殷 鑫,宋雙婧,于騏瑞,王新星,趙 鑫,李 軍

(1 南京理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院,南京 210094;2 湖北江山重工有限責(zé)任公司,湖北襄陽(yáng) 441000;3 中國(guó)兵器工業(yè)導(dǎo)航與控制技術(shù)研究所,北京 100089)

0 引言

對(duì)于采用傾斜發(fā)射的火箭炮,因其火箭彈較重,為了減小離軌瞬間因重力造成的彈頭下沉而引起的起始擾動(dòng),常常采用同時(shí)離軌技術(shù)予以解決。同時(shí)離軌是指火箭彈的前后定心部同時(shí)與發(fā)射裝置脫離約束,這樣火箭彈重力對(duì)質(zhì)心的重力矩就不存在了,火箭彈缺少俯仰的力矩輸入,就可以避免由于火箭彈初速較低而帶來的超過規(guī)定的俯仰角或者角速度,文中通過在低軌與火箭彈之間采用適配器的方式實(shí)現(xiàn)火箭彈的同時(shí)滑離。適配器技術(shù)[1]在火箭彈中應(yīng)用較少,但在導(dǎo)彈中應(yīng)用廣泛。國(guó)外的導(dǎo)彈武器如“北極星”導(dǎo)彈、“三叉戟”導(dǎo)彈等均已經(jīng)成功的采用了該技術(shù),中國(guó)多種類型導(dǎo)彈發(fā)射也采用了適配器技術(shù)。

RUDD等利用EPDM作為適配器的本體材料,建立了適合MX導(dǎo)彈系統(tǒng)所需的空心適配器[2]。秦麗等提出了用火箭彈彈性適配器實(shí)現(xiàn)被動(dòng)控制發(fā)射[3]的新方法。董貴使用有限元軟件SAP5對(duì)某型導(dǎo)彈發(fā)射系統(tǒng)適配器的強(qiáng)度進(jìn)行了計(jì)算[4]。施俊凱設(shè)計(jì)了計(jì)算適配器受風(fēng)載作用時(shí)在空中運(yùn)動(dòng)軌跡的軟件,并做了可視化開發(fā)[5]。高強(qiáng)等研究了分離力作用在不同位置及風(fēng)速不同時(shí)對(duì)適配器分離過程的影響[6]。黃聰基于流體力學(xué)計(jì)算軟件對(duì)風(fēng)載荷做了詳細(xì)的研究,并將結(jié)果加載到適配器上,研究了適配器空中運(yùn)動(dòng)軌跡[7]。

前人的研究都是建立在冷發(fā)射導(dǎo)彈基礎(chǔ)上的,即只考慮風(fēng)載荷的影響。但這在火箭彈中是不適用的,因?yàn)檫m配器在與火箭彈分離后,還會(huì)受到火箭彈燃?xì)馍淞鳑_擊載荷作用,文中在研究適配器分離運(yùn)動(dòng)時(shí),提出了一種簡(jiǎn)化的燃?xì)馍淞鳑_擊力的加載方法,并運(yùn)用ADAMS軟件研究適配器的分離運(yùn)動(dòng),分析其落點(diǎn)位置是否安全及在分離過程中是否會(huì)與火箭彈發(fā)生二次碰撞。

1 適配器結(jié)構(gòu)

適配器結(jié)構(gòu)包括適配器主體、解鎖桿、彈簧導(dǎo)桿、分離彈簧和彈簧墊片。適配器位置示意圖及結(jié)構(gòu)圖如圖1所示。當(dāng)火箭彈發(fā)射時(shí),適配器在彈簧導(dǎo)桿的帶動(dòng)下隨火箭彈一起運(yùn)動(dòng),在適配器運(yùn)動(dòng)到發(fā)射箱口部時(shí),適配器底面與低軌分離,適配器底部完全放開,在彈簧預(yù)緊力的作用下,適配器會(huì)與火箭彈快速分離,防止其對(duì)火箭彈的飛行造成影響。

圖1 適配器位置示意圖及結(jié)構(gòu)圖

2 ADAMS建模與分析

2.1 剛體建模及坐標(biāo)系定義

將發(fā)射箱實(shí)體模型進(jìn)行簡(jiǎn)化,得到如圖2所示剛體分析模型(隱去了蒙皮和一部分側(cè)梁)。文中所涉及坐標(biāo)系如下:

1)全局坐標(biāo)系OXYZ,坐標(biāo)原點(diǎn)O位于發(fā)射箱下軌后端,與下軌后端中點(diǎn)重合,X軸與火箭彈0°射角時(shí)方向相同,Z軸垂直向上,Y軸滿足右手螺旋法則。

