多管火箭炮不同方向角發(fā)射動(dòng)力學(xué)仿真分析

陶聲祥,凌帥

(陸軍軍官學(xué)院,安徽 合肥230000)

0 引言

為使多管火箭炮發(fā)射的火箭彈能準(zhǔn)確地落在目標(biāo)區(qū)域,必須在發(fā)射前賦予定向器軸線一定的空間位置。定向器軸線的空間位置可由高低角和方向角兩個(gè)參量來(lái)確定[1]?；鸺谠诖驌艄潭繕?biāo)時(shí),定向器軸線所需的空間位置是一定的。高低角為定向器軸線與炮口水平面的夾角,因此高低角是一定的;而方向角是定向器軸線在炮口水平面內(nèi)的投影與車(chē)體縱軸線之間夾角,當(dāng)車(chē)體停放的方位不同時(shí),方向角也不同。

射擊密集度是多管火箭炮的重要戰(zhàn)術(shù)性能指標(biāo),火箭彈的初始擾動(dòng)是影響射擊密集度的主要因素[2]?；鸺谠谏鋼魰r(shí),定向器的振動(dòng)越嚴(yán)重,火箭彈的初始擾動(dòng)越大,射擊密集度越差。國(guó)內(nèi)的130多管火箭炮在定型時(shí)所做的試驗(yàn)結(jié)果表明,該炮在側(cè)向射擊時(shí)的密集度比正向射擊好[3]。因此,研究多管火箭炮在不同方向角下的發(fā)射動(dòng)力學(xué),并得到定向器管口的振動(dòng)、火箭彈的初始擾動(dòng)與方向角之間的變化規(guī)律具有重要意義?；鸺谠诖驌艄潭繕?biāo)時(shí),通過(guò)選擇車(chē)體的停放方位獲得合適的方向角,可達(dá)到提高射擊密集度目的。

1 動(dòng)力學(xué)建模

在Adams多體動(dòng)力學(xué)軟件中建立多管火箭炮的發(fā)射動(dòng)力學(xué)仿真模型。多管火箭炮系統(tǒng)是個(gè)復(fù)雜的機(jī)械系統(tǒng),在建模過(guò)程中根據(jù)其結(jié)構(gòu)特點(diǎn),將全炮系統(tǒng)合理地簡(jiǎn)化為由車(chē)體、回轉(zhuǎn)體、起落架、2個(gè)儲(chǔ)運(yùn)發(fā)射箱、40根定向器、40枚火箭彈等部分組成[4],并賦予各部件與實(shí)際結(jié)構(gòu)等效的質(zhì)量、質(zhì)心位置和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量等參數(shù)。

1.1 車(chē)體的建模

發(fā)射前,車(chē)體尾部用2個(gè)千斤頂支撐于地面。在千斤頂?shù)母左w和活塞之間添加滑動(dòng)副模擬兩者之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng),用一個(gè)等效的彈簧阻尼系統(tǒng)模擬千斤頂?shù)闹巫饔谩ＧЫ镯斉c地面的連接采用軸套力模擬,軸套力有3個(gè)移動(dòng)自由度和轉(zhuǎn)動(dòng)自由度,每個(gè)自由度都有剛度系數(shù)和阻尼系數(shù),正好可以模擬車(chē)體可繞地面平移和轉(zhuǎn)動(dòng)。

輪胎和路面采用Adams/Tire模塊建立。輪胎采用Fiala模型模擬。由于不需要研究輪胎在路面上運(yùn)行過(guò)程中的操縱性等問(wèn)題,可以采用Adams中較為簡(jiǎn)單的2DFlat路面模型,只需定義路面大小、與輪胎的相對(duì)位置和摩擦系數(shù)即可。

1.2 回轉(zhuǎn)體和起落架的建模

回轉(zhuǎn)體相對(duì)車(chē)體有一個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度,因此在回轉(zhuǎn)中心添加回轉(zhuǎn)體和車(chē)體之間的轉(zhuǎn)動(dòng)副。發(fā)射時(shí)鎖定裝置將回轉(zhuǎn)體鎖死,在回轉(zhuǎn)體和車(chē)體之間添加一個(gè)大剛度扭簧,用來(lái)模擬發(fā)射時(shí)方向機(jī)的制動(dòng)效果。

