機載內(nèi)埋武器彈射發(fā)射多柔體動力學(xué)分析

王清海

(海裝武漢局駐洛陽地區(qū)軍事代表室，河南 洛陽 471009)

0 引 言

機載武器的掛裝方式主要有以下四種：外掛式掛裝、半埋式掛裝、保形式掛裝和內(nèi)埋式掛裝[1]。內(nèi)埋式掛裝將機載武器全部掛裝在載機機體內(nèi)部，有效提升了載機的隱身能力和氣動性能。但這種掛裝需要占用載機一部分內(nèi)部空間，因此結(jié)構(gòu)設(shè)計復(fù)雜，難度較大[2]。

在內(nèi)埋掛裝方式下，導(dǎo)彈與發(fā)射裝置分離時所處的環(huán)境異常復(fù)雜，使內(nèi)埋式導(dǎo)彈與載機的分離軌跡和分離姿態(tài)與外掛發(fā)射方式下的大不相同[3]，可能對內(nèi)埋導(dǎo)彈的攻擊區(qū)包線產(chǎn)生影響，造成導(dǎo)彈命中精度下降，甚至會產(chǎn)生導(dǎo)彈發(fā)射分離后與載機干涉等影響機彈分離安全性的嚴重后果[4-5]。加之內(nèi)埋武器需要滿足載機大機動高過載發(fā)射和滾轉(zhuǎn)發(fā)射，該種狀態(tài)下的氣動力影響和機構(gòu)柔性動力學(xué)影響使彈射分離參數(shù)呈現(xiàn)更多的隨機性，影響發(fā)射安全性[6]。

國內(nèi)薛飛等[7]在亞跨超聲速風洞開展了載機平飛狀態(tài)下的內(nèi)埋武器彈射試驗技術(shù)研究，獲得飛行器內(nèi)埋武器彈射投放物全軌跡圖像和氣動參數(shù)。張群峰等[8]對載機平飛狀態(tài)下的亞聲速和超聲速來流的外掛投放和內(nèi)埋投放進行了數(shù)值模擬，得到了亞聲速和超聲速條件下外掛投放與內(nèi)埋投放彈體的下落規(guī)律。王許可[9]建立了某空空導(dǎo)彈發(fā)射系統(tǒng)剛?cè)狁詈蟿恿W(xué)仿真模型，得到內(nèi)埋彈射發(fā)射系統(tǒng)結(jié)構(gòu)參數(shù)對其發(fā)射分離參數(shù)的影響規(guī)律。劉浩等[10]建立了載機大機動條件下的發(fā)射動力學(xué)模型，仿真分析了離心力和科氏力對導(dǎo)彈彈射分離參數(shù)的影響。國外學(xué)者也對機載導(dǎo)彈的彈射分離參數(shù)和分離姿態(tài)進行了較多的研究，并得到了一定的結(jié)論[11-13]。

針對目前載機全包線發(fā)射條件下的導(dǎo)彈分離安全性及彈射發(fā)射動力學(xué)研究的不足，并考慮到剛體動力學(xué)模型已無法模擬導(dǎo)彈高速彈射過程中的發(fā)射機構(gòu)的柔性變形，本文針對一種新型的雙平行四邊形彈射構(gòu)型，基于有限元法和多體柔性系統(tǒng)動力學(xué)方程，創(chuàng)新性地采用多柔體動力學(xué)方法仿真分析了在彈射機構(gòu)推動下的導(dǎo)彈分離速度、角速度、過載、關(guān)鍵部件的動態(tài)載荷及彈架系統(tǒng)橫向變形。仿真結(jié)果表明橫向過載對全包線范圍內(nèi)的彈架分離安全性、武器與載機的結(jié)構(gòu)相容性有重大影響，研究分離安全性時必須考慮載機發(fā)射時的橫向過載，并在柔性仿真分析的基礎(chǔ)上，提出了一種能力優(yōu)化武器系統(tǒng)橫向變形的方法。

