内埋弹舱弹射冲击载荷特性研究

2019-05-08祁武超刘恒金德玉

兵工学报 2019年4期

祁武超，刘恒，金德玉

(沈阳航空航天大学航空宇航学院，辽宁沈阳 110136)

0 引言

20世纪80年代以来，美国和俄罗斯(包括前苏联)等都开始了新一代隐身战机的研发工作，如美国的F22战机、俄罗斯的T50战机及日本的“心神”战机等。由于外挂武器可使得雷达反射截面增大，且在飞行过程中形成空气阻力，因此要求载机尽可能地减少外挂装备，采用内埋式武器舱将挂架和武器藏于机体内部。战机超音速飞行时内埋式导弹可采用水平或垂直弹射装置发射，其弹射装置与外挂式装置不同。美国的F22A战机采用LAU-142/A弹射发射装置发射导弹，发射AIM-120C导弹的弹射行程仅为230 mm，弹射时间仅为0.1 s左右，并以最大40g的加速度将导弹以7.62 m/s的速度弹出武器舱[1]。在弹射机构展开释放导弹过程中，无论是水平弹射还是垂直弹射，弹射导弹施加的作动力及导弹释放瞬间产生的作用力都同样会反作用于载机上的舱体结构等。因此，研究内埋式导弹弹射机构的弹射原理、挂载点处的冲击载荷特性，对新一代战机的研发有着重要的意义。

国外对内埋弹舱相关设计的研究起步较早，20世纪中叶便开展了相关的理论研究工作[2]，并已经有比较成熟的工程实践应用，如F22、F35两款隐身战机和其他大型轰炸机的内埋武器弹舱。美国国家航空航天局及美国空军等部门为解决战斗机和轰炸机内埋弹舱的气动噪声及其设计问题开展了一系列研究工作，并积累了大量技术成果[3-7]。已公开的研究主要集中在内埋武器安全分离研究、内埋弹舱弹射机构和结构设计、弹舱流场气动声学问题及舱门运动与弹舱流场耦合问题，并进行了大量的分析与试验，已经形成了一套完整的理论与设计流程。

国内对内埋弹舱及其分离技术的研究还处于起步阶段，其中大致的研究内容可分为两部分：一是针对内埋武器在进行弹射分离时各种气动问题的研究；二是针对内埋武器弹射分离时机构动力学问题的研究。

针对内埋武器弹射分离时的各种气动问题，国内已有了一些研究成果。张群峰等[8-9]基于Menter剪应力输运(SST)k-ω(k为湍动能，ω为比耗散率)湍流模型的分离涡模拟方法，研究了内埋式武器舱弹体投放过程中下落弹体对舱体内部流场的影响；利用基于Menter SST湍流模式的改进延迟分离涡模拟(IDDES)方法以及重叠网格技术，研究了亚声速和超声速条件下外挂投放与内埋投放弹体的下落规律。邵亚军等[10]基于高压空气黏性效应分析，建立了考虑气体摩擦的高压空气弹射内弹道数学模型，并对其进行了数值求解。闫盼盼等[11]基于Menter SSTk-ω湍流模型的分离涡模拟方法，分析了舱门对内埋武器分离特性的影响。吴继飞等[12-13]利用高速风洞研究了内埋式弹射装置发射时复杂的空气动力学问题，并分析了武器模型不同分离位置及舱门对弹舱流场的影响。王琰等[14]在消音室中进行试验研究了不同流速前缘扰流板、后缘挡板等对含弹的内埋弹舱空腔噪声的影响。