回轉(zhuǎn)體和起落架之間通過(guò)耳軸連接,在耳軸處添加兩者之間的轉(zhuǎn)動(dòng)副,起落架通過(guò)液壓高低機(jī)和兩側(cè)的高低鎖桿共同支撐以保持一定的射角。在高低機(jī)的液壓缸缸體和活塞桿之間添加滑動(dòng)副和大剛度的彈簧,將其等效為一個(gè)彈簧阻尼系統(tǒng)。通過(guò)Abaqus有限元軟件生成高低鎖桿的柔性文件,導(dǎo)入Adams中形成柔性鎖桿,兩端分別與回轉(zhuǎn)體和起落架固定。

1.3 儲(chǔ)運(yùn)發(fā)射箱的建模

儲(chǔ)運(yùn)發(fā)射箱和起落架之間無(wú)相對(duì)運(yùn)動(dòng),通過(guò)固定副連接。忽略定向器的微小柔性,將定向器和儲(chǔ)運(yùn)發(fā)射箱用固定副連接?；鸺龔椝艿拈]鎖力為7 000 N,在火箭彈和定向器之間添加固定副,模擬閉鎖擋彈機(jī)構(gòu)的作用。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)推力超過(guò)7 000 N后,通過(guò)傳感器和仿真控制程序使固定副失效,火箭彈在推力作用下開(kāi)始運(yùn)動(dòng)。火箭彈的前、中、后3個(gè)定心部與定向器內(nèi)壁之間添加接觸力,定向鈕和導(dǎo)向槽之間添加接觸力,約束火箭彈在定向器內(nèi)的運(yùn)動(dòng)。

1.4 施加載荷

火箭彈推力數(shù)據(jù)由實(shí)驗(yàn)測(cè)得,按照Akima二次曲線擬合方法得到樣條曲線函數(shù),通過(guò)集中力作用于火箭彈的質(zhì)心處。第i發(fā)火箭彈經(jīng)過(guò)0.5 s的發(fā)射間隔后發(fā)射,推力函數(shù)如下:

If(time－0.5?i:0,0,if(time＋2－0.5?i):Akispl(time－0.5?i:0,spline＿F,0),0,0))

燈樁樁體采用北海航標(biāo)處研發(fā)的玻璃鋼聚脲樁體（標(biāo)準(zhǔn)化），與定制基礎(chǔ)預(yù)埋件相連。樁體由玻璃鋼內(nèi)襯角鋼結(jié)構(gòu)骨架，表面噴涂聚脲層而成，樁體呈圓柱形，壁厚約6mm，高度、顏色可定制，樁體由底部、中部段、和上部，通過(guò)法蘭連接成形，燈樁底部直徑現(xiàn)有0.8m和1.8m兩種規(guī)格，中部段直徑0.8m，高1.6米，有若干節(jié)組成，上部為工作平臺(tái)段，直徑1.5m，圍欄高1.2m，平臺(tái)設(shè)計(jì)有電池箱、太陽(yáng)能板架、燈器柱。樁體設(shè)置防盜門(mén)、內(nèi)置玻璃鋼爬梯，設(shè)有避雷及排水系統(tǒng)。北海航標(biāo)處標(biāo)準(zhǔn)化燈樁（圖1）

其中:spline＿F為推力曲線,推力持續(xù)時(shí)間為2 s。

燃?xì)馍淞鳑_擊力由氣體動(dòng)力學(xué)軟件仿真計(jì)算獲得,用Akima方法擬合為隨距離變化的集中力,施加在定向器管口中心位置。

1.5 不同方向角的發(fā)射動(dòng)力學(xué)模型

多管火箭炮的方向射界為±70°,為對(duì)比研究不同方向角下的發(fā)射動(dòng)力學(xué),分別建立方向角為 0°、20°、40°、60°,高低角均為45°的動(dòng)力學(xué)模型。根據(jù)1.1－1.4小節(jié)中所述,完成方向角為0°時(shí)動(dòng)力學(xué)模型的建立,如圖1所示。在該模型的基礎(chǔ)上,將火箭炮的回轉(zhuǎn)體及以上部分繞回轉(zhuǎn)中心旋轉(zhuǎn),可得到方向角為 20°、40°、60°的動(dòng)力學(xué)模型。

圖1 多管火箭炮動(dòng)力學(xué)模型

2 動(dòng)力學(xué)仿真及結(jié)果分析

在多管火箭炮的發(fā)射動(dòng)力學(xué)仿真中,首先應(yīng)進(jìn)行一段時(shí)間的靜平衡仿真。此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)還未開(kāi)始工作,火箭彈被鎖定在定向器內(nèi),整個(gè)模型僅在重力作用下達(dá)到靜平衡狀態(tài)。經(jīng)過(guò)靜平衡仿真,可以使高低機(jī)、高低鎖桿、支撐千斤頂和輪胎等部件在重力作用下達(dá)到受力平衡,保證多管火箭炮在穩(wěn)定狀態(tài)下發(fā)射。設(shè)置靜平衡仿真時(shí)間為5.5 s,之后發(fā)射第1枚火箭彈,發(fā)射間隔為0.5 s,共發(fā)射8枚。分別仿真高低角均為45°、不同方向角的動(dòng)力學(xué)模型。

