載機(jī)滾轉(zhuǎn)條件下的導(dǎo)彈彈射分離橫向位移研究

劉 浩, 周 軍, 張士衛(wèi)， 戚孜江

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，西安 710072；2.中國空空導(dǎo)彈研究院，河南 洛陽 471009)

五代戰(zhàn)機(jī)為了追求隱身性能，其掛裝的空空導(dǎo)彈高密度地內(nèi)埋于武器艙內(nèi)并通過彈射發(fā)射實(shí)現(xiàn)機(jī)彈分離。為了進(jìn)一步提高優(yōu)作戰(zhàn)性能，五代戰(zhàn)機(jī)要求能在空中高速滾轉(zhuǎn)條件下實(shí)現(xiàn)空空導(dǎo)彈彈射發(fā)射。美國F-22戰(zhàn)機(jī)已基本能在90°/s的滾轉(zhuǎn)速度下進(jìn)行空空導(dǎo)彈彈射發(fā)射。對(duì)載機(jī)高速滾轉(zhuǎn)狀態(tài)下的導(dǎo)彈彈射發(fā)射分離安全性這一新的課題進(jìn)行研究具有相當(dāng)重要的實(shí)際工程意義。

現(xiàn)階段對(duì)機(jī)載導(dǎo)彈的發(fā)射分離安全性研究已取得了許多重要的成果，但基本集中于載機(jī)非滾轉(zhuǎn)狀態(tài)下的多體發(fā)射動(dòng)力學(xué)研究和氣動(dòng)流場對(duì)發(fā)射安全性的影響研究，對(duì)載機(jī)空中滾轉(zhuǎn)條件下的發(fā)射安全性研究還鮮見報(bào)道。劉剛等[1]采用流體動(dòng)力學(xué)和多剛體動(dòng)力學(xué)耦合求解的方法對(duì)載機(jī)平飛狀態(tài)下的空空導(dǎo)彈導(dǎo)軌式分離過程進(jìn)行了數(shù)值模擬；王林鵬等[2]針對(duì)柔性接觸模型計(jì)算穩(wěn)定性差等問題，提出了一種能隨空空導(dǎo)彈導(dǎo)軌發(fā)射裝置變形的點(diǎn)線約束來替代結(jié)構(gòu)接觸的建模方法，提高導(dǎo)彈發(fā)射過程的計(jì)算穩(wěn)定性；劉浩等[3]采用構(gòu)件模態(tài)離散和拉格朗日多體動(dòng)力學(xué)方程相結(jié)合的方法研究了載機(jī)俯沖拉起大過載條件下的內(nèi)埋彈射分離動(dòng)力學(xué)特性；薛飛等[4]在0.6 m×0.6 m的亞跨超聲速風(fēng)洞中開展了載機(jī)平飛狀態(tài)下的內(nèi)埋導(dǎo)彈彈射分離試驗(yàn)技術(shù)研究。王許可[5]針對(duì)載機(jī)平飛狀態(tài)下的彈射發(fā)射俯仰角速度波動(dòng)的問題，建立了某空空導(dǎo)彈發(fā)射機(jī)構(gòu)剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)模型，對(duì)導(dǎo)彈發(fā)射分離姿態(tài)進(jìn)行了仿真。張群峰等[6]基于湍流模式的改進(jìn)延遲分離渦(Improved Delay Detached Eddy Simulation, IDDES)模擬方法以及重疊網(wǎng)格技術(shù)，對(duì)載機(jī)平飛條件下的外掛彈射和內(nèi)埋彈射的導(dǎo)彈分離軌跡進(jìn)行了對(duì)比分析。國外學(xué)者對(duì)載機(jī)平飛狀態(tài)下的發(fā)射多體動(dòng)力學(xué)和發(fā)射過程的氣動(dòng)流場影響也進(jìn)行了相當(dāng)?shù)难芯縖7-11]，相關(guān)成果保證了機(jī)載導(dǎo)彈發(fā)射分離安全性。

本文基于偽坐標(biāo)形式的拉格朗日法建立了載機(jī)滾轉(zhuǎn)條件下的導(dǎo)彈彈射發(fā)射動(dòng)力學(xué)仿真模型，仿真分析了彈射分離過程的導(dǎo)彈分離速度和橫向位移，結(jié)果表明彈射分離速度正常，導(dǎo)彈橫向位移偏大威脅發(fā)射安全性。提出對(duì)彈射機(jī)構(gòu)前后鏈路進(jìn)行剛度匹配降低導(dǎo)彈橫向位移的新思路，仿真及試驗(yàn)結(jié)果表明剛度匹配法效果顯著。本文也可為其它類似平面柔性機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)提供方法借鑒。