1 彈射機構(gòu)構(gòu)型

對于內(nèi)埋彈射發(fā)射裝置來說，主要的功能是保證在全包線發(fā)射范圍內(nèi)，導(dǎo)彈以一定的分離姿態(tài)和分離參數(shù)遠離載機，同時滿足導(dǎo)彈制導(dǎo)和彈道需求。在這個過程中，發(fā)射裝置要保證導(dǎo)彈安全地發(fā)射離機，導(dǎo)彈不與載機、發(fā)射裝置和臨近位置武器發(fā)生干涉碰撞。

1.1 LAU-142/A構(gòu)型

F-22飛機主武器艙內(nèi)通過6個LAU-142/A發(fā)射裝置掛載6枚AIM-120C空空導(dǎo)彈，發(fā)射裝置結(jié)構(gòu)設(shè)計緊湊，彈射行程230 mm，這樣即使在發(fā)射導(dǎo)彈后發(fā)射裝置出現(xiàn)故障無法回收，也不會影響載機關(guān)閉艙門，導(dǎo)彈彈射分離時間在0.1 s左右[14-15]。

LAU-142/A內(nèi)埋彈射發(fā)射裝置模型如圖1所示。由上下梁、垂直作動筒、4個L形旋臂和上下同步桿等組成。發(fā)射裝置彈射導(dǎo)彈時，垂直作動筒推動下梁向下運動，帶動兩個L形旋轉(zhuǎn)臂繞鉸接點隨下梁向下運動的同時同步旋轉(zhuǎn)(依靠下同步桿保證)，上邊前后兩個L形旋轉(zhuǎn)臂跟隨繞上梁上的兩個鉸接點同步旋轉(zhuǎn)(依靠上同步桿保證)，整個運動過程中下梁保持垂直向下運動,達到彈射行程時釋放導(dǎo)彈。

圖1 LAU-142/A內(nèi)埋彈射發(fā)射裝置Fig.1 LAU-142/A buried ejection launcher

此構(gòu)形的特點如下：

(1) 彈射作動筒垂直布局，效率較高，機構(gòu)結(jié)構(gòu)緊湊，傳力直接；

(2) 采用多級作動筒，產(chǎn)品結(jié)構(gòu)復(fù)雜，可靠性差，不利于機構(gòu)可靠回收；

(3) 采用多級作動筒，彈射行程受限，要使導(dǎo)彈達到一定的分離速度，所需彈射力峰值高，導(dǎo)彈彈射過載較大(15g～20g)；

(4) 多級作動筒末端剛性減小，彈射機構(gòu)橫向整體剛度較差，彈架系統(tǒng)在彈射過程橫向變形大。

1.2 雙平行四邊形構(gòu)型

為解決LAU-142/A構(gòu)型在彈射過程中橫向變形較大的問題，本文提出一種新型的雙平行四邊形彈射構(gòu)型，該構(gòu)型彈射作動筒水平布置，不占用高度空間，可有效降低產(chǎn)品高度。其機構(gòu)原理圖如圖2所示。

圖2 雙平行四邊形構(gòu)型Fig.2 Double parallelogram configuration

彈射動力系統(tǒng)布置在上梁上，當動力系統(tǒng)驅(qū)動活塞桿運動時，驅(qū)動臂在前上臂的支撐作用下將會沿前上臂與上梁的絞支點展開，在其展開的過程中將會帶動中拉桿和下壓桿，并在兩部分的共同作用下驅(qū)動后上臂和后下臂運動，并沿后上臂與上梁的絞支點展開，從而實現(xiàn)導(dǎo)彈的彈射作用。

此構(gòu)型的特點如下：

(1) 彈射動力作動筒水平布局，實現(xiàn)導(dǎo)彈垂直運動，產(chǎn)品高度低；

(2) 采用單級作動筒，結(jié)構(gòu)簡單，機構(gòu)回收可靠，掛彈回收平穩(wěn)；

(3) 彈射動力系統(tǒng)水平作用力通過機構(gòu)轉(zhuǎn)換為對導(dǎo)彈的垂直作用力，彈射行程大，要達到同樣的分離速度所需彈射力峰值低，導(dǎo)彈彈射過載低(10g～14g)；

