王惠方，詹晶晶，梁曉揚(yáng)

（1.西北機(jī)電工程研究所，陜西 咸陽(yáng) 712099；2.南京理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，江蘇 南京 210094）

目前，多管火箭炮采用了液壓式高低機(jī)，發(fā)射時(shí)，液壓鎖鎖緊液壓回路，高低機(jī)將發(fā)射系統(tǒng)固定在要求的射角，進(jìn)行發(fā)射。但火箭發(fā)射時(shí)，由于燃?xì)饬鲗?duì)發(fā)射系統(tǒng)的沖擊，使發(fā)射系統(tǒng)劇烈振動(dòng)。這種急劇變化的沖擊外載可能導(dǎo)致液壓鎖在開(kāi)閉間轉(zhuǎn)換，出現(xiàn)振動(dòng)和鎖不住的現(xiàn)象［1－2］，使液壓高低機(jī)工作性能不穩(wěn)定，射角變位。

對(duì)大口徑、遠(yuǎn)射程火箭武器來(lái)說(shuō)，因管數(shù)少，發(fā)射間隔長(zhǎng)，系統(tǒng)振動(dòng)衰減下來(lái)后才進(jìn)行下一發(fā)發(fā)射，因此對(duì)后續(xù)彈發(fā)射影響不大，甚至可以進(jìn)行瞄準(zhǔn)諸元修正后再發(fā)射。而對(duì)于中口徑火箭武器系統(tǒng)來(lái)說(shuō)，因發(fā)射管數(shù)多，發(fā)射間隔短，燃?xì)饬鳑_擊產(chǎn)生的振動(dòng)完全有可能影響液壓高低機(jī)的穩(wěn)定性和可靠性，因此需要采取技術(shù)措施輔助高低機(jī)液壓鎖將發(fā)射系統(tǒng)起落部分固定，保證射擊狀態(tài)的一致性，提高射擊密集度。

1 鎖桿工作原理

某多管火箭炮在液壓高低機(jī)兩側(cè)對(duì)稱布置兩個(gè)高低鎖桿以輔助支撐起落部分。高低鎖桿結(jié)構(gòu)如圖1所示，其工作原理是：調(diào)炮到位鎖緊時(shí)，高壓油由液壓孔注入，液體推動(dòng)兩邊活塞向外側(cè)運(yùn)動(dòng)，活塞擠壓銅質(zhì)內(nèi)環(huán)和碟形彈簧，使得內(nèi)環(huán)與支撐桿之間緊密接觸，產(chǎn)生彈性變形。內(nèi)環(huán)與支撐桿之間的摩擦力限制支撐桿運(yùn)動(dòng)。因內(nèi)環(huán)材料為銅，擠壓過(guò)程中會(huì)產(chǎn)生較大接觸變形，增大摩擦力，進(jìn)而起到鎖緊作用。調(diào)炮時(shí)，液壓卸載，兩活塞之間液壓腔內(nèi)的高壓油流出，活塞外側(cè)的碟形彈簧伸張，推活塞向內(nèi)側(cè)運(yùn)動(dòng)，松開(kāi)內(nèi)環(huán)，使支撐桿可自由運(yùn)動(dòng)。

碟形彈簧的作用主要是高低鎖桿解鎖時(shí)，確保能推開(kāi)活塞，松開(kāi)內(nèi)環(huán)。高低鎖桿鎖緊時(shí)，碟形簧的彈簧力可抵消一部分液體壓力，相當(dāng)于液壓油壓力減小。但碟形簧剛度較小，抵消的壓力有限，對(duì)計(jì)算結(jié)果影響較小，所以建模時(shí)進(jìn)行了忽略。

2 高低鎖桿剛?cè)狁詈戏治瞿Ｐ?/h2>

2.1 鎖桿結(jié)構(gòu)建模

采用剛?cè)狁詈隙囿w動(dòng)力學(xué)方法可對(duì)鎖桿作用進(jìn)行仿真分析。特別是銅質(zhì)內(nèi)環(huán)，因擠壓過(guò)程中會(huì)產(chǎn)生較大接觸變形，增大接觸面積、摩擦力，因此必須按柔性體處理，才能較真實(shí)地反映其工作狀況。

高低鎖桿分析模型可簡(jiǎn)化為支撐桿、活塞（2個(gè)）、內(nèi) 環(huán)（2 個(gè)）、限 制 環(huán)（2 個(gè)）等 部 分，如 圖2所示。

鎖桿外部?jī)啥送ㄟ^(guò)鉸鏈分別與起落架和回轉(zhuǎn)體相連。鎖桿內(nèi)部約束關(guān)系為：內(nèi)環(huán)外表面和活塞、限制環(huán)之間簡(jiǎn)化為固定副，將接觸面耦合在一起；內(nèi)環(huán)內(nèi)表面和支撐桿之間為接觸碰撞關(guān)系，添加接觸contact，摩擦系數(shù)取0.15；活塞與限制環(huán)之間、支撐桿和限制環(huán)之間為移動(dòng)副。添加約束后的鎖桿分析模型如圖3所示。

