某型车载导弹初始扰动影响因素分析

2017-05-03杜振宇王学智程永强

弹箭与制导学报 2017年5期

杜振宇, 王学智, 冯刚, 程永强

(空军工程大学防空反导学院, 西安 710051)

0 引言

车载导弹武器系统发射过程中,初始扰动是影响导弹发射精度的重要因素,同时也对导弹离轨姿态和参数产生重要影响。为了减小初始扰动,并提高武器系统作战效能,对其影响因素的研究显得十分必要。

国内学者对初始扰动问题展开了广泛研究。陈余军、姜毅[1]从导弹本身受载情况分析了导弹初始扰动基本原理,对发动机推力不平衡所引起的扰动进行了深入分析。此外,发射装置振动也会对导弹发射过程造成一定的干扰。高星斗、白静[2]等利用刚柔耦合动力学模型,对发射箱下沉量的影响因素进行了研究,付德彬[3]利用有限元软件对发射装置结构变形进行了深入研究。

文中主要以某型车载倾斜发射系统为研究对象,利用三维建模软件Pro/E和有限元分析软件ANSYS,建立了车载导弹刚柔耦合动力学模型。通过仿真分析得到了发动机推力不平衡这一直接扰动因素对导弹初始扰动的影响规律。同时,考虑了燃气流冲击发射装置引起的振动对初始扰动的间接影响。文中较为全面的分析了影响车载导弹初始扰动的主要因素,为进一步研究初始扰动问题,提高武器装备射击精度奠定基础。

1 发射系统组成

车载导弹倾斜发射系统主要包括:车梁、底盘、托架、起竖油缸、调平油缸、起落架、发射筒、导弹等[4]。车梁通过调平油缸与地面形成接触约束并与底盘之间采用固定副连接。托架与底盘之间采用旋转副连接,完成方位转动。起竖油缸连接起落架和托架,为球铰约束,同时起落架与托架通过耳轴形成旋转副,实现高低方向运动。发射筒固连在起落架上,导弹通过前后定向件在筒内导轨上滑动。系统组成如图1所示。

2 初始扰动模型及影响因素

2.1 初始扰动数学模型的建立

导弹发射出筒时在高低和方向上的摆动微分方程[5]:

(1)

(2)

(3)

进一步推导可得高低初始扰动的计算式:

(4)

2.2 扰动影响因素

导弹初始扰动的影响因素主要分为直接扰动因素和间接扰动因素。对于直接扰动因素,文中主要研究的是发动机推力不稳定对导弹起始运动造成的影响。而间接扰动因素中燃气流冲击发射装置产生的振动对导弹初始运动的影响最为明显。因此,文中选取燃气流冲击载荷作为初始扰动的间接影响因素加以研究。将引起初始扰动的直接与间接影响因素相结合,共同作用在所建立的模型上,可以较为全面的研究导弹发射过程的初始扰动问题,更加真实的反应了各因素的影响情况。

3 车载导弹刚柔耦合动力学模型

3.1 模型结构

文中将车载导弹发射系统简化为车梁、底盘、托架、液压油缸(调平、起竖油缸)、起落架、发射筒、导轨、导弹8个组成部分。利用三维建模软件Pro/E按照实际尺寸,分别对上述构件进行实体建模。其中,托架、起落架、导轨柔性效应较为明显,因此,在模型中作为柔性体处理。其他构件由于变形较小,对导弹初始扰动影响不大,均视为刚性体[6]。

3.2 柔性体建模

将托架、起落架、发射筒的三维实体模型导入到有限元分析软件ANSYS中,对其进行网格划分[7],建立柔性体如图2～图4所示。

在ANSYS中将建立好的柔性体,通过文件转换生成模态中性文件,再导入动力学分析软件ADAMS中,用柔性体替代刚体动力学模型中的刚性构件,建立刚柔耦合动力学模型。

3.3 模型参数设置

对于起竖油缸和调平油缸,在模型中通过弹簧阻尼等效模拟,起竖油缸的刚度与阻尼值分别为:15 kN/mm和7.5 N·s/mm,调平油缸的刚度与阻尼值分别为:35 kN/mm和50 N·s/mm。根据文献[3]所提供的起落架和托架在高低和方向上刚度和阻尼的参考值,将其施加在高低、方向的旋转副上,模拟构件实际的结构刚度与阻尼。具体参数如表1所示。