(4) 彈射機構(gòu)結(jié)構(gòu)緊湊，驅(qū)動臂傳力剛度比多級作動筒好，同時中拉桿和下壓桿使得機構(gòu)整體橫向剛度好，彈架系統(tǒng)彈射過程橫向變形小。

為適應(yīng)現(xiàn)代戰(zhàn)場需求，載機需要在全包線飛行范圍內(nèi)具備導(dǎo)彈發(fā)射能力，在有過載條件下發(fā)射導(dǎo)彈時，由于慣性力的作用，會使發(fā)射裝置和導(dǎo)彈整體產(chǎn)生一定的變形和扭轉(zhuǎn)，變形太大，可能會碰撞到艙內(nèi)其他武器和載機結(jié)構(gòu)，影響彈架系統(tǒng)和載機的結(jié)構(gòu)相容性。因此,有必要進行內(nèi)埋武器多柔體發(fā)射動力學(xué)仿真分析，得到導(dǎo)彈分離參數(shù)及彈架系統(tǒng)在橫向過載下的變形情況。

2 多柔體動力學(xué)仿真模型

2.1 主要部件的柔性建模

發(fā)射裝置主要部件的柔性建模采用有限元分析軟件ABAQUS完成，具體如圖3～5所示。首先將三維設(shè)計的裝配實體導(dǎo)入ABAQUS/CAE，然后將需要柔性化的各零部件拷貝到新的model中完成接口界面的定義，并進行網(wǎng)格劃分，對導(dǎo)出的.inp文件進行適當處理，從而實現(xiàn)單個零部件的子結(jié)構(gòu)模態(tài)分析，即提取相應(yīng)的固定界面分支保留模態(tài)和全部界面坐標的約束模態(tài)，最后對這兩種模態(tài)參數(shù)進行Craig-Bampton正交化，從而得到ADAMS可用的Craig-Bampton模態(tài)中性文件.mnf，所有零件均采用一階四節(jié)點的四面體單元(單元C3D4)。

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

圖4 上梁前四階固定界面模態(tài)振型Fig.4 Mode shapes of front four-order fixed interface of upper beam

圖5 驅(qū)動臂前四階固定界面模態(tài)振型Fig.5 Mode shapes of front four-order fixed interface of driving arm

2.2 動力曲線

建立動力系統(tǒng)模型和發(fā)射裝置動力學(xué)模型進行聯(lián)合仿真，得到發(fā)射裝置彈射導(dǎo)彈過程中的動力曲線，如圖6所示。

圖6 發(fā)射裝置動力曲線Fig.6 Power curve of launcher

2.3 多柔體動力學(xué)建模

直接導(dǎo)入所生成的.mnf文件，然后利用生成.mnf文件時所保留的接口界面點進行相應(yīng)的約束處理。上梁與ground之間的四點固定約束，然后依次讀入后上臂、前上臂、后下臂、中拉桿、下壓桿、驅(qū)動臂、氣缸和活塞桿，并在各鉸鏈軸環(huán)節(jié)構(gòu)建相應(yīng)的剛體軸，同時導(dǎo)入導(dǎo)彈的前后懸掛構(gòu)件剛體，各部件之間約束關(guān)系如表1所示。

表1 各部件之間約束關(guān)系Table 1 Constraint relationship between components

發(fā)射裝置及導(dǎo)彈坐標系以水平航向向前為X軸正向，豎直向上為Y軸正向，Z軸符合右手系。位移、速度、加速度等均定義在該坐標系中。導(dǎo)彈質(zhì)量160 kg，轉(zhuǎn)動慣量Ixx，Iyy，Izz分別為2.55 kg·m2，250 kg·m2，250 kg·m2，質(zhì)心位于彈射機構(gòu)后吊掛前110 mm處。動力學(xué)仿真模型如圖7所示。

圖7 動力學(xué)仿真模型Fig.7 Dynamic simulation model

3 多柔體動力學(xué)仿真結(jié)果及分析

3.1 分離參數(shù)

