王旭剛，介黨陽(yáng)，翟章明，張　健，周一磊，徐明釗

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京　100076)

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【裝備理論與裝備技術(shù)】

基于AMESim的火箭垂直退箭系統(tǒng)量化分析技術(shù)

王旭剛，介黨陽(yáng)，翟章明，張健，周一磊，徐明釗

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京100076)

針對(duì)火箭垂直退箭系統(tǒng)中多變量耦合設(shè)計(jì)和干擾狀態(tài)下提升能力的適應(yīng)性問(wèn)題，為實(shí)現(xiàn)對(duì)多參數(shù)的量化分析目標(biāo)，采用AEMsim多學(xué)科領(lǐng)域復(fù)雜系統(tǒng)建模仿真平臺(tái)，通過(guò)仿真分析實(shí)現(xiàn)了退箭補(bǔ)氣系統(tǒng)在漏氣干擾情況下的數(shù)值模擬，經(jīng)分析，氣體流量上限取值0.52 kg/s，漏氣時(shí)氣體流量系數(shù)Cq取值為0.5，提升速度取值為2.0 m/min,最大提升力為14.7 t，為退箭系統(tǒng)提升機(jī)和退箭補(bǔ)氣系統(tǒng)關(guān)鍵參數(shù)設(shè)計(jì)提供了依據(jù)。

AEMsim；退箭配氣；量化分析

火箭的裝填及退箭系統(tǒng)設(shè)計(jì)是“箭-筒-平臺(tái)”設(shè)計(jì)協(xié)調(diào)要素的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。在火箭技術(shù)準(zhǔn)備過(guò)程中，當(dāng)火箭在發(fā)射平臺(tái)上就位后，若發(fā)生故障，通常需要退箭處理。為克服退箭摩擦力，依靠提升機(jī)退箭時(shí)需在箭體上施加一個(gè)超出箭重和摩擦總和的力，這對(duì)箭體結(jié)構(gòu)承載和提升機(jī)能力提出了很高要求，設(shè)計(jì)成本和總體性能都會(huì)受到影響[1,2]。為此，通常采用在箭尾密閉空間內(nèi)充一定壓力的氣體提供輔助退箭力，與提升機(jī)協(xié)調(diào)作業(yè)，實(shí)現(xiàn)退箭。

在以往設(shè)計(jì)過(guò)程中，通常根據(jù)積累的經(jīng)驗(yàn)公式，采用最大包絡(luò)設(shè)計(jì)法估算提升機(jī)和退箭配氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)參數(shù)，設(shè)計(jì)難度大，提升機(jī)拉力和退箭配氣系統(tǒng)能力設(shè)計(jì)偏保守，沒(méi)有實(shí)現(xiàn)最優(yōu)設(shè)計(jì)。由于箭重和摩擦力大，在有限空間內(nèi)對(duì)輔助設(shè)備選型困難也大，給提升機(jī)和退箭配氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來(lái)不便。以國(guó)內(nèi)某型火箭退彈配氣系統(tǒng)為例，配氣系統(tǒng)耗氣量已成為發(fā)射支持系統(tǒng)氣源的最大潛在用戶，提升機(jī)規(guī)模、重量較大，在發(fā)射轉(zhuǎn)場(chǎng)、吊裝等過(guò)程中增加了額外的操作風(fēng)險(xiǎn)，亟需通過(guò)仿真技術(shù)應(yīng)用，建立一套退箭過(guò)程關(guān)鍵參數(shù)量化分析規(guī)程和方法，用于規(guī)范退箭系統(tǒng)設(shè)計(jì)流程，提升退箭系統(tǒng)設(shè)計(jì)要素的量化分析能力。

1　退箭工作原理

火箭裝填摩擦力與箭重和箭筒間適配裝置相關(guān)，根據(jù)裝填摩擦力的仿真結(jié)果和已有經(jīng)驗(yàn)，一般相當(dāng)于箭重的1/3至4/5，為盡可能減少受限空間下的提升機(jī)設(shè)計(jì)載荷，降低箭體結(jié)構(gòu)承載，通常在發(fā)射裝置底部單獨(dú)設(shè)置退箭配氣系統(tǒng)，用以與提升機(jī)協(xié)同作業(yè)，通過(guò)在火箭底部預(yù)充壓輔助退箭。