1 偽坐標(biāo)形式的Lagrange方程建模

偽坐標(biāo)形式Lagrange方程是Lagrange動(dòng)力學(xué)方程在航空航天領(lǐng)域應(yīng)用的一種改進(jìn)形式，偽坐標(biāo)形式的Lagrange動(dòng)力學(xué)方程為[12-14]

(1)

仿真模型由載機(jī)、柔性彈射機(jī)構(gòu)以及導(dǎo)彈三部分組成，載機(jī)坐標(biāo)系原點(diǎn)位于載機(jī)質(zhì)心，向前為X正向，向上為Y正向，Z向(橫向)滿足右手定則，如圖1所示。

(2)

圖1 彈射發(fā)射結(jié)構(gòu)布局示意圖

式中:rr為載機(jī)坐標(biāo)到載機(jī)任一質(zhì)量元矢量。

柔性彈射機(jī)構(gòu)任一質(zhì)量元在慣性空間的速度矢為

(3)

式中：rof為載機(jī)坐標(biāo)到柔性機(jī)構(gòu)任一質(zhì)量元的矢量;vf為彈射機(jī)構(gòu)伸展速度矢量;u為各質(zhì)量元柔性變形位移。

u=Φq

(4)

式中：Φ為柔性體正則模態(tài)；q為模態(tài)坐標(biāo)。

(5)

式中：rom為載機(jī)坐標(biāo)到導(dǎo)彈質(zhì)心的矢量。

載機(jī)其動(dòng)能Tr為

(6)

式中：mr為載機(jī)質(zhì)量，Ior為載機(jī)相對(duì)載機(jī)坐標(biāo)系的慣量張量。

彈射機(jī)構(gòu)由多個(gè)構(gòu)件通過運(yùn)動(dòng)副組裝而成，彈射機(jī)構(gòu)的動(dòng)能Tf為各構(gòu)件之和。

式中:n為彈射機(jī)構(gòu)的構(gòu)件數(shù)。

Φ為構(gòu)件的正則模態(tài)，則

(9)

因此對(duì)于任一柔性構(gòu)件的動(dòng)能Tfj為

(10)

則彈射機(jī)構(gòu)任一構(gòu)件動(dòng)能Tfj可描述為

(11)

彈射機(jī)構(gòu)總的動(dòng)能Tf為

(12)

式中：mf為彈射機(jī)構(gòu)的總質(zhì)量。

柔性彈射機(jī)構(gòu)變形勢(shì)能Uf為

(13)

式中：u為由彈射機(jī)構(gòu)各節(jié)點(diǎn)變形位移構(gòu)成的變形位移列陣；k為彈射機(jī)構(gòu)的剛度陣。用模態(tài)坐標(biāo)表示時(shí)

(14)

導(dǎo)彈動(dòng)能Tm

(15)

式中：mm為導(dǎo)彈質(zhì)量；Iom為導(dǎo)彈對(duì)載機(jī)坐標(biāo)系的慣量張量；rom為坐標(biāo)系原點(diǎn)到導(dǎo)彈質(zhì)心的向量；vm為導(dǎo)彈伸展速度矢量。

本文假設(shè)載機(jī)處于水平直線飛行狀態(tài)時(shí)進(jìn)行滾轉(zhuǎn)發(fā)射導(dǎo)彈，此狀態(tài)下重力勢(shì)能對(duì)導(dǎo)彈發(fā)射過程的影響較小，因此可忽略重力勢(shì)能影響。則拉格朗日函數(shù)為

L=Tr+Tf+Tm-Uf

(16)

代入式(1)可得到載機(jī)滾轉(zhuǎn)條件下彈射機(jī)構(gòu)的彈射分離動(dòng)力學(xué)方程

(17)