针对内埋武器弹射分离时舱门机构、发射装置机构设计及运动规律等问题，国内也有了相关的研究成果。戴龙成等[15]以高压气体为弹射能源思路，研究了悬挂发射装置的动作过程和运动规律，并提出了一套新型悬挂发射装置的设计方法。何大平等[16]建立了气动驱动弹射-回收的抛放弹弹射机构数值计算模型，并分析了悬挂物弹射展开到回缩的整个过程。芮守祯等[17]分析了7种导弹弹射动力系统的特点，并在一定条件下进行了4种弹射动力系统内弹道模型的设计计算工作。杜泉峰等[18]设计了一套导弹弹射式发射架，并分析了在不同弹射力、不同弹射架位置参数条件下的载机动力学响应分析。许斌等[19]采用数学仿真软件MATLAB/Simulink与有限元分析软件ADAMS开展联合仿真，研究了机载导弹弹射式发射的动力学行为。刘浩等[20]基于多柔体动力学拉格朗日乘子法、构件级模态试验和载机大机动条件，提出了一种隐身战机大机动内埋弹舱弹射刚-柔-液耦合的动力学建模方法，并对内埋弹舱发射动力学特性进行了研究。

在进行新一代隐身战机结构设计时，需要考虑内埋弹舱结构在弹射机构工作时，其弹射冲击载荷对相关舱体结构的影响。因此，研究弹射机构及获取准确的弹射冲击载荷，对内埋弹舱结构设计具有重要的意义。本文建立了内埋弹舱的导弹弹射机构的动力学模型，通过分析弹射机构的弹射机理，从而获取更为准确的弹射冲击载荷特性，以期为内埋弹舱弹射机构设计和抗冲击舱体结构设计提供参考。

1 弹射机构的物理模型

导弹弹射机构采用5连杆的平面连杆机构，其结构简图如图1所示。弹射机构上方为进气道结构，其与弹射机构通过挂点相连接，如图2所示。

图1 弹射机构模型Fig.1 Ejection mechanism model

图2 舱体结构及弹射机构模型Fig.2 Bay structure and ejection mechanism model

整体结构由舱体结构、台架、推杆1、推杆2、推杆3、推杆4、作动筒、活塞杆、连杆及导弹等组成。台架与舱体结构通过两个挂点连接固定，连杆用于固定导弹。在弹射导弹时，作动筒开始工作，活塞杆运动、带动推杆1及推杆3沿台架内的滑槽向前运动并旋转，推杆2及推杆4也同时旋转，其中连杆为同步机构，用于保证上述旋转关系运动的同步性。连杆及导弹保持一定姿态并竖直向下运动，当活塞杆达到一定行程后释放导弹，使导弹获得一定的初始速度和分离姿态。其中，弹射机构的建模坐标系如图1所示。

2 弹射机构仿真模型

2.1 基于ADAMS软件建立刚性仿真模型

ADAMS/View模块提供了两种创建模型的方法，但是内埋式导弹弹射机构的整体结构比较复杂，因此，在建立弹射机构的虚拟样机仿真模型时，基于三维计算机辅助设计软件CATIA建立弹射机构的三维数字化模型；通过ADAMS软件与CATIA软件之间的数据通讯接口将几何模型导入ADAMS软件中；根据弹射机构各个零部件之间的几何关系，基于ADAMS/View模块中的已有约束类型，对各杆件施加约束来定义构件间的连接方式和相对运动形式。在进行弹射机构动力学仿真分析建模时，将作动筒-活塞杆机构设为动力源，并同时对作动筒、活塞杆施加大小相同、方向相反的作用力。在仿真分析过程中，通过添加位置传感器来监视弹射机构的冲程大小，控制仿真弹射体模型与弹射架的分离过程，并通过编写脚本文件来控制整个仿真过程。

由于弹射机构比较复杂，而且本文工作重点在弹射冲击载荷特性的研究上，在进行机构动力学建模时，需要作一些简化及假设：

1) 将导弹和弹射机构各部件均视作刚体，且仿真过程中各个部件质量不变；

2) 假设地面坐标系为惯性坐标系；

3) 不考虑各个零部件之间的连接零件，建模时直接在各个连接位置添加相关约束。

2.2 建立刚性- 柔性耦合仿真模型

在研究弹射机构挂载点冲击载荷特性时，需要考虑弹射机构与舱体结构的连接形式以及舱体结构的刚性情况，其中舱体结构的质量属性及刚度属性对挂载点的冲击载荷分配有重要的影响。因此，在仿真时需要对舱体结构进行柔性处理，建立舱体结构与弹射机构相结合的刚性-柔性耦合动力学模型。

