导弹发射系统刚柔耦合发射动力学模型特性研究

韦正超

摘 要： 本文利用三维建模软件UG、有限元建模分析软件Patran/Nastran建立发射设备系统主要部件刚体与柔性体模型，采用流场分析软件Fluent计算导弹燃气流场作用力对发射设备系统的影响，并在多体动力学分析软件Adams中完成刚柔耦合发射动力学模型的建立。结合飞行试验数据对该仿真模型导弹离轨俯仰扰动的计算准确度进行校验，并利用该模型对不同发射角度、导弹推力下的发射工况进行仿真计算，获取了该发射设备系统不同发射角度、导弹推力对其发射离轨俯仰扰动的变化情况并进行结果分析。

关键词： 发射设备；刚柔耦合；模型验证；发射扰动

0 引言

为增加武器系统的快速反应和抗饱和攻击能力，目前各导弹发射系统普遍采用多联装箱式发射技术。导弹发射时在发射箱内沿导轨滑行一段距离后脱离导轨出箱，导弹同时获得一定的离轨速度、角速度和姿态。其中导弹离轨角速度扰动是进行弹道设计、导弹控制方案设计的重要初始数据。为准确计算导弹发射过程中运动情况，保证理论弹道以及控制方案的正确设计，同时为降低成本，缩短开发周期，采用虚拟样机仿真分析技术进行导弹发射扰动仿真分析已成为一种必要的研究方式。

本文以某型导弹发射车系统为例，应用UG、Fluent、Patran/Nastran和Adams工程软件建立导弹发射动力学刚柔耦合虚拟样机模型，并根据试验数据对建立的虚拟样机模型进行校验。然后利用该模型对不同高低角、方位角下导弹发射离轨扰动进行发射动力学仿真分析计算，为物理样机的改进研制以及导弹理论弹道以及控制方案的正确设计提供理论依据。

1 刚柔耦合发射动力学建模

1.1 系统结构组成

某型导弹发射车系统主要包括以下部分：

（1）底盘。提供导弹发射系统的安装基础平台，并提供越野自行能力；

（2）副车架。安装于底盘之上，提供发射系统各部分机械、电气部分的主要安装接口；

（3）回转平台。包括安装座子、随动动力及传动系统、发射控制機柜和发射架，通过回转轴承与副车架连接，具有整体回转功能，可提供导弹发射的初始方位射向。

（4）发射架。提供箱弹的安装机械接口，与回转平台通过耳轴连接，并具备高低起竖能力，可提供导弹高低初始射向。

发射系统整体结构层次如图 1所示。

该导弹发射车系统进行导弹发射前，首先驱动调平支腿对整车进行调平，然后依照指令进行随动调转，并根据指挥系统指令适时进行导弹点火发射。导弹在发射箱内点火后，发射箱易碎盖在发射燃气流作用下开盖破碎，导弹在燃气推力作用下沿发射箱导轨运动并脱离导轨出箱。导弹在导轨上滑行过程中会与发射箱导轨产生摩擦作用，并且易碎盖、发射箱以及车身结构等都会受导弹燃气流的作用力，以上相互作用都会对导弹离轨时的扰动造成影响。

1.2 刚柔耦合多体动力学建模

要获取准确导弹发射动力学仿真分析计算结果，则需建立相应合理的刚柔耦合发射动力学仿真模型。Adams是当前工程领域使用最广泛的多体动力学仿真计算软件，但相对于其他工程软件而言，采用Adams软件平台不易进行研究对象的精确三维建模，因此常用其他三维建模软件完成复杂模型建模、有限元软件处理后再将各部件导入Adams中进行多体动力学仿真分析。导弹发射系统刚柔耦合多体动力学模型建模主要流程如图 2所示

1.2.1 刚体模型建模

由于导弹发射车系统部件较多，为从减少仿真计算时间，部分部件可按刚体模型进行处理。调平支腿为液压驱动的活塞机构，调平完成后会锁定伸长位置，导弹发射时其结构弹性变形不大，对其采用刚体建模；根据以往型号经验，导弹忽略内部具体电气结构采用刚体建模完全可以满足仿真需求。将完成刚体建模的模型转化成X_T格式文件导入Adams软件环境中进行装配；调平完成后整个底盘基本离地，因而在底盘部分在Adams环境中可简化成质量点，从而减少整车模型的复杂度。

1.2.2 柔性体模型建模

导弹沿发射箱导轨运动过程中，由于弹与导轨之间大位移的相互运动摩擦，接触碰撞作用明显，这些相互作用会通过机械结构连接传递到发射箱导轨、发射箱体、发射架、回转平台、副车架等整车各部件，而各主要部件由于本身的结构弹性变形而激起的相互耦合作用，则会最终影响导弹发射离轨时的扰动变化。为保证多体动力学仿真计算精度，则应对发射箱、发射架、回转平台、副车架采取柔性体建模方法进行处理。