此外，為了保證火箭在發(fā)射筒內(nèi)長(zhǎng)期貯存時(shí)的溫濕度環(huán)境，發(fā)射筒內(nèi)在火箭適配器兩端通常增設(shè)空調(diào)跨接管平衡全箭上下的溫濕度環(huán)境，如圖1所示。

圖1　空調(diào)跨接管示意圖

空調(diào)跨接管的使用不可避免的會(huì)造成退箭過(guò)程中輔助退箭氣體壓力的瞬時(shí)泄漏，勻速提升情況下提升機(jī)載荷會(huì)瞬時(shí)增加，此時(shí)需要退箭補(bǔ)氣系統(tǒng)協(xié)調(diào)作業(yè)。在涉及突發(fā)擾動(dòng)情況下，必須優(yōu)化提升機(jī)最大能力和退箭補(bǔ)氣閥門(mén)控制參數(shù)調(diào)整等設(shè)計(jì)工作。

2　數(shù)學(xué)模型

在已知摩擦力邊界和突發(fā)干擾(空調(diào)跨接管漏氣)條件下，火箭退出操作的設(shè)計(jì)參數(shù)主要有提升機(jī)提升力、向發(fā)射筒底部補(bǔ)氣的流量，該補(bǔ)氣的流量由發(fā)射裝置上的配氣接口尺寸和保障氣源性能決定。

(1)

在火箭靜止?fàn)顟B(tài)下設(shè)計(jì)參數(shù)較容易確定，但隨著火箭提升火箭底部容積動(dòng)態(tài)變化，底部壓力、溫度、體積相互影響，適配器出筒過(guò)程中經(jīng)過(guò)空調(diào)跨接管時(shí)，火箭底部高壓氣體會(huì)產(chǎn)生瞬時(shí)的快速泄漏，對(duì)提升機(jī)產(chǎn)生一個(gè)突發(fā)干擾力，在以一定泄漏面積條件下，充氣流量與發(fā)射筒內(nèi)氣體壓力計(jì)算公式為：

(2)

(3)

根據(jù)上述數(shù)學(xué)模型，分兩個(gè)步驟進(jìn)行量化分析的仿真研究，首先通過(guò)預(yù)設(shè)提升力和退箭補(bǔ)氣流量，定性分析火箭退出操作的通過(guò)性；在此基礎(chǔ)上再預(yù)設(shè)箭底補(bǔ)氣壓力，定量分析提升機(jī)提升力并獲取退箭配氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)參數(shù)，指導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

3　預(yù)設(shè)提升力和退箭補(bǔ)氣流量的退箭通過(guò)性分析

退箭配氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，首先需要關(guān)注在預(yù)設(shè)提升力和退箭補(bǔ)氣流量情況下，保證火箭能夠順利地從發(fā)射筒中提升出筒。

借助于AEMsim多學(xué)科領(lǐng)域復(fù)雜系統(tǒng)建模仿真平臺(tái)[3-4]，對(duì)Mechanical模型集里面的MAS21子模型進(jìn)行二次開(kāi)發(fā)，并將火箭出筒過(guò)程中的裝填摩擦力曲線通過(guò)AEMset軟件導(dǎo)入到子模型中，采用Hydraulic Component Design模型集相關(guān)模塊對(duì)管路系統(tǒng)和發(fā)射筒進(jìn)行建模，具體工作原理見(jiàn)圖2。

圖2　定性分析退箭操作通過(guò)性

舉例說(shuō)明，假設(shè)火箭總重12.5 t，最大裝填摩擦力為11 t，箭尾適配器寬度約200 mm，退箭長(zhǎng)度不大于3 750 mm?？照{(diào)跨接管共3道，每道4根，跨距均為325 mm，通徑為DN10，跨接管下側(cè)端口中心距離箭體支撐面位置分別為800 mm、1 600 mm、2 250 mm，箭動(dòng)前發(fā)射裝置底部初始體積為1.5 m3。校驗(yàn)以下4種情況下，火箭退出操作的通過(guò)性：