首先通过Abaqus软件建立舱体结构的有限元模型；然后通过创建两个多点约束，得到后续弹射机构的两个挂点位置；最后通过有限元软件计算得到舱体结构的模态中性文件(MNF)。通过上述方法，在有限元软件中对舱体结构进行柔性化处理。其中，弹射机构前挂点坐标为(796.75 mm，0 mm，63.75 mm)，后挂点坐标为(16 mm，0 mm，85 mm)。

将上述舱体结构的MNF导入已创建好的弹射机构刚性动力学模型中，通过对柔性结构添加固定约束，并将刚性结构的两个挂载点与柔性结构的两个挂载点创建固定副约束，最终得到舱体结构与弹射机构的刚性-柔性耦合动力学模型。

其中，通过采用MNF的方式将舱体结构的质量属性和刚度属性添加到ADAMS软件动力学仿真过程中，以此创建刚性-柔性耦合的动力学模型。因此，创建合理的有限元模型对刚性-柔性耦合动力学模型精度有着重要的意义。

2.3 作动力曲线

导弹弹射机构在作动筒的拉力作用下，带动弹射机构运动并将导弹弹射出舱。不同的作动力曲线形式，必然会影响导弹弹射机构的工作状态、导弹弹射时获取的速度、分离姿态及挂点处冲击载荷等参数。因此，选定两种作动力曲线形式：

1) 偏峰型：

(1)

式中：t为作动时间；K为峰值系数，通过调整K值的大小，可以改变作动力峰值。

2) 对称型：

(2)

根据作动力曲线函数，在ADAMS软件中建立作动力函数，分别作用在作动筒及活塞杆上，创建的作动力曲线如图3所示。

图3 对称型和偏峰型作动力曲线(峰值为300 kN时)Fig.3 Dynamic curves of symmetrical and deflected peaks (with peak value of 300 kN)

3 仿真结果及分析

导弹在弹射时，其出舱分离条件为：1) 导弹质量一定，按均匀分布考虑其质心位置；2) 导弹弹射出舱临界条件：弹体出舱末速度v=7.6 m/s，峰值过载a≤20g；3) 导弹分离时无外加气动载荷。

3.1 挂点连接形式对冲击载荷特性的影响

在建立弹射机构动力学仿真模型时，其各个部件均视作为刚体，并且弹射机构与舱体结构通过两个挂点之间的机械连接进行固定。其中，在弹射机构工作时，冲击载荷会通过两个挂点传递到舱体结构上。因此，弹射机构与舱体结构间的连接形式对冲击载荷特性有直接的影响，其连接形式将直接关系到冲击载荷的分配情况。

本文将弹射机构与舱体结构的连接方式归结为两种情况：一种是舱体结构与连接件的强度很大，可认为是刚性连接，在进行仿真时将舱体结构视作为刚性体；另一种是舱体结构与连接件可通过一定的形变将冲击载荷缓冲吸收，可认为是柔性连接，在进行仿真时将舱体结构视作为柔性体。本文通过弹射机构与舱体结构的挂点连接形式，来研究两个挂点的冲击载荷分配情况及连接形式对冲击载荷特性的影响。其中在进行仿真时，选择的作动力为偏峰型作动力曲线，弹体质量为200 kg，导弹弹射达到出舱临界条件。仿真完成后，分别提取两种连接形式下两个挂点x轴、y轴、z轴方向的冲击载荷。