2)火箭彈坐標(biāo)系O1X1Y1Z1,用于加載火箭彈推力曲線,坐標(biāo)原點(diǎn)O1與火箭彈質(zhì)心重合,X1軸沿火箭彈彈軸方向,指向箱口方向?yàn)檎?Z1軸垂直于低軌平面,指向上方,Y1軸滿足右手螺旋法則。

3)適配器坐標(biāo)系O2X2Y2Z2,坐標(biāo)原點(diǎn)O2與適配器質(zhì)心重合,X2、Y2、Z2坐標(biāo)軸方向分別與X1、Y1、Z1坐標(biāo)軸方向一致。

圖2 發(fā)射箱剛體模型

2.2 接觸關(guān)系及邊界條件定義

文中發(fā)射箱剛體模型中存在的接觸關(guān)系有:適配器主體與火箭彈,適配器主體與下軌,火箭彈與下軌,定向鈕與閉鎖擋彈裝置,適配器主體與彈簧墊片,彈簧墊片與火箭彈。

文中模型為剛體模型,不考慮發(fā)射過程中箱體變形帶來的影響,所以在邊界條件的設(shè)定上是將發(fā)射箱箱體與大地固連。

2.3 風(fēng)載荷加載

風(fēng)載荷以集中力的方式加載在適配器的質(zhì)心上,計(jì)算公式為:

(1)

式中:C為載荷系數(shù);ρ為空氣密度;S為迎風(fēng)面面積,v為空氣流動(dòng)速度。

從式(1)中可以知道,風(fēng)載荷的主要影響因素是物體的迎風(fēng)面面積及物體與空氣的相對(duì)速度。

文中適配器分離彈簧作用位置在距離質(zhì)心前端70 mm處,所以在適配器與火箭彈分離時(shí),適配器會(huì)在彈簧分離力作用下轉(zhuǎn)動(dòng)。這樣適配器的迎風(fēng)面就會(huì)時(shí)刻變化,同時(shí)在實(shí)際情況中,空氣中風(fēng)速大小及方向也是實(shí)時(shí)變化的。兩種無(wú)規(guī)則變化會(huì)使力F的變化也無(wú)規(guī)則。為了便于計(jì)算,對(duì)風(fēng)載荷做了以下假設(shè):

1)風(fēng)速大小、方向恒定,始終沿OX軸方向。

2)適配器在空中翻轉(zhuǎn)過程中,迎風(fēng)面面積實(shí)時(shí)變化,但其存在最大值和最小值。如圖3所示,當(dāng)適配器處在橫向位置時(shí)迎風(fēng)面面積最小,當(dāng)適配器處在垂直位置時(shí)迎風(fēng)面面積最大。文中假設(shè)適配器的迎風(fēng)面面積恒定,在其它條件不變的情況下,分別取最大迎風(fēng)面和最小迎風(fēng)面兩種面積進(jìn)行研究。

3)假設(shè)風(fēng)力載荷始終垂直作用在適配器迎風(fēng)面上,即假設(shè)適配器在空中姿態(tài)不變,這時(shí)載荷系數(shù)C取最大值1。

圖3 迎風(fēng)面

文中假設(shè)風(fēng)載荷方向始終沿X軸方向,即適配器運(yùn)動(dòng)方向,當(dāng)沿X軸正向加載時(shí)為順風(fēng),負(fù)向加載時(shí)為逆風(fēng)。1990年到2010年某地區(qū)風(fēng)速統(tǒng)計(jì)如表1所示。

表1 風(fēng)速統(tǒng)計(jì)

從表1中可以看出,4 m/s到8 m/s的風(fēng)速出現(xiàn)的概率最高,所以一種風(fēng)速選擇6 m/s。同時(shí)根據(jù)發(fā)射要求可知,火箭炮發(fā)射時(shí)風(fēng)速不應(yīng)超過12 m/s,另一種風(fēng)速選取極端情況12 m/s。同時(shí)還選取0 m/s風(fēng)速,即適配器在空中運(yùn)動(dòng)只受空氣阻力,這種情況用來研究燃?xì)馍淞骱?jiǎn)化加載方法對(duì)適配器落點(diǎn)規(guī)律影響。