多柔體動力學(xué)仿真結(jié)果如圖8～10所示。彈架分離時間122 ms，導(dǎo)彈位移0.4 m，速度-7.8 m/s，最大過載11.6g。因為彈射機構(gòu)的轉(zhuǎn)換作用，導(dǎo)彈加速度曲線較平穩(wěn)，且導(dǎo)彈最大彈射過載出現(xiàn)時刻并非發(fā)射裝置最大彈射動力時刻。

圖8 導(dǎo)彈位移曲線Fig.8 Displacement curve of missile

圖9 導(dǎo)彈速度曲線Fig.9 Velocity curve of missile

圖10 導(dǎo)彈加速度曲線Fig.10 Acceleration curve of missile

3.2 接口載荷

發(fā)射裝置與載機四個掛點載荷曲線如圖11所示。彈射過程中，發(fā)射裝置與載機左后(順航向)掛點平均載荷12 927 N，右后掛點平均載荷12 143 N,左前掛點平均載荷4 857 N，右前掛點平均載荷4 824 N。從前后掛點平均載荷可以看出，發(fā)射裝置后掛點平均所受載荷較大，且左右掛點載荷略有差異。

圖11 發(fā)射裝置與載機四個掛點載荷曲線Fig.11 Load curves of four hanging points between launcher and carrier

3.3 彈射機構(gòu)對導(dǎo)彈作用力

彈射過程中，導(dǎo)彈后吊掛載荷峰值19 987 N，前吊掛載荷峰值8 506 N，后吊掛載荷峰值為前吊掛的2.3倍，如圖12所示。

圖12 彈射機構(gòu)對導(dǎo)彈前后吊掛作用力曲線Fig.12 Force curves of ejection mechanism on the front and rear suspension of missile

3.4 關(guān)鍵部件載荷

中拉桿在導(dǎo)彈彈射過程中始終受拉力，最大拉力為103 275 N，如圖13所示。

圖13 中拉桿受力曲線Fig.13 Force curve of middle rod

下壓桿在導(dǎo)彈彈射過程中始終受壓力，最大壓力為61 246 N，如圖14所示，在設(shè)計時需要考慮壓桿穩(wěn)定性。

圖14 下拉桿受力曲線Fig.14 Force curve of pull rod

3.5 橫向變形

載機在滾轉(zhuǎn)發(fā)射內(nèi)埋導(dǎo)彈時會產(chǎn)生科氏過載，使彈射機構(gòu)及導(dǎo)彈承受科氏作用力，哥氏過載計算公式為

式中:ωx為飛機的滾轉(zhuǎn)角速度，向前為正；Vy為導(dǎo)彈重心的Y向移動速度，向上為正。由于彈架系統(tǒng)的彈性變形，會使導(dǎo)彈在發(fā)射過程中發(fā)生橫向變形，如果變形太大，會使導(dǎo)彈與武器艙或周圍其他武器發(fā)生干涉、碰撞，造成影響機彈分離安全性的嚴重后果。

因此，在多柔體發(fā)射動力學(xué)模型中，在導(dǎo)彈質(zhì)心處施加2g橫向過載，模擬滾轉(zhuǎn)發(fā)射時產(chǎn)生的科氏過載。如圖15所示，在彈架分離點122 ms時導(dǎo)彈橫向變形最大，此時導(dǎo)彈質(zhì)心處橫向變形為7.7 mm。

圖15 導(dǎo)彈質(zhì)心橫向變形曲線Fig.15 Transverse deformation curve of missile center of mass

3.6 多柔體動力學(xué)仿真結(jié)論

(1) 彈架分離時間122 ms，導(dǎo)彈位移0.4 m，彈射分離速度為-7.8 m/s，彈射最大過載11.6g，滿足要求；

(2) 彈架分離后，彈射機構(gòu)靜止過程中，會對載機接口有個較大沖擊力，動力系統(tǒng)設(shè)計時需要考慮增加緩沖結(jié)構(gòu)；

(3) 彈射機構(gòu)對導(dǎo)彈后吊掛作用力較大，需要注意加強后吊掛的強度；

(4) 彈射過程中，雙平行四邊形構(gòu)型的中拉桿始終受拉，下壓桿始終受壓，且中拉桿受力較大，基本是下壓桿受力的1.68倍；

(5) 導(dǎo)彈在2g橫向過載下彈射過程中的橫向變形量在分離時刻最大，質(zhì)心最大橫向位移為7.7 mm。

4 橫向變形量影響因素分析

為確定影響發(fā)射裝置彈射機構(gòu)橫向剛度的主要因素，通過建立彈射機構(gòu)在發(fā)射位置懸掛導(dǎo)彈的靜力學(xué)仿真模型，對仿真結(jié)果進行分析，提出減小彈射機構(gòu)橫向變形的措施。