方向角為 0°、20°、40°、60°時(shí),由動(dòng)力學(xué)仿真獲得的定向器管口的俯仰和方位角速度曲線,如圖2－圖5所示。

圖2 方向角為0°的俯仰和方位角速度曲線

圖3 方向角為20°的俯仰和方位角速度曲線

圖4 方向角為40°的俯仰和方位角速度曲線

圖5 方向角為60°的俯仰和方位角速度曲線

定向器管口在整個(gè)發(fā)射過(guò)程中的最大俯仰和方位角速度隨方向角的變化曲線如圖6所示。

圖6 最大俯仰和方位角速度隨方向角變化曲線

由圖2－圖5可得,定向器管口俯仰方向的振動(dòng)比方位方向嚴(yán)重,俯仰角速度比方位角速度曲線的振動(dòng)幅值大且持續(xù)時(shí)間長(zhǎng)。結(jié)合圖6可知,當(dāng)方向角增大時(shí),每枚火箭彈發(fā)射時(shí)定向器管口的俯仰角速度顯著減小,而方位角速度基本保持不變。

3 初始擾動(dòng)計(jì)算及分析

式中 為火箭彈中定心部離管時(shí)定向器的俯仰振動(dòng)角速度;βf為火箭彈中定心部離管時(shí)定向器的俯仰振動(dòng)角位移;β0為火箭彈后定心部離管時(shí)定向器的俯仰振動(dòng)角位移;為火箭彈中定心部離管時(shí)定向器的俯仰振動(dòng)線速度;為火箭彈后定心部離管時(shí)定向器的俯仰振動(dòng)線速度;lR為火箭彈質(zhì)心到后定心部距離;lb為火箭彈中定心部到后定心部距離;RA為火箭彈赤道回轉(zhuǎn)半徑;vf為火箭彈中定心部離管時(shí)火箭彈速度;v0為火箭彈后定心部離管時(shí)火箭彈速度。

式(1)是對(duì)單發(fā)火箭彈而言的,對(duì)于多管齊射,俯仰初始擾動(dòng)中間偏差的計(jì)算公式為:

式中:為第 i發(fā)彈的,n 為連發(fā)射擊的數(shù)量:

方位初始擾動(dòng)和初始擾動(dòng)中間偏差的計(jì)算方法與俯仰相同。根據(jù)動(dòng)力學(xué)仿真結(jié)果,由式(1)計(jì)算得到單枚火箭彈發(fā)射時(shí)的俯仰和方位初始擾動(dòng),代入式(2)中,可得火箭彈的俯仰和方位初始擾動(dòng)中間偏差,如表1所示。

表1 不同方向角的俯仰和方位初始擾動(dòng)中間偏差

對(duì)比不同方向角的初始擾動(dòng)中間偏差可得,方向角對(duì)火箭彈的俯仰初始擾動(dòng)有顯著的影響。方向角增大時(shí),火箭彈的俯仰初始擾動(dòng)中間偏差明顯減小,方位初始擾動(dòng)中間偏差基本保持不變,而初始擾動(dòng)是射擊密集度的重要影響因素,因此增大方向角可提高多管火箭炮的射擊密集度。計(jì)算結(jié)果從理論上驗(yàn)證了130多管火箭炮側(cè)向射擊時(shí)的密集度比正向射擊好,同時(shí)也表明仿真和計(jì)算結(jié)果準(zhǔn)確可靠。

4 結(jié)論

分析仿真和計(jì)算結(jié)果可得:

1)方向角增大時(shí),定向器管口俯仰角速度明顯減小,方位角速度基本保持不變。小方向角發(fā)射時(shí)定向器管口俯仰方向振動(dòng)嚴(yán)重,多管火箭炮應(yīng)盡量避免在小方向角下射擊。

2)方向角增大時(shí),火箭彈的俯仰初始擾動(dòng)中間偏差顯著減小,方位初始擾動(dòng)中間偏差基本保持不變。多管火箭炮應(yīng)將側(cè)向作為基本射向,通過(guò)選定合適的車(chē)體停放方位,使定向器調(diào)整到瞄準(zhǔn)位置時(shí),火箭炮能獲得較大的方向角,可提高射擊密集度。

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