崔二巍，于存貴，常久龍，李猛

(1. 南京理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，江蘇 南京 210094 2. 湖北三江航天江河化工科技有限公司，湖北 遠(yuǎn)安 444200)

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減小多管火箭炮射擊時(shí)定向器振動(dòng)的研究

崔二巍1，于存貴1，常久龍2，李猛1

(1. 南京理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，江蘇 南京 210094 2. 湖北三江航天江河化工科技有限公司，湖北 遠(yuǎn)安 444200)

摘要：為減小多管火箭炮射擊時(shí)定向器的振動(dòng)，以減小火箭彈的初始擾動(dòng)和提高射擊密集度，根據(jù)其振動(dòng)特性，提出了在高低機(jī)兩側(cè)分別設(shè)置高低鎖桿的技術(shù)方案。運(yùn)用Abaqus軟件生成高低鎖桿的柔性體文件，導(dǎo)入Adams中建立全炮的剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)模型。根據(jù)有鎖桿和無(wú)鎖桿模型的仿真結(jié)果，計(jì)算并對(duì)比振動(dòng)的平均峰值和顯著衰減時(shí)間，驗(yàn)證方案的減振效果。研究表明該方案可有效減小定向器的振動(dòng)，對(duì)多管火箭炮的設(shè)計(jì)具有重要參考價(jià)值。

關(guān)鍵詞：定向器；振動(dòng)；高低鎖桿；峰值；衰減時(shí)間

0引言

射擊密集度是多管火箭炮的重要戰(zhàn)術(shù)性能指標(biāo)。火箭炮多管連射比多管單發(fā)時(shí)密集度差得多，其主要原因是連射時(shí)前發(fā)彈引起的發(fā)射裝置振動(dòng)嚴(yán)重地影響了后發(fā)彈的初始擾動(dòng)[1]。射擊時(shí)，火箭發(fā)射裝置的很多部分都會(huì)發(fā)生振動(dòng)，但直接與火箭彈相接觸的只有定向器，因此整個(gè)發(fā)射裝置的振動(dòng)只有通過(guò)定向器才能影響火箭彈[2]。定向器的振動(dòng)是形成火箭彈初始擾動(dòng)的主要根源[3]。多管火箭炮在射擊時(shí)，定向器的振動(dòng)越嚴(yán)重，火箭彈的初始擾動(dòng)越大，射擊密集度越差。因此，減小多管火箭炮射擊時(shí)定向器的振動(dòng)對(duì)于減小火箭彈的初始擾動(dòng)和提高射擊密集度具有重要意義。

通過(guò)發(fā)射動(dòng)力學(xué)仿真的方法對(duì)多管火箭炮發(fā)射時(shí)定向器的振動(dòng)進(jìn)行了研究。根據(jù)其振動(dòng)特性，提出了在高低機(jī)兩側(cè)分別設(shè)置高低鎖桿的技術(shù)方案，并通過(guò)仿真和計(jì)算驗(yàn)證方案的可行性。

1發(fā)射動(dòng)力學(xué)建模與仿真

在Adams多體動(dòng)力學(xué)軟件中建立多管火箭炮的發(fā)射動(dòng)力學(xué)仿真模型。多管火箭炮系統(tǒng)是個(gè)復(fù)雜的機(jī)械系統(tǒng)，在建模過(guò)程中根據(jù)其結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，可以將全炮系統(tǒng)合理地簡(jiǎn)化為由車體、回轉(zhuǎn)體、起落架、2個(gè)儲(chǔ)運(yùn)發(fā)射箱、40根定向器、40枚火箭彈等部分組成[4]，并賦予各部件與實(shí)際結(jié)構(gòu)等效的質(zhì)量、質(zhì)心位置和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量等參數(shù)。

1.1　車體的建模

發(fā)射前，車體尾部用2個(gè)千斤頂支撐于地面。在千斤頂?shù)母左w和活塞之間添加滑動(dòng)副和彈簧阻尼系統(tǒng)，模擬千斤頂?shù)闹巫饔?。千斤頂與地面的連接采用軸套力模擬，軸套力有3個(gè)移動(dòng)自由度和轉(zhuǎn)動(dòng)自由度，每個(gè)自由度都有剛度系數(shù)和阻尼系數(shù)，正好可以模擬車體可繞地面平移和轉(zhuǎn)動(dòng)。