從圖16彈射機構(gòu)上梁位移云圖可以看出，彈射機構(gòu)上梁最大變形約為0.625 mm，位于前搖臂和上梁的連接處，驅(qū)動臂與上梁連接處變形也在0.6 mm左右，假設(shè)其余零件不變形，則由于上梁局部變形，將使導(dǎo)彈產(chǎn)生的橫向變形約為0.6×400/50=4.8 mm，可見上梁的局部變形對導(dǎo)彈的橫向變形影響較大。

圖16 彈射機構(gòu)上梁位移云圖Fig.16 Displacement cloud diagram of upper beam of ejection mechanism

從圖17彈射機構(gòu)驅(qū)動臂及前上臂位移云圖中可以看出，彈射機構(gòu)驅(qū)動臂下端最大變形約3.7 mm，上端最大變形約0.2 mm，即驅(qū)動臂變形約為3.5 mm；前上臂下端變形約1.7 mm，上端變形約0.3 mm，即前上臂變形約為1.4 mm；后上臂下端變形約1.3 mm，上端變形約0.003 mm，即后上臂變形約為1.3 mm；后下臂下端變形約4.3 mm，上端變形約0.6 mm，即后下臂變形約為3.7 mm。

圖17 彈射機構(gòu)驅(qū)動臂及前上臂位移云圖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) 影響導(dǎo)彈和彈射機構(gòu)橫向變形量的主要因素為上梁、驅(qū)動臂和后下臂的剛度，通過加強發(fā)射裝置上梁的局部剛度和驅(qū)動臂、后下臂的橫向剛度，可以減小彈架系統(tǒng)的橫向變形；

(2) 導(dǎo)彈在橫向載荷作用下會產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)，其主要原因是后下臂剛度較弱，可以通過加強后下臂橫向剛度，減小導(dǎo)彈的扭轉(zhuǎn)變形。

5 結(jié) 論

本文提出了一種全新的雙平行四邊形內(nèi)埋發(fā)射裝置彈射構(gòu)型，以適應(yīng)載機全包線發(fā)射時因橫向變形引起的結(jié)構(gòu)相容性問題，創(chuàng)新地采用基于ABAQUS和ADAMS的聯(lián)合多柔體發(fā)射動力學(xué)仿真方法。分析結(jié)果表明，在新的彈射構(gòu)型作用下，導(dǎo)彈的分離姿態(tài)滿足系統(tǒng)要求，通過動力學(xué)和靜力學(xué)仿真計算表明，在導(dǎo)彈彈射過程中，彈射機構(gòu)和導(dǎo)彈組合的橫向變形量滿足目前載機武器艙空間對彈架組合變形的要求；同時,通過加強彈射機構(gòu)上梁的局部剛度和驅(qū)動臂、后下臂的橫向剛度，可進一步減小彈架系統(tǒng)的橫向變形量。仿真結(jié)果表明，從結(jié)構(gòu)相容性和彈射機構(gòu)柔性動力學(xué)角度分析，采用這種新型的雙平行四邊形構(gòu)型進行機載內(nèi)埋武器發(fā)射分離是安全的。本文在進行內(nèi)埋彈射發(fā)射柔性動力學(xué)仿真的過程中只考慮了慣性載荷，而沒有考慮載機武器艙打開后產(chǎn)生的復(fù)雜流場帶來的氣動載荷的影響，未來可進一步進行內(nèi)埋導(dǎo)彈發(fā)射流固耦合仿真分析，從而使機載內(nèi)埋導(dǎo)彈分離安全性仿真結(jié)果更加接近真實情況。