從式(17)可知：載機(jī)的平動(dòng)、滾轉(zhuǎn)以及彈射機(jī)構(gòu)的變形之間存在耦合效應(yīng)。

2 戰(zhàn)機(jī)滾轉(zhuǎn)發(fā)射動(dòng)力學(xué)仿真分析

考慮到系統(tǒng)模型的復(fù)雜性，采用有限元法+拉格朗日動(dòng)力學(xué)方程相結(jié)合的方法進(jìn)行仿真模型建立[15-16]。利用有限元軟件對(duì)彈射機(jī)構(gòu)的各柔性構(gòu)件分別進(jìn)行模態(tài)離散化，并在多體動(dòng)力學(xué)軟件中根據(jù)彈射機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)副約束條件組裝載機(jī)、彈射機(jī)構(gòu)各構(gòu)件和導(dǎo)彈，最終建立載機(jī)滾轉(zhuǎn)條件下的導(dǎo)彈彈射分離動(dòng)力學(xué)仿真模型。對(duì)戰(zhàn)機(jī)水平直線飛行且90°/s滾轉(zhuǎn)條件下的彈射分離動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行仿真分析，發(fā)射平面為鉛錘面，重點(diǎn)分析導(dǎo)彈彈射分離速度和導(dǎo)彈橫向位移。滾轉(zhuǎn)時(shí)角加速度和彈射面與鉛錘面夾角對(duì)發(fā)射過程也有一定的影響，但影響相對(duì)較小，限于篇幅本文暫不考慮。

圖2為導(dǎo)彈的彈射分離速度曲線，橫坐標(biāo)為彈射時(shí)間，縱坐標(biāo)為導(dǎo)彈分離速度。由圖2可知，導(dǎo)彈的彈射速度逐漸增大，在8.3 m/s導(dǎo)彈與彈射機(jī)構(gòu)分離，整個(gè)彈射過程持續(xù)約0.12 s。理論研究和工程實(shí)踐表明，當(dāng)導(dǎo)彈彈射分離速度大于等于7.6 m/s時(shí)，導(dǎo)彈能夠安全穿越載機(jī)周圍的復(fù)雜氣動(dòng)干擾層。由此可見，滾轉(zhuǎn)條件下導(dǎo)彈彈射分離速度正常。由于彈射發(fā)射導(dǎo)彈時(shí)，導(dǎo)彈相對(duì)于載機(jī)存在較大的相對(duì)分離速度，且由于載機(jī)處于高速滾轉(zhuǎn)狀態(tài)，因此導(dǎo)彈將受不可忽略的科氏力作用，該科氏力垂直于彈射面，將導(dǎo)致彈射機(jī)構(gòu)在高速彈射過程中產(chǎn)生橫向變形位移。

圖2 導(dǎo)彈彈射分離速度

圖3為彈射機(jī)構(gòu)對(duì)導(dǎo)彈前/后掛點(diǎn)約束處的橫向位移，由于導(dǎo)彈質(zhì)心到前后掛點(diǎn)距離差別較大造成前后掛點(diǎn)Z向位移不一致，其中4 mm為導(dǎo)彈與發(fā)射機(jī)構(gòu)分離時(shí)刻前掛點(diǎn)處橫向位移，10 mm為導(dǎo)彈與發(fā)射機(jī)構(gòu)分離時(shí)刻后掛點(diǎn)處橫向位移，可看出前/后掛點(diǎn)處橫向位移相差較大，達(dá)到6 mm。

圖4為導(dǎo)彈尾部的橫向位移。從圖4可知，在導(dǎo)彈與彈射機(jī)構(gòu)分離時(shí)刻導(dǎo)彈尾部橫向位移達(dá)到27mm。究其原因：由于彈射過程中機(jī)構(gòu)前后掛點(diǎn)橫向位移相差較大，達(dá)到6 mm，導(dǎo)致導(dǎo)彈產(chǎn)生了較大偏航角，由于導(dǎo)彈尾部離掛點(diǎn)較遠(yuǎn)，因此導(dǎo)彈尾部位移較大，達(dá)到27 mm，影響了導(dǎo)彈發(fā)射分離姿態(tài)，并可能造成導(dǎo)彈尾部與鄰近導(dǎo)彈的相互碰撞。

圖3 前/后約束點(diǎn)Z向位移

圖4 導(dǎo)彈尾部橫向位移響應(yīng)