表1 旋转副的刚度、阻尼值

3.4 约束与激励载荷

在发射过程中,由于导弹前后定向件与定向器导轨之间有配合间隙,导弹运动会与导轨发生碰撞,在ADAMS中采用Contact约束来实现[8]。导弹前定向件与导轨间设置4对接触约束力,后定向件与导轨间设置6对接触约束力,且均设置为Impact类型的接触。摩擦力类型取为Coulomb类型,Contact约束力的参数设置如表2所示。

表2 Contact约束力参数取值

发动机推力是导弹发射过程的动力来源,也是引起初始扰动的主要因素。依据导弹发动机点火试验数据,利用ADAMS中样条函数AKISPL对数据进行拟合,将得到导弹发动机推力曲线作用于导弹尾部。推力曲线如图5所示。

通过CFD进行流体力学计算,可得到燃气流场数据,通过AKISP函数将其拟合,得到燃气流冲击力曲线,如图6所示。燃气流冲击发射装置的作用力的方向是沿着发射筒轴线方向,与导弹发射方向相反。作用点为发射筒质心[2]。将上述冲击作用力施加到模型相应的构件上来模拟间接扰动因素对初始扰动的影响。

3.5 模型验证

为了验证模型的准确性与可靠性,将模型的仿真结果与利用式(4)进行数值计算所得的结果进行对比。具体情况如表3所示。

表3 模型仿真结果与计算结果对比

由表3可知,仿真数据与数值计算结果基本一致,且误差在允许范围内,模型符合精度要求,从而验证了模型的可靠性。

4 仿真结果及分析

4.1 发动机推力不稳定的影响

发动机推力对导弹初始扰动的影响主要包括发动机推力偏心和推力不稳定两方面。由于发动机推力偏心距和推力偏心角较小,对导弹发射过程中的扰动影响较小,因此可忽略推力偏心造成的影响[9]。文中主要侧重于研究推力不稳定这一重要因素。将实际发动机推力曲线与理论推力曲线分别作用于模型,进行仿真对比,最终得到该因素的影响情况。理论推力曲线通过STEP函数拟合后施加到模型上。

以上图中实线代表施加实际发动机推力曲线,虚线代表施加理论推力曲线。由图7、图8可以看出,两种推力对导弹出筒时俯仰、偏航角速度的影响基本一致。但由于实际推力在幅值上有所波动,上升较缓慢,导致导弹前后定向件离轨时的角速度要比理想推力作用时小。此外,在离轨时间方面,理想推力作用下的导弹前后定向件离轨时间更短。

图9、图10为导弹俯仰、偏航角加速度的对比曲线图。因为实际发动机推力不稳定,数值波动较大,没有稳定的动力输出,造成导弹角加速度大小明显大于理想推力作用效果,造成导弹振动较为明显。因此,发动机推力不稳对导弹初始扰动影响较大。

4.2 燃气流冲击载荷的影响

导弹出筒过程中,尾部会产生燃气射流冲击发射筒内壁以及导轨等发射装置,从而引起发射装置的振动,间接影响导弹初始扰动。图11～图14为燃气流冲击载荷对导弹俯仰角速度、偏航角速度、俯仰角加速度以及偏航角加速度的影响情况。

以上图中实线代表考虑燃气流冲击载荷作用,而虚线代表不考虑冲击载荷作用。由各图像对比分析可得,模型中存在燃气流冲击载荷时,导弹的俯仰角速度、角加速度;偏航角速度,角加速度幅值明显大于不考虑冲击载荷的作用效果。在建立模型过程中,如果不考虑燃气流冲击带来的扰动影响,会使模型产生较大误差,不能很好的模拟导弹实际发射过程中初始

扰动情况。因此,燃气流冲击载荷是影响初始扰动的重要因素。