輪胎和路面采用Adams/Tire模塊建立。輪胎采用Fiala模型模擬。由于不需要研究輪胎在路面上運(yùn)行過(guò)程中的操縱性等問(wèn)題，可以采用Adams中較為簡(jiǎn)單的2DFlat路面模型。

1.2　回轉(zhuǎn)體和起落架的建模

回轉(zhuǎn)體相對(duì)車體有一個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度，因此在回轉(zhuǎn)中心添加回轉(zhuǎn)體和車體之間的轉(zhuǎn)動(dòng)副。發(fā)射時(shí)鎖定裝置將回轉(zhuǎn)體鎖死，在回轉(zhuǎn)體和車體之間添加一個(gè)大剛度扭簧，用來(lái)模擬發(fā)射時(shí)方向機(jī)的制動(dòng)效果。

回轉(zhuǎn)體和起落架之間通過(guò)耳軸連接，在耳軸處添加兩者之間的轉(zhuǎn)動(dòng)副，起落架通過(guò)液壓高低機(jī)的支撐作用保持一定的射角。在高低機(jī)的液壓缸缸體和活塞桿之間添加滑動(dòng)副和大剛度的彈簧，將其等效為一個(gè)彈簧阻尼系統(tǒng)。

1.3　儲(chǔ)運(yùn)發(fā)射箱的建模

儲(chǔ)運(yùn)發(fā)射箱和起落架之間無(wú)相對(duì)運(yùn)動(dòng)，通過(guò)固定副連接。忽略定向器的微小柔性，將定向器和儲(chǔ)運(yùn)發(fā)射箱用固定副連接?；鸺龔椝艿拈]鎖力為7000N，在火箭彈和定向器之間添加固定副，模擬閉鎖擋彈機(jī)構(gòu)的作用。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)推力超過(guò)7000N后，通過(guò)傳感器和仿真控制程序使固定副失效，火箭彈開(kāi)始運(yùn)動(dòng)。火箭彈的前、中、后3個(gè)定心部與定向器內(nèi)壁之間添加接觸力，定向鈕和導(dǎo)向槽之間添加接觸力，約束火箭彈在定向器內(nèi)的運(yùn)動(dòng)。

1.4　施加載荷

火箭彈推力數(shù)據(jù)由實(shí)驗(yàn)測(cè)得，按照Akima二次曲線擬合方法得到樣條曲線函數(shù)，通過(guò)集中力作用于火箭彈的質(zhì)心處。第i發(fā)火箭彈經(jīng)過(guò)0.5s的發(fā)射間隔后發(fā)射，推力函數(shù)如下：

If(time-0.5*i:0,0,if(time+2-0.5*i):Akispl(time-0.5*i:0,spline_F,0),0,0))

其中，spline_F為推力曲線，推力持續(xù)時(shí)間為2s。

燃?xì)馍淞鳑_擊力由氣體動(dòng)力學(xué)軟件仿真計(jì)算獲得，用Akima方法擬合為隨距離變化的集中力，施加在定向器管口的中心位置。

1.5　發(fā)射動(dòng)力學(xué)仿真

根據(jù)1.1~1.4小節(jié)中所述，建立方向角為0°、高低角為45°的多管火箭炮發(fā)射動(dòng)力學(xué)模型，如圖1所示。

圖1　多管火箭炮發(fā)射動(dòng)力學(xué)模型

在多管火箭炮的發(fā)射動(dòng)力學(xué)仿真中，首先進(jìn)行一段時(shí)間靜平衡仿真。此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)還未開(kāi)始工作，火箭彈被鎖定在定向器內(nèi)，整個(gè)模型僅在重力作用下達(dá)到靜平衡狀態(tài)。經(jīng)過(guò)靜平衡仿真，可以使高低機(jī)、高低鎖桿、支撐千斤頂和輪胎等部件在重力作用下達(dá)到受力平衡，保證多管火箭炮在穩(wěn)定狀態(tài)下發(fā)射。設(shè)置靜平衡仿真時(shí)間為5.5s，之后發(fā)射第1枚火箭彈，發(fā)射間隔為0.5s，共發(fā)射8枚。

2定向器的振動(dòng)分析

通過(guò)多管火箭炮的發(fā)射動(dòng)力學(xué)仿真可獲得定向器的振動(dòng)數(shù)據(jù)。定向器管口俯仰方向和方位方向的位移、線速度和角速度曲線如圖2-圖4所示。

