某便携式导弹发射稳定性仿真分析

王建路 高东迎 杨森 朱正军 张佳兴

摘 要：某便携式导弹武器系统采用便携发射装置完成导弹发射。在发射过程中便携发射装置的稳定性直接影响导弹的离筒扰动。本文根据武器系统使用的实际情况对系统的三维仿真模型进行合理简化，并结合试验实测的相关数据，进行了发射稳定性的仿真分析，仿真结果表明便携发射装置能够稳定发射导弹。

关键词：导弹发射；发射动力学仿真

中图分类号：TJ768 文献标识码：A 文章编号：1004-7344（2018）11-0267-02

1 问题描述

便携式发射装置是便携式导弹武器系统的发射平台，为了保证导弹离筒后不会近距离掉弹且启控时刻导弹的姿态能够满足控制系统的要求，必须对便携式发射装置的发射稳定性进行充分的研究分析。具体分析方式有两种，飞行试验分析和数字仿真分析。飞行试验分析即通过大量的发射试验实测导弹的离筒扰动，对得到的数据进行分析比较，总结发射装置的稳定性。该方法的缺点是投入巨大、时间周期长。数字仿真分析是利用ADAMAS多体动力学仿真分析软件建立便携式导弹武器系统的数字模型，利用实测的推力数据、惯性参数等进行数字仿真分析。该方法的优点是时间周期短、费效比高，能够通过控制输入条件分析不同因素对发射稳定性的影响效果。

2 仿真模型设计

根据便携式导弹武器系统的外形尺寸及惯性参数等，利用ProE三维仿真软件建立武器系统各部件的三维模型并进行系统的装配，三维模型如图1所示。

由于便携式导弹武器系统结构复杂，组成零部件繁多，部分技术细节对系统的发射稳定性影响甚微，因此为了缩短仿真时间，提高效率，需对武器系统的仿真模型进行适当的简化处理，忽略对发射稳定性影响不大的因素，具体如下：

（1）在建立导弹的三维模型时，仅保证其外形尺寸（含滑块）、质量质心及转动惯量等惯性参数与真实状态一致，忽略导弹内部的结构布局及安装偏差；

（2）在建立发射控制装置的三维模型时，仅保证其质量质心及转动惯量等惯性参数与真实状态一致，忽略其外形和内部结构设计；

（3）由于便携发射装置进行导弹发射时，三脚架、高低机和方向机均处于锁定状态，所以在建立模型时，将三脚架、高低机和方向机设计成一体，忽略它们之间的相互作用及位置变化。

武器系统各部件之间的相互作用定义如下：

（1）高低机和方向机锁死的情况下，发射筒在导弹发射过程中相对高低机和方向机基本不会出现相对偏移，因此建立模型时将其关系设计成固连；

（2）发射控制装置与发射装置直接固连；

（3）三脚架支腿与地面之间定义接触，导弹与发射筒之间也定义接触；

（4）导弹发射时的发动机推力直接施加在导弹底部中心位置，方向为沿着射向向前。导弹发射时后坐力直接施加在发射筒底端，方向为沿着射向的反向。

三脚架支腿与地面之间接触参数设置如图2左图所示。其他部件之间的接触参数设置如图2右图所示。

施加在导弹尾部的发动机推力如图3所示。

施加在发射筒上的后座力采用真實飞行试验时测量到的后坐力，后座力如图4所示。

3 仿真结果与分析

根据武器系统标准使用状态，将仿真条件设计为：发射装置的高低角为15°，三条支腿均处于最长位置，且张开角度为48°，便携发射装置的方位角为初始零位。仿真结果如图5、图6所示。

发射过程中，导弹在发动机推力作用下开始运动，导弹的速度在推力作用下一直增大。当发动机的推力变为零时刻，导弹的速度达到最大值。导弹的扰动角速度主要受到重力和导弹与发射筒之间的接触力的影响。当导弹的质心未离开发射筒时，重力使扰动角速度变小；而当导弹的质心离开发射筒时，重力使扰动角速度变大。发射过程中导弹的三组滑块依次离开发射筒，受到重力作用，滑块与发射筒之间的接触力也发生波动，这也造成了导弹的扰动角速度波动。从前支腿翘起高度图像可以看出，当导弹未出筒时，发射装置受到后坐力的影响，前支腿会产生小幅翘起。当导弹完全离筒后，发射装置上受到的后坐力并没有消失，而且导弹完全离筒，发射装置整体质量变小，受到后坐力的影响，发射装置的前支腿会产生大幅翘起，但是最终受到自身重力的影响，发射装置恢复平衡状态。

4 结 论

由上可知，便携式导弹武器系统在标准使用状态下能够稳定发射导弹，不会出现倾覆侧翻。

收稿日期：2018-3-15