机构驱动臂及前上臂位移云图中可以看出，弹射机构驱动臂下端最大变形约3.7 mm，上端最大变形约0.2 mm，即驱动臂变形约为3.5 mm；前上臂下端变形约1.7 mm，上端变形约0.3 mm，即前上臂变形约为1.4 mm；后上臂下端变形约1.3 mm，上端变形约0.003 mm，即后上臂变形约为1.3 mm；后下臂下端变形约4.3 mm，上端变形约0.6 mm，即后下臂变形约为3.7 mm。

图17 弹射机构驱动臂及前上臂位移云图Fig.17 Displacement cloud diagram of driving arm and front upper arm of ejection mechanism

由以上仿真分析可得：

(1) 影响导弹和弹射机构横向变形量的主要因素为上梁、驱动臂和后下臂的刚度，通过加强发射装置上梁的局部刚度和驱动臂、后下臂的横向刚度，可以减小弹架系统的横向变形；

(2) 导弹在横向载荷作用下会产生扭转，其主要原因是后下臂刚度较弱，可以通过加强后下臂横向刚度，减小导弹的扭转变形。

5 结 论

本文提出了一种全新的双平行四边形内埋发射装置弹射构型，以适应载机全包线发射时因横向变形引起的结构相容性问题，创新地采用基于ABAQUS和ADAMS的联合多柔体发射动力学仿真方法。分析结果表明，在新的弹射构型作用下，导弹的分离姿态满足系统要求，通过动力学和静力学仿真计算表明，在导弹弹射过程中，弹射机构和导弹组合的横向变形量满足目前载机武器舱空间对弹架组合变形的要求；同时,通过加强弹射机构上梁的局部刚度和驱动臂、后下臂的横向刚度，可进一步减小弹架系统的横向变形量。仿真结果表明，从结构相容性和弹射机构柔性动力学角度分析，采用这种新型的双平行四边形构型进行机载内埋武器发射分离是安全的。本文在进行内埋弹射发射柔性动力学仿真的过程中只考虑了惯性载荷，而没有考虑载机武器舱打开后产生的复杂流场带来的气动载荷的影响，未来可进一步进行内埋导弹发射流固耦合仿真分析，从而使机载内埋导弹分离安全性仿真结果更加接近真实情况。