基于气囊缓冲的发射箱空投仿真分析

侯晓明，周国栋，范 乐，于存贵

(1 南京理工大学机械工程学院，南京 210094；2 中国兵器工业集团江山重工研究院有限公司，湖北 襄阳 441004)

0 引言

火箭武器具有火力密集猛烈、战场适应性强等优点，能很好的满足现代战争对武器的要求，已成为各兵种武器装备的重要组成部分。研制可以满足空运、空投能力的火箭武器是提高空降部队作战能力的迫切要求，而储运发射箱随炮空投携带弹药数量有限，为了发挥空投火箭武器的优势，还需进行发射箱单独空投以保证其连续作战能力。

王新春、陈马旭利用拓扑优化和多目标遗传算法，对车载空投火箭炮回转体底座和起落架等结构进行了优化，通过水平着陆、侧倾着陆、后倾着陆3种工况仿真，验证优化效果显著，空投装备质量大大降低且刚度满足需求，并针对储运发射箱单独空投进行了缓冲方案的研究，对泡沫塑料、蜂窝纸板等不同缓冲材料串联和并联的缓冲效果进行对比，得出适用于发射箱空投较为可靠的缓冲方式。刘守君、李强对冲压式缓冲气囊进行了气囊排布、排气孔面积和囊内气体初始压强等方面设计，通过LS-DYNA有限元软件，对设计的气囊缓冲系统进行了仿真计算，得到了气囊外形、囊内气体压强，以及重物的速度、冲击过载等参数的变化情况。计算结果表明，在气囊缓冲下大大降低了冲击过载，保证了装备安全性。

1 气囊仿真模型

1.1 基本假设

为了建立缓冲气囊有限元模型引入如下假设：1)气囊织物不可拉伸，忽略材料本身的吸能缓冲作用；2)缓冲压缩过程中，忽略气囊截面形状和触地面积的变化；3)系统缓冲忽略空气阻力的影响；4)假设缓冲过程无温度变化，即不存在热交换；5)充气气体为理想气体，排气过程只从排气孔流出，织物无漏气现象；6)不计气囊内气体和气囊本身的质量。

1.2 气囊有限元算法

常用的气囊有限元算法有控制体积(CV)法、任意拉格朗日欧拉(ALE)法和粒子(CPM)法。其中控制体积法是基于热力学理论，将气囊内部看成一个由织物材料围成的可控制体积，用关键字“AIRBAG_WANG_NEFSKE”来定义，该方法默认囊内气体满足热力学理想气体条件，然而缺点是对气囊充气展开阶段的模拟真实性不够，但对于排气压缩阶段的模拟比较精确，因此在着陆缓冲仿真应用最为广泛。任意拉格朗日欧拉法由质量守恒、能量守恒和动量守恒定律得出，用关键字“AIRBAG_ALE”来定义，能够克服单元畸变引起的计算困难问题，但计算效率低。粒子法将气体粒子进行离散化处理，模拟气体充入的气囊封闭腔体，因此能够很好的预测气囊的展开形态，用关键字“AIRBAG_PARTICLE”来定义。由于目前只研究装备着陆冲击瞬间，即气囊压缩过程，不关注气囊充气过程形态变化，因此选择控制体积法作为气囊计算方法。

1.3 气囊建模

气囊为织物材料，材料参数如表1所示，采用关键字“MAT_FABRIC”定义，气囊有限元算法采用关键字“AIRBAG_WANG_NEFSKE”来定义，大气压强取100 kPa，空气密度取1.169 kg/m，气体温度取293 K，重力转换常数取值为1，由于为自充气气囊，着陆时已经充气张开，定义充入气体流速曲线为0，且囊内初始压强与大气压一致。为防止气囊互相穿透,给其施加一气囊自接触(“AIRBAG_SINGLE_SURFACE”)。

