基于ADAMS的内埋式导弹发射俯仰角变化仿真分析

2020-01-15

液压与气动 2020年1期

(海军航空大学岸防兵学院，山东烟台 264001)

引言

自上世纪末，世界各军事强国均开始着手新型空中力量的研制。随着战机性能的不断发展，战斗性能的隐身性也就成为了制约胜利的关键因素之一[2]。为了保证战机隐身性，这代战机配备的空载导弹多采用内埋式挂装，并要求满足迅速弹射，不影响载机隐身性[3]。而内埋挂装弹射时，导弹在弹射后必须有一个负向的发射角速度以保证发射俯仰角向下，即导弹低头，否则很有可能导致机毁人亡[4]。本研究基于ADAMS对机载导弹内埋式发射系统进行动力学研究，验证其发射安全性，具有一定的指导意义。

1 弹射装置简易原理图

弹射系统原理模型由上下梁、前后转动臂、同步杆等组成[5]。发射装置由气液系统提供动力，弹射时由高压气体供能液压管路，带动前后转动臂展开，将导弹弹射出去，同时水平活塞杆保证前后摆臂的动力和同步性。

导弹弹射时气液系统提供瞬时大排量的高压液体，使弹射装置展开[6]。为了保证弹射装置的结构强度，必须使其中的部分结构满足一定的弹性形变，保证其柔性特性。因此支臂杆5，7设定为柔性处理后的细长杆，其余部分需要保持一定刚度，故不做处理。

弹射装置中各杆、摆动臂自由度关系：上梁与机舱连结，视为固定；摆动臂与活塞杆之间为轴转动副；作动臂与下梁为轴转动副；支臂两端均为轴转动副。

1.上梁 2.液压动力缸 3.水平活塞杆 4.摆臂1 5.支臂1 6.摆臂2 7.支臂2 8.导弹图1 弹射装置简易模型

2 建立系统动力学方程

导弹弹射系统是一个多体系统，其中既包括多自由度的刚体运动，也包含发生弹性形变的柔体运动[7]。因此，我们用来建立数学模型的理论基础是第一类拉格朗日方程。

具有完整理想约束的有N个广义坐标系统的拉格朗日方程的形式是[8]：

(1)

式中，qr—— 第r个柔性体广义坐标

E—— 系统动能

U—— 系统势能

Qr—— 对第r个广义坐标的广义力

式(1)的约束方程为：

ψs(q,t)=0

由于设定的系统中存在柔性部件，故可设弹性形变引起的做虚功为：

δWe=-KqTδq

(2)

其中，K为对应qr的刚度矩阵。

相对应的构件动能为：

(3)

将式(2)、式(3)代入式(1)中，得到：

(4)

式(4)中，为出弹性形变力以外所有主动力的广义力。

则可得建立的动力学方程为：

ψs(q,t)=0

(5)

3 动力学仿真分析

3.1 动力学模型仿真结果

导弹发射时，弹体分离俯仰角速度变化和俯仰角度是发射分离时的主要参数[9]。分离时，速度快慢直接影响弹体脱离载机的时间长短，角速度则直接影响分离安全，若俯仰角为0或者正值，则说明导弹在分离时“抬头”，在发射过程中很容易导致导弹与载机相撞从而引起严重事故，因此必须保证弹体完全分离后，俯仰角为负。

图2可见，某型导弹弹射从开始到弹架分离用时约0.06 s，分离末端速度约8.1 m/s[10]。

图2 导弹分离时间与速度曲线

图3为俯仰角速度ω仿真曲线。其中，曲线1为本实验仿真采用的刚柔耦合模型曲线，曲线2为不设计柔性构件得到的仿真曲线。图中可见，纯刚体结构其角速度一直负增加，导弹持续“低头”；而刚柔耦合构件其角速度先负增长后在弹射时间点2/3处开始回弹，呈现先“低头”后“抬头”的趋势。在实际样机的试验中，我们得到的曲线基本与曲线1一致，故可得弹射装置中会产生一定的弹性形变力，采用刚柔耦合的模型能够基本模拟实际弹射情况。

图3 不同模型弹射时俯仰角速度曲线

3.2 设计参数对发射俯仰角的影响

1) 弹射行程的影响

从上节分析中可以得知，我们所设计的模型在0.06 s时结束弹射过程，由图4、图5又可得知在0.06 s 内，导弹俯仰角持续负增长，不过增长的幅度由快减慢[11]。但在0.071 s时，导弹弹射时俯仰角速度由负变0，在接下来的时间里导弹开始“抬头”，此时对应的弹射行程为350 mm，即若发射装置弹射行程设计超过350 mm，则可能引起严重的安全问题，故设计时的约束行程不得超过350 mm。