基于ADAMS的內(nèi)埋式導(dǎo)彈發(fā)射俯仰角變化仿真分析

(海軍航空大學(xué)岸防兵學(xué)院， 山東煙臺 264001)

引言

自上世紀(jì)末，世界各軍事強(qiáng)國均開始著手新型空中力量的研制。隨著戰(zhàn)機(jī)性能的不斷發(fā)展，戰(zhàn)斗性能的隱身性也就成為了制約勝利的關(guān)鍵因素之一[2]。為了保證戰(zhàn)機(jī)隱身性，這代戰(zhàn)機(jī)配備的空載導(dǎo)彈多采用內(nèi)埋式掛裝，并要求滿足迅速彈射，不影響載機(jī)隱身性[3]。而內(nèi)埋掛裝彈射時，導(dǎo)彈在彈射后必須有一個負(fù)向的發(fā)射角速度以保證發(fā)射俯仰角向下，即導(dǎo)彈低頭，否則很有可能導(dǎo)致機(jī)毀人亡[4]。本研究基于ADAMS對機(jī)載導(dǎo)彈內(nèi)埋式發(fā)射系統(tǒng)進(jìn)行動力學(xué)研究，驗(yàn)證其發(fā)射安全性，具有一定的指導(dǎo)意義。

1 彈射裝置簡易原理圖

彈射系統(tǒng)原理模型由上下梁、前后轉(zhuǎn)動臂、同步桿等組成[5]。發(fā)射裝置由氣液系統(tǒng)提供動力，彈射時由高壓氣體供能液壓管路，帶動前后轉(zhuǎn)動臂展開，將導(dǎo)彈彈射出去，同時水平活塞桿保證前后擺臂的動力和同步性。

導(dǎo)彈彈射時氣液系統(tǒng)提供瞬時大排量的高壓液體，使彈射裝置展開[6]。為了保證彈射裝置的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，必須使其中的部分結(jié)構(gòu)滿足一定的彈性形變，保證其柔性特性。因此支臂桿5，7設(shè)定為柔性處理后的細(xì)長桿，其余部分需要保持一定剛度，故不做處理。

彈射裝置中各桿、擺動臂自由度關(guān)系：上梁與機(jī)艙連結(jié)，視為固定；擺動臂與活塞桿之間為軸轉(zhuǎn)動副；作動臂與下梁為軸轉(zhuǎn)動副；支臂兩端均為軸轉(zhuǎn)動副。

1.上梁 2.液壓動力缸 3.水平活塞桿 4.擺臂1 5.支臂1 6.擺臂2 7.支臂2 8.導(dǎo)彈圖1 彈射裝置簡易模型

2 建立系統(tǒng)動力學(xué)方程

導(dǎo)彈彈射系統(tǒng)是一個多體系統(tǒng)，其中既包括多自由度的剛體運(yùn)動，也包含發(fā)生彈性形變的柔體運(yùn)動[7]。因此，我們用來建立數(shù)學(xué)模型的理論基礎(chǔ)是第一類拉格朗日方程。

具有完整理想約束的有N個廣義坐標(biāo)系統(tǒng)的拉格朗日方程的形式是[8]：

(1)

式中，qr—— 第r個柔性體廣義坐標(biāo)

E—— 系統(tǒng)動能

U—— 系統(tǒng)勢能

Qr—— 對第r個廣義坐標(biāo)的廣義力

式(1)的約束方程為：

ψs(q,t)=0

由于設(shè)定的系統(tǒng)中存在柔性部件，故可設(shè)彈性形變引起的做虛功為：

δWe=-KqTδq

(2)

其中，K為對應(yīng)qr的剛度矩陣。

相對應(yīng)的構(gòu)件動能為：

(3)

將式(2)、式(3)代入式(1)中，得到：

(4)

式(4)中，為出彈性形變力以外所有主動力的廣義力。

則可得建立的動力學(xué)方程為：

ψs(q,t)=0

(5)

3 動力學(xué)仿真分析

3.1 動力學(xué)模型仿真結(jié)果

導(dǎo)彈發(fā)射時，彈體分離俯仰角速度變化和俯仰角度是發(fā)射分離時的主要參數(shù)[9]。分離時，速度快慢直接影響彈體脫離載機(jī)的時間長短，角速度則直接影響分離安全，若俯仰角為0或者正值，則說明導(dǎo)彈在分離時“抬頭”，在發(fā)射過程中很容易導(dǎo)致導(dǎo)彈與載機(jī)相撞從而引起嚴(yán)重事故，因此必須保證彈體完全分離后，俯仰角為負(fù)。