表1 气囊材料参数

1.4 气囊参数设计与改进

通常情况下，空投着陆初速度的范围应为6～8 m/s，经过缓冲后末速度为3～4 m/s，出于安全考虑取初速度最大值8 m/s和末速度最小值3 m/s作为设计条件；简化后发射箱总重3 920 kg，货台质量1 800 kg，该空投系统总重5 720 kg，货台底部尺寸为4 000 mm×2 500 mm，可放置6个直径为1 m的气囊。经过计算推进剂能承受的着陆冲击过载约为20，采用20作为过载设计要求，分析设计要求，根据着陆初末速度计算能量效率为86%，能量效率满足要求。建立气囊缓冲系统无量纲统一模型如式所示，根据文献[7-8]缓冲气囊设计方法，计算得到气囊高度0.37 m，排气孔面积0.021 m。

气囊参数是以水平着陆为基础进行设计的，在对全系统建模之前，首先进行简易系统有限元建模，对该参数在装备倾斜着陆时进行可用性验证；验证模型包括重物、气囊、地面，重物和地面为三维实体单元，气囊为二维壳单元，重物通过密度匹配保证与发射箱空投系统保持质量一致，重物与气囊上表面绑定，重物和气囊下表面与地面均设为接触。为重物和气囊施加8 m/s初速度，约束地面自由度，计算时间为0.3 s。

分别计算水平、侧倾、纵倾着陆工况，读取D3PLOT结果文件，获得重物下落速度、加速度变化曲线如图1所示。

图1 重物速度、加速度变化曲线

分析结果数据，由速度加速度曲线分析，水平着陆时速度降到0后则无明显反弹，重物过载满足设计要求；通过分析气囊体积和压强变化，水平状态气囊压缩最为彻底，囊内气压是最大的，缓冲效果较好。而重物倾斜着陆时在0.08 s接触地面并发生了反弹，并在0.12 s对重物造成二次冲击，原因是倾斜状态与地面初始接触面积小，冲击力集中在一侧，造成气囊一端压缩严重而另一端压缩不彻底，气囊体积和囊内气压变化较小，导致缓冲效果不明显，出现如图2所示的现象，在气囊完全压缩之前重物就会碰到地面，造成冲击加速度升高。

图2 倾斜着陆重物冲击过程

为避免装备空投过程出现此现象，可增大气囊之间横向和纵向间隔、与地面初始接触面积，气囊支撑作用，纵倾时增大气囊纵向间距、侧倾时增大气囊横向间距，通过枚举法确定气囊间隔，确保倾斜着陆时气囊对货台有足够的支撑并排气彻底，以此为依据进行参数改进，改进前后装备加速度曲线如图3所示。通过增大气囊间距，减小排气孔面积，有效降低重物过载，避免了二次冲击的现象；因此最终缓冲参数确定为：气囊高度为0.37 m，气囊厚度为0.005 m，排气孔面积为0.021 m，气囊间隔纵向为0.4 m，横向为0.25 m。

图3 改进气囊间距倾斜着陆加速度变化

2 空投系统仿真模型

2.1 发射箱空投有限元模型

在实际空投时，装备与气囊通过货台连接在一起：装备捆绑在货台上，气囊安装在货台底部，在着陆之前已经充气完成，处于展开状态，初始压强与大气压相同。除地面、货台、定向器、夹板、火箭弹其余结构均采用二维壳单元，建立的带缓冲发射箱空投有限元模型如图4所示，包括两并列排布发射箱(含火箭弹)、货台、气囊和地面。为提高模型计算效率，不对全部火箭弹进行建模，选取6个位置研究，从箱前向后看，编号1～编号6如图5所示，其余通过耦合质量点的方式等效，以保证发射箱质量质心的匹配。

图4 发射箱空投有限元模型

图5 研究火箭弹位置

2.2 材料参数与边界条件

按照自下而上的顺序介绍模型材料参数，地面选择危险性最大、硬度最大的混凝土地面；货台为硬质铝合金材料；发射箱箱架为Q345钢；定向器为玻璃钢材料，为简化计算，不作复合材料铺层，将其认为是各向同性材料；发动机壳体主要选用强度高、耐高温的金属材料，如合金钢、高强度硬铝、高碳钢等，通常对于中大口径，工作时间长的火箭弹，主要选用合金钢；药柱为改双基推进剂。各材料参数如表2所示。