根据各部件的三维结构尺寸，在Patran中完成发射箱、发射架、回转平台以及副车架的有限元模型网格划分、赋予相应单元属性以及采用MPC技术建立用于在Adams中进行装配的刚性约束点，考虑解算精度与效率，采用Nastran求解器对前50阶模态进行计算，并生成相应的.MNF模态中性文件。然后再将各模型的.MNF模态中性文件导入Adams软件环境中生成各柔性体模型。最后并根据物理模型特点在相应的转动部分添加旋转副，在部件之间螺栓、焊接连接部分采用固定副，并定义导弹与发射箱导轨之间定义接触副，完成系统级发射动力学模型装配。

1.2.3 导弹燃气流作用建模

导弹发动机点火后发射箱易碎盖在燃气流的作用下破碎开盖，导弹在发动机燃气推力的作用下沿发射箱导轨滑动出箱，同时导弹燃气流会对发射装置部分结构造成冲击而影响发射的稳定性。导弹发动机推力值可直接由不同环境温度下发动机推力试验测量值插值得出在Adams环境中并施加于发射动力学模型导弹尾喷管处。

发动机燃气流对发射箱易碎盖的冲击力作用，可由流场计算软件Fluent计算以并结合易碎盖耐压试验确定易碎盖破碎开盖压力的变化情况，考虑易碎盖开盖在极短的时间内完成，因此采用定常流场进行计算，在Adams中将计算的压力值以单向力的方式施加与发射箱前后端框周边，用以模拟易碎盖开盖对发射箱的作用；发动机燃气流对发射车车厢板和托架的冲击作用由流场计算软件Fluent计算确定，并在Adams环境中以单向力的方式施加与冲击位置处的各个节点上。

2 仿真模型验证

针对发射系统设计而言，导弹发射离轨俯仰角速度是重要的技术指标之一。为验证对发射动力学模型的对发射俯仰扰动计算的准确度，需要将仿真计算结果与导弹飞行试验数据进行对比。结合某次导弹飞行试验发射架高低角和方位角状态、载弹状态以及试验场当天环境温度情况，对仿真模型发射架进行相应的姿态设定，施加相应的发动机推力，可得导弹出箱期间俯仰扰动角速度仿真计算结果如图 5所示

如图 5为该型导弹武器系统飞行试验试验数据与导弹俯仰角速度仿真计算结果对比，导弹俯仰角速度仿真计算结果与试验数据的变化趋势以及导弹离轨俯仰角速度结果基本吻合；由表 1，导弹离轨俯仰角速度的仿真计算结果误差为7.7%，对于复杂的系统级发射动力学模型，该计算结果误差表明该发射动力学模型具有较高的准确度，可以用于进行该型导弹武器系统发射动力学的发射扰动仿真计算。

3 不同发射角的发射扰动对比仿真计算

为研究不同发射架高低角、方位角状态对发射扰动的影响，采用前文所建立的发射动力学仿真模型进行仿真计算。以沿车尾到车头车身纵轴线为方位角0°，自上而下观察回转装置顺时针转动为方位角正向，选取45°、135°、225°、315°方位角；以发射架放置平行于地面时为高低角0°，向上起竖为高低角正向，選取25°、35°、45°、55°、65°高低角，同时考虑低温、常温、高温环境温度下三种发动机推力的影响差异，对不同高低角、方位角和发动机推力进行共计60种组合计算。

为减少每次仿真计算时间开销并提高计算效率，采用Adams宏命令流方式进行模型参数包括高低角、方位角、推力数据修改设定以及仿真过程参数控制。其导弹发射扰动计算结果如表2所示。

由表2对发射设备不同射向发射扰动的仿真对比计算结果，可以有以下结论：

a）发射架高低角越低，则导弹离轨俯仰扰动越大；

b）由仿真模型施加不同环境温度下发动机推力计算结果可知，发动机工作所处环境温度越低，则导弹发射离轨俯仰扰动越大；

c）在仿真模型相同高低角状态下，不同方位角对导弹发射离轨俯仰扰动基本无影响。

4 结论

本文针对某型导弹发射系统设备采用刚柔耦合建模方法完成了发射设备整机仿真模型的构建，并针对导弹发射俯仰扰动开展了相关研究。根据发射设备结构特点，采用三维建模软件UG建立了发射设备部分结构刚体模型，以及采用Patran和Nastran有限元处理软件建立发射设备部分结构柔性体模型。将刚体模型和柔性体模型导入Adams多体动力学仿真软件中，根据物理模型特点完成整机的刚柔耦合发射动力学虚拟样机装配，并采用Fluent流场分析软件进行了发射时燃气流的冲击影响分析并将冲击作用力施加于系统模型。根据导弹飞行试验数据对模型的准确度进行了校验。利用该发射动力学模型针对不同高低角、方位角以及施加不同发动机推力的多工况导弹发射扰动进行了仿真计算，获得了该导弹发射设备系统的导弹发射扰动特性，为总体方案的确定和设计提供了参考。

参考文献

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