图4～图6分别给出了刚性连接、柔性连接情况下两个挂点x轴、y轴、z轴方向提取的冲击载荷。比较两种连接状态下所提取的挂点载荷情况，结果表明：在刚性连接状态下，后挂点处x轴方向载荷为0 N，前挂点处x轴方向载荷与作动力形式类似，这是由于连接过于刚硬而产生的理论结果，前、后两挂点y轴方向载荷形式基本相似、大小相等、方向相反，相比于其他两个方向上的载荷，前、后两挂点y轴方向载荷基本可以忽略，前、后两挂点z轴方向载荷方向相反，且前挂点z轴方向载荷明显大于后挂点z轴方向载荷，其载荷峰值比例约为1.5∶1.0；在柔性连接状态下，前、后两挂点x轴方向载荷均不为0 N，并且前、后两挂点的x轴方向载荷形式相似、方向相反，载荷峰值比例约为1∶1，前、后两挂点y轴方向载荷形式基本相似、大小相等、方向相反，相比于其他两个方向载荷，y轴方向载荷基本可以忽略，前、后两挂点z轴方向载荷均不为0 N，且方向相同，其载荷峰值比例约为1.00∶1.07.

图4 刚性和柔性连接下两个挂点x轴方向载荷Fig.4 Loads along x direction at two hanging points in the case of rigid/flexible connection

图5 刚性和柔性连接下两个挂点y轴方向载荷Fig.5 Loads along y direction at two hanging points in the case of rigid/flexible connection

图6 刚性和柔性连接下两个挂点z轴方向载荷Fig.6 Loads along z direction at two hanging points in the case of rigid/flexible connection

分析两种连接形式下的冲击载荷可以看到：刚性连接情况下，后挂点x轴方向载荷为0 N，其x轴方向载荷并没有在两个挂点间进行载荷分配；在柔性连接情况下，x轴方向载荷会在两个挂点间进行载荷分配，并且两个挂点受到的x轴方向载荷基本相似，但方向相反。可以看到刚性连接情况下x轴、z轴方向挂点的冲击载荷都要大于柔性连接，柔性连接情况下通过合理的载荷分配及一定的形变将冲击载荷缓冲吸收，是有利于舱体结构的，柔性连接更合理，也符合实际情况。

3.2 作动力形式对冲击载荷特性的影响

弹射机构在作动筒拉力作用下，将弹体弹出舱外，并具有一定的初速度。因此作动筒的性能，包括输出的作动力形式和作动力峰值大小，将对弹射过程具有重要的影响。弹射机构在进行导弹弹射时，作动筒产生的作动力形式及大小可通过选择不同类型的作动筒进行控制，因此，分析作动力曲线形式将对弹射机构的研究和挂点载荷的提取具有重要的意义。其中在进行仿真计算时，选择对称型及偏峰型两种形式的作动力曲线，弹体质量为200 kg，导弹弹射达到出舱临界条件。

图7给出了对称型、偏峰型作动力曲线，图8～图10分别给出了两种作动力情况下两个挂点x轴、y轴、z轴方向的载荷。比较两种形式作动力下所提取的挂点载荷情况，结果表明：在同时满足弹体弹射末速度及过载要求的条件下，偏峰型的作动力曲线峰值要高出对称型作动力曲线峰值大约34%，但其弹射时间将缩短12.7%左右；在偏峰型作动力曲线及对称型作动力曲线作用下，提取的两个挂点x轴、y轴方向载荷曲线形式及峰值相差不大，相比于其他两个方向载荷，y轴方向载荷基本可以忽略；偏峰型作动力情况下，提取的前点z轴方向载荷峰值比对称型作动力情况下的前点z轴方向载荷峰值减小约20%左右，后点z轴方向载荷峰值减小约25%左右；由于偏峰型作动力情况下弹射时间要短于对称型作动力曲线的情况，偏峰型作动力曲线情况下的冲击载荷将更早达到峰值。

图7 对称型和偏峰型作动力曲线Fig.7 Dynamic curves of symmetrical and partial peaks

图8 两种作动力下提取的x轴方向载荷Fig.8 Loads along x direction under the action of two kinds of force

图9 两种作动力下提取的y轴方向载荷Fig.9 Loads along y direction under the action of two kinds of force

图10 两种作动力下提取的z轴方向载荷Fig.10 Loads along z direction under the action of two kinds of force