表2 各部件材料参数

某改双基推进剂松弛模量prony级数的表达式如下：

(1)

式中：为松弛模量。

按照自下而上的顺序介绍模型约束和边界条件：为空投装备(含气囊)施加8 m/s初速度，约束地面平动转动自由度；为防止地面、气囊、货台发生穿透，两两之间均设为接触；实际空投时，发射箱通过捆绑绳固定在货台上，建模时发射箱与货台之间设为接触并采用缆绳单元模拟捆绑绳作用，防止冲击过程发射箱与货台脱离；发射箱角钢与桁架采用焊接方式固定在一起，所以连接关系为绑定约束；定向器与1、3道夹板的连接关系为接触，与2、4道夹板连接关系为绑定，火箭弹壳体分割出各定心部，将后定心部与定向器绑定，其余设为接触；由于两发射箱完全一致，左右对称，为简化模型提高计算效率，将右侧发射箱视为刚体。

3 发射箱空投仿真分析

3.1 火箭弹安全评价准则

火箭弹部分仅靠过载进行安全性评估是远远不够的，将着陆过程火箭弹过载曲线作为输入对推进剂进行裂纹扩展计算，以断裂力学准则作为推进剂药柱损伤判据，研究药柱是否产生明显裂纹，并关注损伤耗散值的变化情况，若无明显裂纹也无损伤耗散产生，则认为火箭弹是安全的。

3.2 计算结果及分析

发射箱除正常着陆外，由于地面不平或横风，可能会以倾斜姿态着陆，在降落伞姿态控制下，着陆最大倾角约为5°，按装备和地面接触先后分为侧倾和纵倾。从水平、纵倾和侧倾着陆3种工况进行仿真分析，从火箭弹过载与推进剂损伤进行缓冲效果评估。

3.2.1 火箭弹过载

图6与图7为缓冲前后3种着陆工况下火箭弹最大过载曲线变化情况。

图6 无缓冲着陆火箭弹最大过载

图7 气囊缓冲下火箭弹最大过载

水平着陆火箭弹最大过载由185.6下降至18.7；纵倾着陆火箭弹最大过载由159下降至21.8；侧倾着陆火箭弹最大过载由150下降至22；火箭弹最大过载下降87%左右。

3.2.2 推进剂裂纹计算

将各着陆工况计算得到的火箭弹最大过载曲线作为输入，进行固体推进剂裂纹扩展计算，裂纹计算方法如图8所示，图9为药柱三维结构示意图。以裂纹是否扩展作为推进剂安全的判定标准：若无裂纹扩展且无损伤耗散产生，则认为推进剂是安全的。

图8 推进剂裂纹计算方法

图9 推进剂药柱结构

经计算，图10为无缓冲状态下推进剂药柱损伤耗散情况，而气囊缓冲下药柱无损伤耗散产生。证明该气囊缓冲避免了推进剂损伤。缓冲前后推进剂药柱裂纹应力云图如图11、图12所示，从表面裂纹来看，无缓冲下推进剂存在严重裂纹扩展现象，气囊缓冲下无明显裂纹产生。为获得内部真实的损伤情况，还需提取损伤耗散能变化曲线，从能量的角度评估损伤程度。

图10 无缓冲着陆推进剂损伤耗散能

图11 无缓冲着陆改双基推进剂应力云图

图12 气囊缓冲下改双基推进剂应力云图

4 结论

对某储运发射箱进行气囊缓冲前后的空投仿真分析，得出结论：

1)与无缓冲状态相比，气囊缓冲后，火箭弹最大过载下降87%左右，大大降低过载水平，且缓冲气囊能量效率满足设计要求。

2)经过推进剂裂纹计算，未出现裂纹扩展现象，缓冲效果明显。