2.2 鎖桿內(nèi)環(huán)柔性化處理

將內(nèi)環(huán)三維模型導(dǎo)入ANSYS 軟件中劃分網(wǎng)格，采用六面體實(shí)體單元建立有限元模型，如圖4所示，生成內(nèi)環(huán)模態(tài)中性文件，再導(dǎo)入ADAMS軟件中［3］。內(nèi)環(huán)有限元模型中的關(guān)聯(lián)點(diǎn)將外表面各單元節(jié)點(diǎn)耦合在一起，用于與活塞和限制環(huán)建立固定副。

加載鎖緊時(shí)，液壓通過(guò)活塞與內(nèi)環(huán)的耦合面?zhèn)鬟f給內(nèi)環(huán)。內(nèi)環(huán)外側(cè)受限制環(huán)限制不能移動(dòng)，只能產(chǎn)生變形。因液壓加載鎖緊過(guò)程均勻、平穩(wěn)，是一準(zhǔn)靜態(tài)過(guò)程，所以本模型將內(nèi)環(huán)外表面和活塞、限制環(huán)之間接觸的表面耦合在一起，簡(jiǎn)化為固定副。內(nèi)環(huán)簡(jiǎn)化為柔性體，受擠壓后沿中部徑向方向變形。

3 火箭炮發(fā)射動(dòng)力學(xué)分析模型

3.1 有、無(wú)高低鎖桿火箭炮模型

分別建立無(wú)高低鎖桿與有高低鎖桿兩種方案下的三維實(shí)體模型，在ADAMS軟件中對(duì)各部件進(jìn)行簡(jiǎn)化合并。簡(jiǎn)化后的模型主要包括火箭彈、發(fā)射箱、起落架、回轉(zhuǎn)體、車體和千斤頂，在各部件之間添加相關(guān)約束，得到火箭炮全炮的拓?fù)潢P(guān)系如圖5所示，有、無(wú)高低鎖桿火箭炮局部模型分別如圖6和圖7所示。

3.2 施加約束和載荷

1）火箭炮車體通過(guò)前輪胎和千斤頂支撐在地面，后輪胎基本不起作用，可省略。前輪胎和路面關(guān)系采用ADAMS／Tire模塊建立，輪胎采用UA模型，根據(jù)輪胎實(shí)際型號(hào)定義各參數(shù)；路面采用ADAMS中的2DFlat模型，定義路面各參數(shù)［3］。

千斤頂簡(jiǎn)化為一移動(dòng)副加一彈簧，移動(dòng)副模擬千斤頂缸體和活塞之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)，彈簧模擬支撐力。彈簧等效剛度是在液壓缸完全封閉條件下和穩(wěn)態(tài)工作時(shí)，根據(jù)壓縮工況與拉伸工況導(dǎo)出的［4－5］。千斤頂?shù)娜嵝灾饕獊?lái)源于兩方面的影響，其一是液壓油的可壓縮性；其二是頂桿的彈性變形。最終千斤頂?shù)膭偠仁嵌叽?lián)的剛度

式中：Kg為發(fā)射狀態(tài)下千斤頂頂桿的剛度；Ky為發(fā)射狀態(tài)下千斤頂液柱的剛度；Kq為發(fā)射狀態(tài)下千斤頂?shù)膭偠?；A為回油腔活塞面積；V為回油腔液體體積；EV為液壓油的體積彈性模量，EV＝1×109N／m2；Ed為千斤頂頂桿材料的彈性模量，2.06×1011N／m2；Ad為千斤頂頂桿的橫截面面積；L為千斤頂頂桿長(zhǎng)度。

經(jīng)過(guò)計(jì)算確定千斤頂?shù)刃椈蓜偠认禂?shù)為5.0×104N／mm，阻尼系數(shù)參照相似火箭炮計(jì)算取值100N·s／mm［6］。

2）回轉(zhuǎn)體相對(duì)車體有轉(zhuǎn)動(dòng)自由度，施加鉸接副模擬回轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，用大剛度扭簧模擬發(fā)射時(shí)回轉(zhuǎn)部分的制動(dòng)效果。參照相似火箭炮試驗(yàn)結(jié)果［6］扭簧參數(shù)取值，剛度系數(shù)為9.65×109N·mm／rad，阻尼系數(shù)為9.17×107N·mm／rad。

3）回轉(zhuǎn)體和起落架之間通過(guò)耳軸連接，在左右耳軸處分別施加鉸接副，忽略摩擦阻力。

4）起落架通過(guò)液壓高低機(jī)支撐以保持確定的射角。液壓高低機(jī)一般采用彈簧阻尼系統(tǒng)來(lái)模擬，即簡(jiǎn)化為一移動(dòng)副加一彈簧，移動(dòng)副模擬液壓缸和活塞之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)，彈簧模擬支撐力。彈簧的等效剛度根據(jù)油液和油缸參數(shù)通過(guò)相關(guān)公式計(jì)算得到［4－5］，高低機(jī)等效彈簧剛度系數(shù)為4.5×104N·mm／rad。阻尼系數(shù)影響振動(dòng)消減的快慢，阻尼系數(shù)參照相似火箭炮計(jì)算［6］取值650N·mm／rad。