3 彈射過程橫向位移抑制研究

導(dǎo)彈的橫向位移將導(dǎo)致高密度內(nèi)埋掛裝的導(dǎo)彈之間的相互碰撞，嚴(yán)重影響到發(fā)射安全性，另一方面，導(dǎo)彈橫向位移也將影響到導(dǎo)彈的發(fā)射分離姿態(tài)，進(jìn)而影響導(dǎo)彈的初始彈道。現(xiàn)階段針對(duì)機(jī)構(gòu)伸展過程中的柔性變形問題，其解決的主要思路有：① 提高機(jī)構(gòu)的剛度；② 采用主動(dòng)控制法。對(duì)于機(jī)載內(nèi)埋彈射發(fā)射系統(tǒng)，其有嚴(yán)苛的輕量化設(shè)計(jì)要求，且由于高密度掛裝要求，其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)可用空間相當(dāng)緊張，因此提高機(jī)構(gòu)剛度法在工程中受到極大限制；對(duì)于主動(dòng)控制法，由于導(dǎo)彈彈射發(fā)射過程時(shí)間很短(小于0.15 s)，且機(jī)構(gòu)產(chǎn)生的彈射作用力達(dá)數(shù)噸，機(jī)構(gòu)柔性變形顯著，主動(dòng)控制法在工程上也難以實(shí)施或成本太高。

針對(duì)此難題，本文提出對(duì)機(jī)構(gòu)前后鏈路進(jìn)行剛度匹配設(shè)計(jì)，該方法致力于降低彈射機(jī)構(gòu)對(duì)導(dǎo)彈的前/后掛點(diǎn)的橫向位移差，使導(dǎo)彈減小由于機(jī)構(gòu)橫向位移差導(dǎo)致的偏航角，從而降低導(dǎo)彈尾部的最大橫向位移。

圖5和圖6為機(jī)構(gòu)Z向剛度匹配設(shè)計(jì)示意圖。由圖5可知，其剛度匹配環(huán)節(jié)設(shè)計(jì)于彈射機(jī)構(gòu)對(duì)導(dǎo)彈的前掛點(diǎn)約束處(即離導(dǎo)彈質(zhì)心較遠(yuǎn)的掛點(diǎn)約束處)。剛度匹配環(huán)節(jié)采用片簧替換Z向剛性約束，如圖6所示。當(dāng)導(dǎo)彈前吊掛受Z向力時(shí)，片簧將產(chǎn)生壓縮變形，導(dǎo)彈前吊掛相對(duì)彈射機(jī)構(gòu)安裝座能產(chǎn)生Z向相對(duì)位移。

圖5 彈射機(jī)構(gòu)剛度匹配設(shè)計(jì)示意圖

圖6 剛度匹配設(shè)計(jì)方案示意圖

剛度匹配設(shè)計(jì)抑制導(dǎo)彈尾部橫向位移的原理：導(dǎo)彈質(zhì)心離彈射機(jī)構(gòu)后掛點(diǎn)比前掛點(diǎn)要近得多，在Z向科氏力作用下，機(jī)構(gòu)后掛點(diǎn)受力將明顯大于前掛點(diǎn)，導(dǎo)致后掛點(diǎn)處由于機(jī)構(gòu)變形產(chǎn)生的Z向位移也大于前掛點(diǎn)，因此造成導(dǎo)彈產(chǎn)生較大偏航角，從而使導(dǎo)彈尾部橫向位移過大。在機(jī)構(gòu)前掛點(diǎn)引入剛度匹配環(huán)節(jié)設(shè)計(jì)后，在科氏力作用下，前掛點(diǎn)由于剛度變?nèi)?，其變形將增大，因此前后掛點(diǎn)變形差將減小，從而使導(dǎo)彈偏航角減小，最終實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈尾部橫向位移的抑制。

剛度匹配環(huán)節(jié)片簧的剛度值設(shè)計(jì)方法,其共分為2個(gè)階段：① 預(yù)估；② 進(jìn)行發(fā)射過程整體動(dòng)力學(xué)仿真。

1) 預(yù)估：為了減少發(fā)射過程的整機(jī)數(shù)值仿真的計(jì)算次數(shù)和計(jì)算量，需要初步確定剛度匹配環(huán)節(jié)的大致剛度，其思路是機(jī)構(gòu)前、后鏈路的剛度與質(zhì)心到前后掛點(diǎn)的距離成反比。其剛度值預(yù)估方法為

即KQ+F∶KH=LH∶LQ

式中：KQ為機(jī)構(gòu)前鏈路Z向剛度；KF為剛度匹配環(huán)節(jié)的Z向剛度；KH為機(jī)構(gòu)后鏈路Z向剛度；KQ+F引入剛度匹配環(huán)節(jié)后前鏈路Z向剛度；LQ為導(dǎo)彈質(zhì)心到前掛點(diǎn)距離；LH為導(dǎo)彈質(zhì)心到后掛點(diǎn)距離。