工況1：退箭配氣系統(tǒng)最大流量為0.45 kg/s，提升機(jī)額定提升力為14 t；

工況2：退箭配氣系統(tǒng)最大流量為0.45 kg/s，提升機(jī)額定提升力為16 t；

工況3：退箭配氣系統(tǒng)最大流量為0.3 kg/s，提升機(jī)額定提升力為16 t；

工況4：退箭配氣系統(tǒng)最大流量為0.3 kg/s，提升機(jī)額定提升力為20 t。

仿真結(jié)果見(jiàn)圖3。

圖3　各工況下的退箭位移曲線

由圖3可以看出工況1和工況3在火箭退出過(guò)程中經(jīng)過(guò)第一道空調(diào)跨接管時(shí)產(chǎn)生氣體泄漏，在固定提升力的情況下，由于提升力不足以克服摩擦力和箭重，火箭停留在第一道空調(diào)跨接管的0.82m處，無(wú)法實(shí)現(xiàn)退箭。相比工況1和工況3，工況2和工況4分別通過(guò)增大提升力和底部氣體流量，均克服了空調(diào)跨接管處氣體泄漏產(chǎn)生的干擾力，均成功退箭。

4　預(yù)設(shè)退箭補(bǔ)氣壓力條件下的提升機(jī)和退箭配氣參數(shù)分析

用于火箭退箭的提升機(jī)速度為恒速，一般分為若干擋。提升過(guò)程中摩擦力發(fā)生變化，箭筒間適配器全部位于發(fā)射筒中，摩擦力最大。隨著退箭過(guò)程中適配器出筒，摩擦力呈階梯狀減小。

基于安全性考慮，預(yù)設(shè)箭底輔助退箭氣體壓力以不大于箭重的80%。由于隨著火箭出筒位移增加，箭底流量為變體積恒壓力控制模式，尤其是經(jīng)過(guò)突發(fā)干擾空調(diào)跨接管時(shí)底部壓力瞬時(shí)泄漏。一方面需要控制箭底充入氣體流量使箭底部壓力快速恢復(fù)至預(yù)設(shè)壓力，另一方面需要確保提升機(jī)的輸出能力可應(yīng)對(duì)底部輔助力擾動(dòng)，不產(chǎn)生報(bào)警。因此，系統(tǒng)模型可以簡(jiǎn)化為變體積且存在擾動(dòng)項(xiàng)的恒壓力控制系統(tǒng)，工程上需要通過(guò)模型辨識(shí)出箭底充氣流量控制策略和提升能力的最低需求。

通過(guò)AEMsim多學(xué)科領(lǐng)域復(fù)雜系統(tǒng)建模仿真平臺(tái)，構(gòu)建了恒速提升模擬系統(tǒng)，預(yù)設(shè)箭底補(bǔ)氣壓力，并借助于PID控制模塊，實(shí)現(xiàn)了箭底壓力閉環(huán)控制的量化分析問(wèn)題，其原理參見(jiàn)圖4。

圖4　量化分析退箭系統(tǒng)的原理圖

流量控制的PID傳遞函數(shù)如下：

(4)

式中：u(t)=Pd(t)-PQ(t)，其中Pd(t)為筒底期望壓力，PQ(t) 為筒底反饋壓力；

Kp,Ki,Kd為PID控制的比例、積分和微分系數(shù)。

以第3節(jié)所舉參數(shù)，進(jìn)行量化分析。在氣體流量值上限為0.52 kg/s，漏氣時(shí)氣體流量系數(shù)Cq取0.5，提升速度為2.0 m/min的條件下，提升力和供氣流量需求仿真分析結(jié)果見(jiàn)圖5。

可以看出，提升機(jī)的最大提升力發(fā)生在火箭密封環(huán)經(jīng)過(guò)第一道空調(diào)跨接管時(shí)，底部氣體瞬時(shí)泄漏，輔助退箭壓力急劇下降，造成提升機(jī)的提升力升高，氣體流量系數(shù)Cq為0.5時(shí)，最大提升力14.7 t。箭底最大供氣流量為0.52 kg/s時(shí)，提供箭底壓力為25 kPa，箭底供氣流量控制曲線如圖6所示，密封環(huán)經(jīng)過(guò)空調(diào)跨接管時(shí)，需要將底部供氣流量調(diào)整至最大值。

圖5　供氣流量為0.52 kg/s時(shí)的提升力

火箭底部供氣壓力曲線參見(jiàn)圖7，可以看出經(jīng)過(guò)空調(diào)跨接管時(shí)，由于漏氣嚴(yán)重，底部壓力由25 kPa驟降至11.5 kPa，其中最惡劣的情況出現(xiàn)在經(jīng)過(guò)第一道跨接管處，要求最大流量持續(xù)時(shí)間不小于12 s。