圖2　俯仰方向和方位方向的位移曲線

圖3　俯仰方向和方位方向的線速度曲線

圖4　俯仰方向和方位方向的角速度曲線

由圖2-圖4可得，每枚火箭彈發(fā)射時(shí)引起定向器管口俯仰方向的位移、線速度和角速度曲線的振動(dòng)峰值均遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于方位方向，且振動(dòng)衰減速度慢，持續(xù)時(shí)間長(zhǎng)。因此，多管火箭炮發(fā)射時(shí)定向器管口俯仰方向的振動(dòng)遠(yuǎn)比方位方向嚴(yán)重，俯仰方向的減振是定向器減振的關(guān)鍵。

3減小定向器振動(dòng)的方案

多管火箭炮在射擊時(shí)，俯仰方向僅通過(guò)液壓高低機(jī)支撐起落架以保持一定的射角。由第2節(jié)中分析可知，定向器俯仰方向的振動(dòng)遠(yuǎn)大于方位方向，俯仰方向的減振是定向器減振的關(guān)鍵，因此提出在高低機(jī)的兩側(cè)分別設(shè)置高低鎖桿的技術(shù)方案，如圖5所示。

圖5　設(shè)置高低鎖桿的多管火箭炮

高低鎖桿連接回轉(zhuǎn)體和起落架?；鸺谠诟叩蜋C(jī)作用下調(diào)整到預(yù)定射角后，高低鎖桿鎖定，與高低機(jī)共同支撐起落架，增大了俯仰方向的支撐剛度和阻尼。

4方案驗(yàn)證

將柔性化的高低鎖桿導(dǎo)入發(fā)射動(dòng)力學(xué)模型中，添加約束并重新仿真發(fā)射過(guò)程，對(duì)比有無(wú)高低鎖桿時(shí)定向器的振動(dòng)。

4.1　高低鎖桿的柔性化建模

高低鎖桿長(zhǎng)細(xì)比較大且可能在發(fā)射過(guò)程中出現(xiàn)較大變形，同時(shí)為體現(xiàn)其阻尼效應(yīng)，在動(dòng)力學(xué)建模時(shí)應(yīng)作柔性化處理。剛?cè)狁詈夏Ｐ偷姆抡娼Y(jié)果能更準(zhǔn)確地反映火箭炮在發(fā)射過(guò)程中的動(dòng)力學(xué)特性[5]。

有限元軟件Abaqus與多體動(dòng)力學(xué)軟件Adams的柔性文件接口是經(jīng)過(guò)數(shù)據(jù)編寫(xiě)、文件輸入、計(jì)算分析以及后期轉(zhuǎn)譯等相關(guān)操作后，將Abaqus中的有限元模型文件編譯成可被Adams/Flex直接讀取的MNF類型的模態(tài)中性文件，從而可實(shí)現(xiàn)剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)仿真的有效通道[6]。將高低鎖桿的三維模型合理簡(jiǎn)化后導(dǎo)入Abaqus中，賦予材料屬性、添加約束、劃分網(wǎng)格，并進(jìn)行模態(tài)分析。修改模態(tài)分析生成的INP文件，運(yùn)行Abaqus Command程序命令，經(jīng)過(guò)大量的轉(zhuǎn)譯計(jì)算，得到柔性模態(tài)中性文件，其中包括模型轉(zhuǎn)譯后節(jié)點(diǎn)和單元數(shù)目，單位等。柔性化處理的高低鎖桿如圖6所示。

圖6　柔性化處理的高低鎖桿

將模態(tài)中性文件導(dǎo)入1.5節(jié)中建立的發(fā)射動(dòng)力學(xué)模型中，生成柔性高低鎖桿。在高低鎖桿與起落架、回轉(zhuǎn)體之間分別添加轉(zhuǎn)動(dòng)副。在其他條件不變的情況下，重新仿真發(fā)射過(guò)程。

4.2　減振效果分析

根據(jù)添加高低鎖桿后的剛?cè)狁詈夏Ｐ团c無(wú)鎖桿模型的發(fā)射動(dòng)力學(xué)仿真結(jié)果，對(duì)比兩種情況下定向器管口俯仰方向的位移、線速度和角速度曲線，如圖7-圖9所示，檢驗(yàn)方案的減振效果。