圖2可見，某型導(dǎo)彈彈射從開始到彈架分離用時約0.06 s，分離末端速度約8.1 m/s[10]。

圖2 導(dǎo)彈分離時間與速度曲線

圖3為俯仰角速度ω仿真曲線。其中，曲線1為本實(shí)驗(yàn)仿真采用的剛?cè)狁詈夏Ｐ颓€，曲線2為不設(shè)計(jì)柔性構(gòu)件得到的仿真曲線。圖中可見，純剛體結(jié)構(gòu)其角速度一直負(fù)增加，導(dǎo)彈持續(xù)“低頭”；而剛?cè)狁詈蠘?gòu)件其角速度先負(fù)增長后在彈射時間點(diǎn)2/3處開始回彈，呈現(xiàn)先“低頭”后“抬頭”的趨勢。在實(shí)際樣機(jī)的試驗(yàn)中，我們得到的曲線基本與曲線1一致，故可得彈射裝置中會產(chǎn)生一定的彈性形變力，采用剛?cè)狁詈系哪Ｐ湍軌蚧灸M實(shí)際彈射情況。

圖3 不同模型彈射時俯仰角速度曲線

3.2 設(shè)計(jì)參數(shù)對發(fā)射俯仰角的影響

1) 彈射行程的影響

從上節(jié)分析中可以得知，我們所設(shè)計(jì)的模型在0.06 s時結(jié)束彈射過程，由圖4、圖5又可得知在0.06 s 內(nèi)，導(dǎo)彈俯仰角持續(xù)負(fù)增長，不過增長的幅度由快減慢[11]。但在0.071 s時，導(dǎo)彈彈射時俯仰角速度由負(fù)變0，在接下來的時間里導(dǎo)彈開始“抬頭”，此時對應(yīng)的彈射行程為350 mm，即若發(fā)射裝置彈射行程設(shè)計(jì)超過350 mm，則可能引起嚴(yán)重的安全問題，故設(shè)計(jì)時的約束行程不得超過350 mm。

圖4 俯仰角速度曲線

圖5 導(dǎo)彈彈射位移曲線

2) 改變?nèi)嵝詷?gòu)件組合

本研究仿真中采用的剛?cè)狁詈夏Ｐ团c實(shí)際試驗(yàn)的測試曲線基本相符，為了驗(yàn)證其他模型，我們更改了仿真模型中其他構(gòu)件的參數(shù)：

曲線1：多剛體(設(shè)置模型所有組件均為剛體)模型下的俯仰角速度曲線；

曲線2：多柔體(設(shè)置模型所有組件均為柔體)模型下的俯仰角速度曲線；

曲線3：剛?cè)狁詈夏Ｐ拖碌母┭鼋撬俣惹€。

從圖6中可以看出：多剛體模型角速度一直呈現(xiàn)負(fù)增長的趨勢，雖然能夠滿足一直“低頭”的要求，但是與實(shí)際情況并不符合。

多柔體模型下分離俯仰角速度呈現(xiàn)近似弦曲線的變化上下波動，其角速度變化很不穩(wěn)定[12]，無法保證其姿態(tài)維持在“低頭”狀態(tài)，故彈射裝置必須保證足夠的剛度。

圖6 不同模型俯仰角速度曲線

剛?cè)狁詈夏Ｐ团c實(shí)際情況基本相符，在保證滿足要求的行程下，導(dǎo)彈“低頭”趨勢由快漸緩，但能夠保證在完全分離后持續(xù)的“低頭”，滿足導(dǎo)彈彈射的要求。

4 結(jié)論

(1) 導(dǎo)彈彈射裝置彈射過程可由拉格朗日方程建立模型，計(jì)算時需要考慮彈性力做功，仿真實(shí)際的彈射過程。彈射裝置同步桿具有一定的彈性形變，多剛體模型并不能反映實(shí)際的彈射環(huán)境；

(2) 在本次仿真中設(shè)計(jì)的導(dǎo)彈彈射行程不能超過350 mm，若超過該行程則導(dǎo)彈可能出現(xiàn)“抬頭”的情況，繼而引發(fā)與載機(jī)相撞的危險；

(3) 多剛體模型能保證安全但與實(shí)際不符；多柔體模型俯仰角速度變化很不穩(wěn)定，彈射裝置需要一定的剛度[13]；剛?cè)狁詈夏Ｐ湍芑痉从硨?shí)際的導(dǎo)彈姿態(tài)情況，具有一定的實(shí)驗(yàn)指導(dǎo)性[14]。