空空導(dǎo)彈發(fā)射在軌段分離安全性研究

摘 要：對(duì)于載機(jī)機(jī)動(dòng)環(huán)境中順序離軌分離的空空導(dǎo)彈，導(dǎo)彈發(fā)射中在軌段彈架分離涉及導(dǎo) 彈發(fā)動(dòng)機(jī)和載機(jī)安全，其分離安全分析是導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)中必須解決的關(guān)鍵技術(shù)問題。本文采 用MSC.Dytran軟件，對(duì)導(dǎo)彈的軌上運(yùn)動(dòng)過程以及導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)動(dòng)力強(qiáng)度進(jìn)行了系統(tǒng)建模和仿真分析， 為導(dǎo)彈發(fā)射中在軌段分離安全提供了一種有效的解決途徑。

關(guān)鍵詞：空空導(dǎo)彈；載機(jī)；在軌段；分離安全；結(jié)構(gòu)動(dòng)力強(qiáng)度

中圖分類號(hào)：TJ761 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1673-5048（2014）06-0023-05

StudyonSeparationSafetyofAirtoAirMissileLaunchinOrbitPeriod

ZHANGPeng1，WANGWenbo1，HANJinglong2

（1.ChinaAirborneMissileAcademy，Luoyang471009，China；2.NanjingUniversityof AeronauticsandAstronautics，Nanjing210016，China）

Abstract：Theairtoairmissileonmaneuveringcarrieraircraftlaunchedfromorbitbyorder，the separationinvolvesmissileengineandvehiclesafeties.Theseparationsecurityanalysisisakeytechnique mustbesolvedduringthedesignofmissilestructurestrength.Inthispaper，usingMSC.DYTRANsoft ware，themovementprocessofmissilesonthetrackanddynamicstrengthareanalyzedinsystemmodeling andsimulation，andthisprovidesaneffectivesolutionforseparatingsecurityofmissilelaunchinorbitpe riod.

Keywords：airtoairmissile；carrieraircraft；inorbit；separationsecurity；structuraldynamic strength

0 引 言

空空導(dǎo)彈采用軌式發(fā)射方式時(shí)，選擇三吊掛 懸掛及順序離軌的發(fā)射方式較為普遍[1]。發(fā)射時(shí)， 導(dǎo)彈在發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用下，沿與飛機(jī)固連的發(fā)射 裝置導(dǎo)軌運(yùn)動(dòng)，前、中、后三吊掛依次與發(fā)射裝置 導(dǎo)軌分離。當(dāng)后吊掛單獨(dú)在軌時(shí)間內(nèi)，發(fā)動(dòng)機(jī)殼體 既承受發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒產(chǎn)生的內(nèi)壓作用，又要承受從 導(dǎo)彈吊掛傳遞下來的約束載荷，后吊掛約束力與 導(dǎo)彈慣性載荷、導(dǎo)彈氣動(dòng)載荷、發(fā)動(dòng)機(jī)推力、重力構(gòu)成平衡力系。因此，發(fā)射過程的危險(xiǎn)性主要集中 在導(dǎo)彈只剩下最后一個(gè)吊掛的情況下[2]。為充分 發(fā)揮載機(jī)的性能，要求載機(jī)能在大機(jī)動(dòng)條件下發(fā) 射導(dǎo)彈[3]，隨著發(fā)射時(shí)載機(jī)機(jī)動(dòng)過載的增大，后吊 掛卡滯、碰撞、后吊掛與發(fā)動(dòng)機(jī)殼體連接處機(jī)械損 傷導(dǎo)致爆炸等現(xiàn)象可能發(fā)生，導(dǎo)彈系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求 必須保證發(fā)射時(shí)導(dǎo)彈能夠安全分離。

發(fā)射時(shí)導(dǎo)彈在軌段運(yùn)動(dòng)是一個(gè)極其復(fù)雜的動(dòng) 力學(xué)過程，與離軌后自主飛行導(dǎo)彈過程相比，導(dǎo)彈 的軌上運(yùn)動(dòng)不僅受力復(fù)雜，還直接影響載機(jī)安全， 因此對(duì)其進(jìn)行動(dòng)力學(xué)與強(qiáng)度仿真計(jì)算和分析具有 重要意義。本文對(duì)某型空空導(dǎo)彈的軌上運(yùn)動(dòng)過程 及結(jié)構(gòu)動(dòng)力強(qiáng)度進(jìn)行了系統(tǒng)建模和仿真分析，對(duì)發(fā)射時(shí)影響在軌段分離安全的導(dǎo)彈后吊掛及連接 結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，對(duì)優(yōu)化后導(dǎo)彈后吊掛進(jìn) 行在軌段安全仿真評(píng)估。