圖7　俯仰方向的位移曲線對(duì)比

圖8　俯仰方向的線速度曲線對(duì)比

圖9　俯仰方向的角速度曲線對(duì)比

由圖中可得，每枚火箭彈發(fā)射時(shí)均會(huì)引起曲線的振動(dòng)，振動(dòng)的峰值和衰減時(shí)間是衡量定向器振動(dòng)的重要參數(shù)。計(jì)算8枚火箭彈引起的定向器管口俯仰方向位移、線速度和角速度曲線振動(dòng)的平均峰值，如表1所示。

表1　位移、線速度和角速度的平均峰值

添加高低鎖桿后，位移、線速度和角速度曲線振動(dòng)的平均峰值分別減小57%、46%和35%，由此可得，定向器的振動(dòng)幅值也大大減小。

多管火箭炮為提高射速，在前發(fā)彈引起的發(fā)射裝置振動(dòng)尚未完全衰減時(shí)即發(fā)射下發(fā)彈。為研究定向器振動(dòng)的完整衰減過(guò)程，分析定向器管口俯仰方向位移、線速度和角速度曲線中由最后一發(fā)彈引起的完整振動(dòng)波形，計(jì)算振動(dòng)幅值衰減為峰值的20%時(shí)所需的時(shí)間，即顯著衰減時(shí)間，如表2所示。

表2　位移、線速度和角速度的顯著衰減時(shí)間

多管火箭炮的發(fā)射間隔為0.5s，無(wú)鎖桿時(shí)，俯仰方向位移、線速度和角速度的顯著衰減時(shí)間均大于0.5s，表明前發(fā)彈引起的定向器振動(dòng)尚未顯著衰減時(shí)即發(fā)射下發(fā)彈，嚴(yán)重影響了下發(fā)彈的初始擾動(dòng)。設(shè)置高低鎖桿后，位移、線速度和角速度的顯著衰減時(shí)間分別縮短60%、61%和56%，均小于發(fā)射間隔?；鸺龔椩诙ㄏ蚱髡駝?dòng)顯著衰減后才發(fā)射，有利于減小初始擾動(dòng)和提高射擊密集度。

5結(jié)論

分析仿真和計(jì)算結(jié)果可得：

1) 多管火箭炮發(fā)射時(shí)定向器管口俯仰方向的振動(dòng)遠(yuǎn)大于方位方向，振動(dòng)幅值大且衰減速度慢。減小俯仰方向的振動(dòng)是減小定向器振動(dòng)的關(guān)鍵。

2) 高低鎖桿采用柔性化建模，可體現(xiàn)其變形和阻尼效應(yīng)，剛?cè)狁詈系陌l(fā)射動(dòng)力學(xué)模型更符合實(shí)際情況。

3) 添加高低鎖桿后，定向器管口俯仰方向位移、線速度和角速度曲線振動(dòng)的平均峰值和顯著衰減時(shí)間均明顯減小。該技術(shù)方案可有效減小多管火箭炮射擊時(shí)定向器的振動(dòng)，有利于減小火箭彈的初始擾動(dòng)和提高射擊密集度，對(duì)多管火箭炮的設(shè)計(jì)具有重要參考價(jià)值。

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Research on Reducing Vibration of Directors of Multiple Rocket Launcher During Launching

CUI Er-wei1，YU Cun-gui1， CHANG Jiu-long2， LI Meng1

(1. School of Mechanical Engineering, Nanjing University of Science and Technology, Nanjing 210094, China;

2. Hubei Sanjiang Space Rivers Chemical Technology Co., TTD; Yuanan 444200, China)

Abstract:In order to reduce the vibration of the directors of multiple rocket launchers, decrease the initial disturbance of rockets and improve the firing dispersion, this paper proposes a technical scheme that two pitch locking rods are added to both sides of the elevating mechanism according to the vibration characteristic of directors. The flexible locking rods are built by Abaqus, which are imported into Adams, and then the rigid-flexible coupling model of the rocket launcher is developed. The average peak value and the significant damping time of the vibration are calculated and contrasted. Based on the simulation results of the models with and without locking rods, the vibration damping effect of the scheme is verified. The research shows that the scheme can effectively reduce the vibration of directors, and it is of great reference value for design of multiple rocket launchers.

Keywords:director；vibration；pitch locking rod；peak value；damping time

收稿日期：2014-08-19

中圖分類號(hào)：TJ393

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：B

文章編號(hào)：1671-5276(2015)02-0014-04

作者簡(jiǎn)介：崔二巍(1989-)，男，山西晉城人，碩士研究生，研究方向：火箭、導(dǎo)彈發(fā)射理論與技術(shù)。