圖6　最大供氣流量為0.52 kg/s，箭底供氣流量控制曲線

圖7　最大供氣流量為0.52 kg/s，箭底供氣壓力曲線

調(diào)整箭底壓力至35 kPa，由于經(jīng)過(guò)空調(diào)跨接管時(shí)，箭底壓力仍能下降至12 kPa左右，退出過(guò)程中對(duì)提升力的要求僅稍微下降，具體參見(jiàn)圖8、圖9。

綜上分析，勻速提升時(shí)，調(diào)整箭體底部壓力，對(duì)提升力要求稍微下降，但不明顯。對(duì)于退箭配氣系統(tǒng)來(lái)講，還可獲得發(fā)射裝置配氣總量值的量化分析指標(biāo)，在2.0 m/min提升速度工況下的單發(fā)火箭提升的配氣總量需求為55.2 kg。

圖8　最大供氣流量為0.52 kg/s，箭底供氣壓力最大為35 kPa時(shí)提升力

圖9　最大供氣流量為0.52 kg/s，箭底供氣壓力最大為35 kPa時(shí)底部動(dòng)態(tài)壓力

4　結(jié)論

采用AEMsim多學(xué)科領(lǐng)域復(fù)雜系統(tǒng)建模仿真平臺(tái)，開(kāi)發(fā)出的火箭退箭配氣系統(tǒng)量化分析模型，系統(tǒng)地解決了某型火箭在裝填與退出的任務(wù)中關(guān)鍵參數(shù)的量化分析問(wèn)題。分析結(jié)果表明：氣體流量值上限按照0.52 kg/s考慮，漏氣時(shí)氣體流量系數(shù)選取0.5，提升速度為2.0 m/min的條件下,最大提升力為14.7 t，仿真結(jié)果對(duì)固體運(yùn)載火箭氣源管路配置和退箭配氣策略起到了量化指導(dǎo)作用，具有較大的工程應(yīng)用價(jià)值。

[1]李偉，郭曉偉，溫迎飛.基于PLC的礦井提升機(jī)系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J].電子設(shè)計(jì)工程，2015，23(9)：52-57.

[2]蘇長(zhǎng)勝.礦井提升機(jī)控制技術(shù)研究現(xiàn)狀與發(fā)展[J].工礦自動(dòng)化，2013，39(2)：33-38.

[3]王秋霞，樊丁，彭凱.AEMsim仿真技術(shù)在高速電磁閥中的應(yīng)用[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2014，29(3)：702-707.

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(責(zé)任編輯周江川)

Quantitative Analysis Techniques of Rockets Vertical Arrow System Based on AMESim

WANG Xu-gang, JIE Dang-yang, ZHAI Zhang-ming,ZHANG Jian, ZHOU Yi-lei, XU Ming-zhao

(Beijing Aerospace System Engineering Institute, Beijing 100076, China)

For multi-variable coupling system design and adaptability rocket for vertical lifting capacity in interference state under the back arrow, in order to achieve the goal of multi-parameter quantitative analysis, simulation platform was built by using AEMsim multi-disciplinary field of complex systems modeling, and through simulation analysis, we achieved a return Numerical simulation of qi arrow system in case of leak of interference, and the gas flow rate limit value is 0.52 kg/s, and when thegas leakage flow coefficient valueCqis 0.5, the enhance value of the speed is 2.0 m/min, and the maximum lift force is 14.7 t, which provides a basis to the key parameters design of arrows system hoist and retreat back fill gas system.

AEMsim; back arrow distribution; quantitative analysis

2016-04-18；

2016-05-18

王旭剛(1981—)，男，碩士，高級(jí)工程師，主要從事飛行器設(shè)計(jì)研究。

10.11809/scbgxb2016.09.005

format:WANG Xu-gang, JIE Dang-yang, ZHAI Zhang-ming, et al.Quantitative Analysis Techniques of Rockets Vertical Arrow System Based on AMESim [J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2016(9):20-23.

TJ7

A

2096-2304(2016)09-0020-04

本文引用格式：王旭剛，介黨陽(yáng)，翟章明，等.基于AMESim的火箭垂直退箭系統(tǒng)量化分析技術(shù)[J].兵器裝備工程學(xué)報(bào)，2016(9):20-23.