2.4 燃?xì)馍淞鬏d荷加載

火箭炮燃?xì)馍淞鲗儆谧杂缮淞?其在實(shí)際情況下射流主段的軸心速度和徑向速度均按照指數(shù)規(guī)律衰減,但其變化規(guī)律比較復(fù)雜,理想的方法是通過實(shí)驗(yàn)獲取燃?xì)馍淞髁鲌?chǎng)風(fēng)速分布數(shù)據(jù),但這幾乎是不可能完成的事,文中在研究小組大量實(shí)驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上,提出了一種簡(jiǎn)化處理燃?xì)馍淞黠L(fēng)速場(chǎng)的方法,對(duì)燃?xì)馍淞髯饔脜^(qū)域內(nèi)燃?xì)馑俣茸兓?guī)律做出如下簡(jiǎn)化處理:

1)燃?xì)庠谘鼗鸺龔椵S線方向先將速度以一較大斜率衰減到某一值,再以一相對(duì)平緩的斜率衰減到0。

2)燃?xì)庠趶棌椒较蛏?從圓心到射流邊界線性衰減到0。

3)燃?xì)馍淞髁鲌?chǎng)內(nèi)任意一點(diǎn)的燃?xì)馑俣确较驗(yàn)閺椢矆A心與該點(diǎn)連線的方向。

當(dāng)適配器運(yùn)動(dòng)到燃?xì)馍淞髯饔脜^(qū)域內(nèi)某一點(diǎn)時(shí),燃?xì)馍淞鲗?duì)適配器作用如圖4所示。

圖4 燃?xì)馍淞髯饔檬疽鈭D

圖4中,O點(diǎn)為火箭彈尾部中心點(diǎn);B點(diǎn)為適配器在燃?xì)馍淞髯饔脜^(qū)域內(nèi)的位置;A點(diǎn)為火箭彈軸線上一點(diǎn),且直線OA垂直于直線AB;C點(diǎn)為直線AB與燃?xì)馍淞魍膺吔绲慕裹c(diǎn);D點(diǎn)為燃?xì)馍淞餮剌S線衰減的拐點(diǎn);r表示OB兩點(diǎn)間距離;r1表示OA兩點(diǎn)間距離;r2表示AB兩點(diǎn)間距離;r3表示AC兩點(diǎn)間距離;s表示燃?xì)馍淞鲝膰娍诘剿p為0的距離;s1為OD兩點(diǎn)間的距離;θ表示射角;β表示直線OB與火箭彈軸線的夾角,φ表示燃?xì)馍淞魍膺吔缗c火箭彈軸線的夾角。

因?yàn)槿細(xì)馍淞髁魉傺鼗鸺龔椵S線經(jīng)過兩段線性衰減最終變?yōu)?,所以火箭彈軸線上A點(diǎn)的燃?xì)馍淞髁魉倏杀硎緸?

(2)

式中:vO為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴口處燃?xì)馍淞髁魉?vD為燃?xì)馍淞餮剌S線衰減拐點(diǎn)的流速。

同時(shí),在彈徑方向上,燃?xì)馍淞髁魉購(gòu)膱A心到射流邊界線性衰減到0。所以在求得vA后,可以得到燃?xì)馍淞髯饔脜^(qū)域內(nèi)B點(diǎn)的燃?xì)馍淞髁魉伲?/p>

(3)

再將式(3)中求得的速度代入到式(1)中就可得到適配器在該位置時(shí)簡(jiǎn)化的燃?xì)馍淞鳑_擊載荷。

文中分別選擇距彈尾3 m、6 m、9 m處為燃?xì)馍淞魉俣茸兓墓拯c(diǎn),即s1分別取3 m、6 m、9 m,同時(shí)拐點(diǎn)處速度vD分別取800 m/s和600 m/s進(jìn)行研究。

3 仿真結(jié)果及分析

3.1 適配器落點(diǎn)范圍

根據(jù)適配器迎風(fēng)面面積、適配器拐點(diǎn)位置及拐點(diǎn)位置處速度、風(fēng)速的大小和方向的不同,分為11種情況研究適配器落點(diǎn)范圍。

情況1和情況2為研究適配器迎風(fēng)面面積對(duì)落點(diǎn)的影響。情況1取最小迎風(fēng)面面積0.035 m2,情況2取最大迎風(fēng)面面積0.088 m2,風(fēng)速取0 m/s,燃?xì)馍淞餮剌S線衰減拐點(diǎn)為距火箭彈彈尾9 m處,在拐點(diǎn)處燃?xì)馍淞魉俣葹?00 m/s。此時(shí)適配器沿OX方向位移曲線如圖5所示。具體數(shù)值如表2所示。