1 計(jì)算方法

導(dǎo)彈發(fā)射在軌分離過程實(shí)際上是導(dǎo)彈、發(fā)射 裝置兩個(gè)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)通過吊掛與導(dǎo)軌接觸、 碰撞進(jìn)行耦合的極其復(fù)雜的動(dòng)力學(xué)過程。由于接 觸問題的高度非線性，使得工程分析研究困難。

MSC.Dytran作為一種仿真功能極強(qiáng)的非線性 瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)分析程序[4]，被廣泛應(yīng)用于分析各種 非線性瞬態(tài)響應(yīng)問題，如高速撞擊、接觸摩擦、流 -固耦合等。本文采用MSC.Dytran前處理軟件 MSC.Patran對(duì)某型導(dǎo)彈和發(fā)射裝置建立動(dòng)力學(xué)模 型，對(duì)導(dǎo)彈吊掛、吊掛局部連接等需要重點(diǎn)關(guān)注強(qiáng) 度的結(jié)構(gòu)區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格單元細(xì)化。仿真模型中，將 發(fā)射裝置與飛機(jī)機(jī)體剛性連接，根據(jù)飛行狀態(tài)設(shè) 定載機(jī)的運(yùn)動(dòng)規(guī)律。并由導(dǎo)軌與吊掛間的摩擦、碰 撞，以及導(dǎo)彈自身所受到的發(fā)動(dòng)機(jī)推力、氣動(dòng)力和 重力等因素共同確定導(dǎo)彈的在軌動(dòng)力學(xué)過程。對(duì) 載機(jī)不同速度、機(jī)動(dòng)過載、俯仰角速度、滾轉(zhuǎn)角速 度等設(shè)計(jì)工況采用MSC.Dytran進(jìn)行分析和計(jì)算。

2 結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)建模

某型空空導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)共劃分為10660個(gè)殼單元、 8866個(gè)體單元和192個(gè)質(zhì)量點(diǎn)單元。發(fā)射裝置導(dǎo) 軌結(jié)構(gòu)共劃分為26136個(gè)體單元。模型中發(fā)射裝 置材料為鋁合金；吊掛、導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)殼體材料為高 強(qiáng)度鋼；其余殼體材料由鋁合金、鈦合金組成。圖 1所示為導(dǎo)彈、發(fā)射裝置有限元模型。

有限元模型使用機(jī)體坐標(biāo)系：逆來流方向?yàn)閤 軸正方向，沿重力方向?yàn)閦軸正方向，y軸符合右手 定律，坐標(biāo)原點(diǎn)位于飛機(jī)質(zhì)心處。在飛機(jī)質(zhì)心處建 立一個(gè)集中質(zhì)量點(diǎn)用于模擬機(jī)體，機(jī)翼則按照剛性 單元處理，并通過剛性單元連接到滑軌安裝點(diǎn)處。 圖2所示為飛機(jī)、發(fā)射裝置、導(dǎo)彈系統(tǒng)有限元模型。

MSC.Dytran有三種基本接觸類型：?jiǎn)蚊娼佑|、主 從接觸、自適應(yīng)接觸。對(duì)于導(dǎo)彈吊掛與導(dǎo)軌的接觸問 題，選用主從接觸，并將導(dǎo)軌內(nèi)表面定義為主動(dòng)接觸 面，將吊掛外表面中可能與導(dǎo)軌接觸的表面定義為從動(dòng)接觸面。圖3所示中粗線部分即為接觸面。

后吊掛碰撞接觸面的上、下、左、右，定義見 圖4。垂向?yàn)樯稀⑾卤砻娼佑|力，側(cè)向?yàn)樽蟆⒂冶?面接觸力。后吊掛兩側(cè)三棱柱結(jié)構(gòu)為焊縫。

3 結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型校驗(yàn)

對(duì)于分析發(fā)射在軌段分離安全的有限元模型， 不僅要求結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性準(zhǔn)確，而且要求導(dǎo)彈吊 掛及其連接結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布計(jì)算結(jié)果也具有較高精 度，需對(duì)模型中導(dǎo)彈吊掛及其連接結(jié)構(gòu)應(yīng)力精度 和導(dǎo)彈分系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)建模精度進(jìn)行校驗(yàn)。