5）儲(chǔ)運(yùn)發(fā)射箱和起落架之間用固定副鎖緊固定。

6）鎖桿兩活塞內(nèi)側(cè)面施加數(shù)值等于油壓的分布力，模擬油壓作用。高壓油擠壓活塞，活塞對(duì)內(nèi)環(huán)產(chǎn)生擠壓作用，內(nèi)環(huán)擠壓支撐桿，在contact中設(shè)定摩擦力，進(jìn)而起到鎖緊作用。

7）發(fā)射之前，火箭彈和定向管通過(guò)固定副約束；當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)推力超過(guò)閉鎖力后，固定副解鎖，火箭彈開(kāi)始運(yùn)動(dòng)。在火箭彈3 個(gè)定心部和定向管內(nèi)壁之間、定向鈕和定向管導(dǎo)向槽之間分別添加接觸碰撞關(guān)系contact（約束期和半約束期）；火箭彈后定心部離開(kāi)定向管口部后自由運(yùn)動(dòng)。

8）火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力通過(guò)AKISPL函數(shù)添加，第i發(fā)火箭彈的推力函數(shù)表達(dá)式為：

－IF（TIME－（T＿sta＋T＿jge＊（i－1））：0，0，IF（TIME－（T＿sta＋T＿jge＊（i－1）＋T＿last）：AKISPL（TIME－ （T＿sta＋T＿jge＊（i－1）），0，tuili，0），0，0））。

火箭彈推力曲線如圖8所示。

9）燃?xì)饬鳑_擊力按照?qǐng)D9所示的A、B、C 區(qū)域劃分，通過(guò)燃?xì)饬鲌?chǎng)計(jì)算得到3個(gè)區(qū)域典型沖擊力曲線，如圖10所示，將其施加在發(fā)射箱前端面相應(yīng)位置。

4 發(fā)射動(dòng)力學(xué)仿真及結(jié)果分析

添加約束和載荷后，編寫(xiě)腳本程序控制火箭炮模型按規(guī)定時(shí)序發(fā)射，分別對(duì)有、無(wú)鎖桿兩種方案進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真分析。設(shè)定火箭炮方向角為0°，射角為53°，發(fā)射間隔為0.5s，仿真發(fā)射40 枚火箭彈。其中有鎖桿情況下仿真分析時(shí)得到內(nèi)環(huán)應(yīng)力分布云圖如圖11所示，內(nèi)環(huán)和支撐桿之間的摩擦力變化曲線如圖12所示。

由圖12內(nèi)環(huán)和支撐桿之間的摩擦力變化曲線可以看出，火箭炮發(fā)射時(shí)，摩擦力數(shù)值在0～6.6kN之間變化?；鸺谑苋?xì)饬鳑_擊時(shí)，高低鎖桿產(chǎn)生的鎖緊力（即鎖桿摩擦力）瞬時(shí)增大，最大時(shí)兩個(gè)高低鎖桿產(chǎn)生的鎖緊力可達(dá)13.2kN，再加上液壓高低機(jī)的作用，可以將起落部分可靠、穩(wěn)定地固定在要求的射角上。

火箭炮發(fā)射時(shí)，定向器管口的振動(dòng)運(yùn)動(dòng)會(huì)傳遞給火箭彈，使火箭彈產(chǎn)生起始擾動(dòng)，影響射擊密集度。有、無(wú)鎖桿兩種方案動(dòng)力學(xué)仿真分析得到的定向器管口振動(dòng)參數(shù)如圖13～16所示。

根據(jù)仿真結(jié)果可以看出，在高低機(jī)兩端增加高低鎖桿后，定向器管口高低、偏航方向振動(dòng)參數(shù)均明顯減小，其中減幅最大的是高低方向線位移曲線，幅值平均減小42.61%；其次是高低方向角位移曲線，幅值平均減小28.43%；減幅最小的是偏航方向角位移曲線，幅值平均減小9.72%。

火箭彈后定心部離開(kāi)定向器管口時(shí)的各振動(dòng)參數(shù)確定了火箭彈起始擾動(dòng)數(shù)值的大小，因此可以確定增加鎖桿后的火箭炮發(fā)射時(shí)火箭彈起始擾動(dòng)會(huì)明顯減小，有利于提高射擊密集度。

5 結(jié)論

通過(guò)動(dòng)力學(xué)分析，結(jié)果表明高低鎖桿產(chǎn)生的鎖緊力與液壓高低機(jī)配合，可以將起落部分可靠地支撐固定在要求的射角上。同時(shí)，增加高低鎖桿后，火箭彈后定心部離開(kāi)定向器管口時(shí)的振動(dòng)參數(shù)幅值均有所下降，使火箭起始擾動(dòng)減小，有利于提高射擊密集度。試驗(yàn)結(jié)果也表明，使用高低鎖桿后的某多管火箭炮射擊密集度水平較高，從側(cè)面證明了高低鎖桿所起的作用，說(shuō)明這種高低鎖桿結(jié)構(gòu)合理，可以推廣應(yīng)用到其他多管火箭炮上。

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