圖5 適配器OX方向位移曲線

情況1情況2落地時(shí)間/s0.9510.915落地距離/m7.637.55

情況3到情況7為研究燃?xì)馍淞鬏d荷沿火箭彈軸線不同衰減規(guī)律對(duì)適配器落點(diǎn)的影響。即只改變?nèi)細(xì)馍淞鬏S向衰減拐點(diǎn)位置及拐點(diǎn)上燃?xì)馍淞魉俣却笮?其他條件與情況1相同。具體情況見表3。

表3 情況列表

此時(shí)適配器沿OX方向位移曲線如圖6所示。具體數(shù)值如表4所示。

圖6 適配器OX方向位移曲線

情況3情況4情況5情況6情況7落地時(shí)間/s0.9721.0000.9650.9971.046落地距離/m7.777.897.767.918.01

情況8到11為不同風(fēng)速、風(fēng)向?qū)m配器落點(diǎn)的影響,其他條件與情況1相同,情況說明見表5。

表5 情況列表

此時(shí)適配器沿OX方向位移曲線如圖7所示。具體數(shù)值如表6所示。

圖7 適配器OX方向位移曲線

情況8情況9情況10情況11落地時(shí)間/s0.9540.9550.9450.936落地距離/m7.677.697.387.12

可以得到以下結(jié)論:

1)對(duì)比情況1和情況2,雖然兩種情況下適配器落地時(shí)間不同,但落地時(shí)X軸方向位移差別很小,可忽略不計(jì)。后續(xù)的研究中只取最小迎風(fēng)面面積作為研究對(duì)象。

2)對(duì)比情況3到情況7,對(duì)于同一拐點(diǎn)位置,拐點(diǎn)處燃?xì)馑俣仍礁哌m配器落地所需時(shí)間越短,適配器沿X方向位移越小;對(duì)于同一拐點(diǎn)燃?xì)馑俣葋碚f,拐點(diǎn)位置越遠(yuǎn),適配器落地所需時(shí)間越短,適配器沿X方向位移越小。

3)對(duì)比情況8到情況11,適配器在順風(fēng)情況下沿X方向位移隨風(fēng)速增加而增大,但變化不大,所以順風(fēng)風(fēng)速對(duì)適配器落點(diǎn)影響可忽略不計(jì)。適配器在逆風(fēng)情況下位移隨風(fēng)速增加而有明顯減小,從風(fēng)速0到風(fēng)速12 m/s減小了0.51 m。

4)綜合考慮情況1到情況11,可知情況11中適配器落點(diǎn)最近為7.12 m。

情況7中適配器落點(diǎn)最遠(yuǎn)為8.01 m。已知發(fā)射車長(zhǎng)12 m,因此在68°高低射角下,如果發(fā)射過程中方向角為0°,在發(fā)射過程中適配器會(huì)落到車上,存在安全隱患。

3.2 適配器與火箭彈二次碰撞問題

適配器與火箭彈發(fā)生二次碰撞只可能出現(xiàn)在適配器還沒越過火箭彈彈尾的階段,此階段適配器只受風(fēng)載荷的影響。已知在順風(fēng)情況下,風(fēng)載荷對(duì)適配器的作用方向是向前的,這會(huì)加速適配器與火箭彈的分離。但逆風(fēng)情況則正好相反,風(fēng)載荷會(huì)將適配器往靠近火箭彈的方向作用。文中選取情況11來研究適配器與火箭彈二次碰撞問題,此時(shí)適配器與火箭彈相對(duì)位置關(guān)系如圖8所示。

圖8 適配器與火箭彈相對(duì)位置曲線

從圖8中可以看出,初始時(shí)刻,適配器距火箭彈彈尾4.16 m,在t=0.766 s時(shí),軸向距離變?yōu)?,即火箭彈彈尾追上了適配器。在這個(gè)過程中,適配器與火箭彈分離后其徑向距離是逐漸增大的,在t=0.766 s時(shí)已經(jīng)達(dá)到1.5 m,所以適配器不會(huì)與火箭彈發(fā)生二次碰撞。

4 結(jié)論

文中利用ADAMS軟件對(duì)某型火箭彈與適配器分離情況進(jìn)行了計(jì)算和分析,提出了一種簡(jiǎn)化的燃?xì)馍淞鬏d荷加載方法,分析了不同風(fēng)速、風(fēng)向及燃?xì)馊妓偎p規(guī)律時(shí)的適配器落點(diǎn)范圍及與火箭彈的二次碰撞問題,可以為分離方案的確定和適配器結(jié)構(gòu)方案確定提供參考。由于文中對(duì)燃?xì)廨d荷及風(fēng)載荷的加載做了一定的簡(jiǎn)化,所以仿真結(jié)果與實(shí)際情況有一定的偏差。