3.1 后吊掛與殼體連接方式驗(yàn)證

為減小導(dǎo)彈有限元模型的自由度規(guī)模，導(dǎo)彈 仿真模型中發(fā)動(dòng)機(jī)殼體及其余彈體均采用殼單元， 后吊掛焊縫三棱柱單元的兩圈節(jié)點(diǎn)與發(fā)動(dòng)機(jī)殼體 節(jié)點(diǎn)進(jìn)行消重，從而將后吊掛與發(fā)動(dòng)機(jī)殼體連接 到一起，后吊掛與發(fā)動(dòng)機(jī)殼體連接有限元模型如 圖5所示。驗(yàn)證模型中發(fā)動(dòng)機(jī)殼體用體單元模擬， 同樣在焊縫的兩圈節(jié)點(diǎn)上進(jìn)行消重。將殼體的兩 端固支，比較不同載荷情況下，上述兩個(gè)模型的應(yīng) 力計(jì)算結(jié)果，以驗(yàn)證計(jì)算所采用方法的準(zhǔn)確性。計(jì) 算條件及結(jié)果見表1。

計(jì)算結(jié)果表明，仿真模型中采用的殼單元有 限元建模方法，將吊掛與殼體連接在一起，結(jié)構(gòu)在 各種載荷條件下的應(yīng)力計(jì)算值是準(zhǔn)確的，與體單 元模型相比，計(jì)算誤差均小于5%。

3.2 結(jié)構(gòu)模態(tài)驗(yàn)證

按上述模型仿真，計(jì)算導(dǎo)彈彈體在自由-自 由狀態(tài)下的前2階彈性振動(dòng)固有頻率分別為49.55 Hz，122.03Hz，前2階振型如圖6所示。

導(dǎo)彈前2階固有頻率實(shí)驗(yàn)值分別為47.7Hz，來確定。在仿真分析的初始時(shí)刻，飛機(jī)機(jī)體、滑軌 與導(dǎo)彈彈體的前飛速度相等，垂向速度為零。導(dǎo)彈 的初始俯仰和滾轉(zhuǎn)角速度值，按初始時(shí)刻導(dǎo)彈具 有與飛機(jī)機(jī)體相同的角運(yùn)動(dòng)速度施加，本文計(jì)算 中飛機(jī)機(jī)體取俯仰角速度30（°）/s，滾轉(zhuǎn)角速度 50（°）/s，方向分別為繞機(jī)體坐標(biāo)系y，x軸。機(jī)體 按照上述給定的規(guī)律運(yùn)動(dòng)。

4.2 氣動(dòng)力加載

導(dǎo)彈氣動(dòng)載荷在發(fā)射分離過程中為隨時(shí)間變 化的載荷，按時(shí)間段分為中間狀態(tài)載荷和發(fā)射狀 態(tài)載荷兩部分，分別對(duì)應(yīng)于中吊掛離軌前和后吊 掛單獨(dú)在軌的時(shí)間段。仿真分析中，在0～135ms 內(nèi)使用中間狀態(tài)氣動(dòng)力，在155ms以后使用發(fā)射 狀態(tài)氣動(dòng)力，而在135～155ms內(nèi)氣動(dòng)力由中間狀 態(tài)線性過渡至發(fā)射狀態(tài)。載荷見表2。

將導(dǎo)彈彈體沿軸向分為6段，各段的側(cè)向和 法向氣動(dòng)力在彈體橫截面內(nèi)采用正弦分布，沿軸 向均布，氣動(dòng)阻力則均布到各段上。各段的俯仰107.2Hz，仿真計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好，表明該 有限元模型在結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)特性上是準(zhǔn)確的。

4 載荷工況設(shè)置

4.1 飛機(jī)運(yùn)動(dòng)加載

分析載機(jī)全空域的飛行狀態(tài)，選取4個(gè)嚴(yán)酷飛 行狀態(tài)，采用CFD仿真計(jì)算出4個(gè)典型狀態(tài)的導(dǎo) 彈掛飛載荷，如表2所示。飛機(jī)機(jī)體的前飛速度和 垂向速度，由表2中飛行狀態(tài)的馬赫數(shù)、過載系數(shù)和偏航氣動(dòng)力矩通過施加互為相反的力來產(chǎn)生， 而滾轉(zhuǎn)氣動(dòng)力矩通過在翼面和舵面上施加均布力 產(chǎn)生。

4.3 發(fā)動(dòng)機(jī)推力加載

取地面點(diǎn)火實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)曲線作為發(fā)動(dòng)機(jī)壓力曲 線，在導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)的殼體內(nèi)施加內(nèi)壓，發(fā)動(dòng)機(jī)推力 則由內(nèi)壓產(chǎn)生。圖7所示為發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)壓曲線。

5 導(dǎo)彈后吊掛及其連接結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

5.1 后吊掛倒角影響分析

后吊掛單獨(dú)在軌階段是發(fā)射過程中最危險(xiǎn)的階段，此時(shí)所有的載荷及碰撞力均由后吊掛單獨(dú) 承擔(dān)，進(jìn)而增大了與后吊掛相連接處殼體的應(yīng)力。 為了緩解接觸碰撞，后吊掛必須進(jìn)行倒角設(shè)計(jì)。下 文對(duì)不同倒角后吊掛進(jìn)行分析，以研究其對(duì)接觸 碰撞過程的影響。圖8所示為后吊掛的兩種倒角結(jié) 構(gòu)。