事實(shí)上，彈射機(jī)構(gòu)前、后鏈路的剛度較難準(zhǔn)確得到，且在彈射伸展過程中前、后鏈路的剛度值在變化，前、后剛度比也在變化。在工程上可將彈射機(jī)構(gòu)的前鏈路、后鏈路分別通過Z向加載的方式進(jìn)行Z向剛度測試，通過計(jì)算Z向加載力與Z變形位移的比值求得各自Z向剛度值，加載時(shí)需要對(duì)彈射機(jī)構(gòu)不同的伸展位置進(jìn)行測試，并取平均剛度比值。當(dāng)然，也可以分別對(duì)前、后鏈路分別采用有限元仿真的方式計(jì)算Z向剛度值，并通過機(jī)構(gòu)不同伸展位置的剛度值求得前、后鏈路的平均剛度比值。

2) 整機(jī)動(dòng)力學(xué)仿真:在對(duì)剛度匹配環(huán)節(jié)的剛度進(jìn)行預(yù)估之后，可對(duì)引入剛度匹配環(huán)節(jié)后的機(jī)載導(dǎo)彈彈射發(fā)射動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行整機(jī)發(fā)射動(dòng)力學(xué)仿真。通過調(diào)整剛度匹配環(huán)節(jié)的Z向剛度，使前后掛點(diǎn)變形差和導(dǎo)彈尾部位移值達(dá)到最小。

圖7為采用剛度匹配設(shè)計(jì)后前/后掛點(diǎn)約束處在導(dǎo)彈彈射過程中的橫向位移響應(yīng)，機(jī)構(gòu)前后鏈路剛度比為0.37。8.7 mm是前掛點(diǎn)處的橫向位移，10.8 mm是后掛點(diǎn)處的橫向位移，前后掛點(diǎn)的橫向位移差2.1 mm。采用剛度匹配設(shè)計(jì)后，前后掛點(diǎn)橫向位移差由之前的6 mm減小到2.1 mm。

圖7 剛度匹配后的前后掛點(diǎn)橫向位移

圖8為采用剛度匹配設(shè)計(jì)前后的導(dǎo)彈尾部橫向位移對(duì)比圖。從圖8可知，當(dāng)彈射機(jī)構(gòu)前后鏈路剛度比為0.37時(shí)，導(dǎo)彈尾部最大的橫向位移由27 mm降低至16.7 mm，有利于導(dǎo)彈良好的發(fā)射分離姿態(tài)，保證了載機(jī)發(fā)射安全性。

圖8 剛度匹配前后橫向位移對(duì)比圖

4 試驗(yàn)研究

對(duì)機(jī)載彈射發(fā)射裝置采用剛度匹配設(shè)計(jì)后的橫向位移抑制效果進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。試驗(yàn)方法：將彈射發(fā)射裝置懸掛于發(fā)射臺(tái)上，彈射發(fā)射裝置下端懸掛導(dǎo)彈，導(dǎo)彈Z向采用鋼絲繩方式施加拉力模擬科氏力對(duì)導(dǎo)彈及機(jī)構(gòu)的作用。科氏力在彈射過程中由小變大，是一個(gè)近似線性變化的力，由于整個(gè)彈射過程只有0.12 s，時(shí)間很短，導(dǎo)致鋼絲繩很難實(shí)現(xiàn)變力的加載；另一方面，由于彈射時(shí)間短，鋼絲繩拉力加載與導(dǎo)彈彈射的同步性在試驗(yàn)中也很難保證。鑒于以上兩種原因，本文Z向加載試驗(yàn)方案：試驗(yàn)系統(tǒng)按順序由固定墻、螺旋加力裝置、水平鋼絲繩、豎直加載杠桿和導(dǎo)彈組成，螺旋加力裝置一端連著固定墻一端連著水平鋼絲繩，水平鋼絲繩的另一端連著豎直加載杠桿，鋼絲繩和導(dǎo)彈處于加載杠桿旋轉(zhuǎn)軸的同一側(cè)，在水平鋼絲繩Z向拉力的作用下豎直加載杠桿對(duì)導(dǎo)彈產(chǎn)生Z向擠壓力，從而模擬科氏力對(duì)導(dǎo)彈的作用。加載方法：在彈射前，對(duì)螺旋加力裝置按要求進(jìn)行力的加載，從而通過鋼絲繩的水平拉力對(duì)加載杠桿產(chǎn)生一個(gè)恒定的力矩；導(dǎo)彈發(fā)射時(shí)，由于導(dǎo)彈在豎直加載杠桿上持續(xù)下滑，導(dǎo)致導(dǎo)彈在加載杠桿上的力臂由大變小，加載杠桿對(duì)導(dǎo)彈的擠壓力由小變大，從而模擬了科氏力的變化。該加載方案克服了科氏力變化加載的困難以及加載和彈射的同步性難題，其模擬精度在工程上也能接受，基本能夠驗(yàn)證本文提出的剛度匹配方法是否有效。導(dǎo)彈彈射發(fā)射時(shí)，利用高速攝影設(shè)備測量導(dǎo)彈尾部的橫向位移，高速攝影設(shè)備的采樣頻率為1 000 Hz。另外，預(yù)先在導(dǎo)彈尾部附近放置比對(duì)尺以便于驗(yàn)證試驗(yàn)測量數(shù)據(jù)的有效性。圖9為LAU-142A構(gòu)型試驗(yàn)用彈射發(fā)射裝置。