3.3 挂载质量与冲击载荷特性和作动力峰值之间关系

为保留弹射架改型设计和一机多用的可能，需要考虑挂弹种类不同产生的质量变化对冲击载荷的影响。导弹弹射机构在工作时，根据不同任务类型挂载不同质量的导弹，因此在设计导弹弹射机构时，需要考虑因挂弹种类不同产生的质量变化对冲击载荷的影响。为研究挂载质量与冲击载荷特性的关系，可分为两个方面进行分析：

1) 工况1. 不改变弹射机构作动力的峰值，通过导弹质量的变化，研究导弹质量对挂点冲击载荷峰值的影响。

2) 工况2. 通过改变弹射机构作动力的峰值及导弹质量，让弹体满足一定的弹射末速度及过载要求，研究导弹质量与冲击载荷特性的关系,并最终得到设计选型时作动力峰值与导弹质量之间的匹配关系。

工况1情况下，选择的作动力为可使200 kg的导弹达到临界出舱条件时的偏锋型作动力曲线；工况2情况下，选择的作动力类型为偏峰型作动力，导弹弹射末速度及过载要求为：v=7.6 m/s，a≤20g；导弹质量m取值为50 kg≤m≤250 kg.

图11和图12为两种工况下导弹质量与前、后挂点x轴和z轴方向载荷峰值曲线图，其中，y轴方向冲击载荷相比于x轴、z轴方向太小，因此忽略。

图11 挂点x轴、z轴方向冲击载荷峰值特性(工况1)Fig.11 Peak load characteristics of impact load in x and z directions (Case 1)

图12 挂点x轴、z轴方向冲击载荷峰值特性(工况2)Fig.12 Peak load characteristics of impact load in x and z directions (Case 2)

在工况1情况下，随着导弹质量的增大，前、后挂点处的x轴、z轴方向冲击载荷峰值将减小，反之，当导弹质量减小时，前、后挂点处的x轴、z轴方向冲击载荷峰值将增大，并且导弹质量与载荷峰值间呈非线性关系变化。其中，由于使用的作动力刚好使200 kg质量的导弹达到临界弹射条件，当弹射质量小于200 kg时，作动力是过大的。因此冲击载荷峰值在导弹质量小于200 kg后，前挂点x轴方向及后挂点x轴、z轴方向冲击载荷峰值急剧增大，其中前挂点z轴方向冲击载荷峰值增长较慢。在此仿真条件下，可以看到当导弹质量较小时，后挂点z轴方向的冲击载荷峰值要远大于前挂点z轴方向的冲击载荷峰值。

在工况2情况下，由于改变了作动力的峰值，当导弹质量增大时，前、后挂点处的x轴、z轴方向载荷峰值增大，反之，当导弹质量减小时，前、后挂点处的x轴、z轴方向载荷峰值减小，并且导弹质量与载荷峰值之间呈线性关系变化，这是符合实际情况的。其中，在进行仿真时，选择的作动力刚好使导弹达到临界弹射条件，因此冲击载荷峰值没有出现急剧变化的情况。

另外，弹射机构在工作时，导弹弹射出舱需要满足两个条件：一是弹体弹射末速度v≥7.6 m/s；二是弹体峰值过载a≤20g. 选择偏峰型作动力曲线，当导弹质量变化时，可画出满足弹射条件时所需的作动力峰值取值范围，如图13所示。

图13 满足弹射条件的作动力峰值可行域Fig.13 Peak power feasible range for satisfying ejection conditions

图13上界为弹射时导弹峰值过载a=20g、末速度v>7.6 m/s时的临界情况，下界为弹射时导弹峰值过载a<20g、末速度v=7.6 m/s时的临界情况，上界与下界之间为满足弹射要求时作动力峰值的取值区间。从图13可以看出：在进行弹射仿真时，当导弹质量增加时，所需的作动力峰值呈线性趋势增大；随着导弹质量的增大，可选的作动力峰值越宽。在进行导弹弹射仿真时，可依据图13选取作动力峰值，其导弹弹射末速度及峰值过载均满足弹射要求。