圖9 LAU-142A構(gòu)型彈射發(fā)射裝置

圖10為采用剛度匹配設(shè)計(jì)前后彈射試驗(yàn)曲線圖。從圖10可知，從彈射啟動(dòng)到導(dǎo)彈與發(fā)射裝置分離時(shí)刻，彈射機(jī)構(gòu)在越來越大的科氏力的持續(xù)作用下，其橫向位移持續(xù)增大。在機(jī)構(gòu)沒有采取剛度匹配設(shè)計(jì)時(shí)，機(jī)彈分離時(shí)刻導(dǎo)彈尾部橫向位移量為28 mm，采取剛度匹配設(shè)計(jì)后(機(jī)構(gòu)前后鏈路剛度比約為0.37)，機(jī)彈分離時(shí)刻導(dǎo)彈橫向位移量為16.1 mm。因此，彈射發(fā)射機(jī)構(gòu)采用剛度匹配設(shè)計(jì)后能夠有效抑制導(dǎo)彈尾部的最大橫向位移。

圖10 導(dǎo)彈尾部試驗(yàn)橫向位移量

需要說明的是，剛度匹配環(huán)節(jié)雖允許導(dǎo)彈前吊掛相對(duì)于其安裝座產(chǎn)生較大的Z向位移，但對(duì)彈射機(jī)構(gòu)X-Y平面的彈射分離速度和分離姿態(tài)影響很小。采用剛度匹配設(shè)計(jì)后，導(dǎo)彈在掛飛狀態(tài)時(shí)由于鎖制機(jī)構(gòu)對(duì)彈射機(jī)構(gòu)和導(dǎo)彈的六自由度鎖制作用，且機(jī)構(gòu)后掛點(diǎn)對(duì)導(dǎo)彈也是六自由度全剛性約束，因此不會(huì)出現(xiàn)掛飛時(shí)導(dǎo)彈可能存在過大的Z向變形位移的負(fù)面效應(yīng)。另外，片簧材料需要選用疲勞性較好的材料，以滿足導(dǎo)彈掛飛時(shí)的振動(dòng)和沖擊條件。

5 結(jié) 論

(1) 由動(dòng)力學(xué)理論模型可知，當(dāng)載機(jī)滾轉(zhuǎn)發(fā)射時(shí)，載機(jī)的平移速度、滾轉(zhuǎn)速度和彈射機(jī)構(gòu)在伸展過程中的柔性變形之間存在耦合作用。

(2) 載機(jī)滾轉(zhuǎn)發(fā)射時(shí)，導(dǎo)彈彈射分離速度正常；導(dǎo)彈尾部橫向位移偏大，影響導(dǎo)彈發(fā)射安全性。

(3) 提出的剛度匹配法使彈射發(fā)射機(jī)構(gòu)前后鏈路的剛度設(shè)計(jì)更為合理，通過仿真和試驗(yàn)表明該方法能夠有效減小導(dǎo)彈在彈射發(fā)射時(shí)的橫向位移。

(4) 提出的剛度匹配法，為輕質(zhì)高速作動(dòng)的閉鏈機(jī)構(gòu)提供了一種解決柔性機(jī)構(gòu)姿態(tài)問題的新思路，該以柔制柔的方法效果良好且易于工程實(shí)施。