采用表2中機(jī)動(dòng)過載最大的飛行狀態(tài)4和反 向過載為3的飛行狀態(tài)3，對(duì)兩種倒角結(jié)構(gòu)進(jìn)行對(duì) 比計(jì)算，結(jié)果見表3。

從表3可以看出，后吊掛倒角加大后，后吊掛 的碰撞次數(shù)、接觸力峰值等變化不大，但導(dǎo)彈發(fā)動(dòng) 機(jī)殼體與后吊掛連接處的最大應(yīng)力有所減小。對(duì) 于狀態(tài)3與4的載荷工況，其應(yīng)力減小的幅度也不 一樣（分別減小了10.9%和14.2%）。這是因?yàn)樵?大倒角后，可增加碰撞時(shí)吊掛與滑軌的接觸面積， 從而減小局部應(yīng)力。因此對(duì)吊掛進(jìn)行倒角優(yōu)化，對(duì) 減小殼體應(yīng)力，提高導(dǎo)彈發(fā)射安全性具有一定的 效果。

5.2 與后吊掛連接部位發(fā)動(dòng)機(jī)殼體厚度的影響

為研究與后吊掛連接部位發(fā)動(dòng)機(jī)殼體厚度對(duì) 導(dǎo)彈發(fā)射安全性的影響程度，采用飛行狀態(tài)3，4 的載荷工況，后吊掛連接處的發(fā)動(dòng)機(jī)殼體厚度為 2.4mm和3mm，后吊掛倒角采用俯仰倒角2.4°， 偏航倒角6°進(jìn)行分析，計(jì)算結(jié)果見表4。

計(jì)算結(jié)果表明，增加殼體厚度后，后吊掛連接 處殼體上的最大應(yīng)力會(huì)明顯下降。綜上分析，后吊 掛連接處發(fā)動(dòng)機(jī)殼體壁厚應(yīng)選取3mm，倒角狀態(tài) 選取俯仰倒角2.4°，偏航倒角6°狀態(tài)可滿足安全 分離要求。

5.3 典型工況分析結(jié)果

對(duì)5.2中確定的導(dǎo)彈后吊掛及連接結(jié)構(gòu)，按表 2中飛行狀態(tài)1，2載荷工況進(jìn)行分析，各飛行狀態(tài) 計(jì)算結(jié)果見表5。狀態(tài)2中后吊掛處應(yīng)力和接觸力 見圖9～11。

圖10為后吊掛的垂向接觸力時(shí)間歷程。圖中 實(shí)線表示吊掛上接觸面受到的接觸力，虛線表示 吊掛下接觸面受到的接觸力。

圖11為后吊掛的側(cè)向接觸力時(shí)間歷程。圖中， 實(shí)線表示吊掛左接觸面受到的接觸力，虛線表示 吊掛右接觸面受到的接觸力。

空空導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)要承受高內(nèi)壓和大機(jī)動(dòng)載荷， 其發(fā)動(dòng)機(jī)殼體材料一般采用高強(qiáng)度鋼，其破壞強(qiáng) 度可達(dá)1760MPa。對(duì)于掛飛及自主飛行初始段強(qiáng) 度安全系數(shù)要求為1.5[5]，故其使用載荷工況下應(yīng) 力應(yīng)低于1173MPa。上述分析工況表明：采用優(yōu)化 后的吊掛結(jié)構(gòu)，各飛行狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)力低于 1173MPa，導(dǎo)彈分離過程中吊掛接觸力正常，無高 應(yīng)力碰撞和卡滯現(xiàn)象，其在軌段分離安全滿足設(shè) 計(jì)要求。

6 結(jié) 論

本文采用MSC.Dytran軟件，結(jié)合實(shí)際工程需 求，對(duì)載機(jī)機(jī)動(dòng)環(huán)境中順序離軌分離的空空導(dǎo)彈 發(fā)射安全進(jìn)行了系統(tǒng)建模和仿真分析，得到了導(dǎo) 彈在軌分離段的運(yùn)動(dòng)過程、吊掛與發(fā)射裝置導(dǎo)軌 間接觸力時(shí)間歷程、吊掛處發(fā)動(dòng)機(jī)殼體的動(dòng)力強(qiáng)度等特性。對(duì)某型空空導(dǎo)彈后吊掛及連接結(jié)構(gòu)參 數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化并確定了后吊掛連接結(jié)構(gòu)參數(shù)，對(duì) 四個(gè)典型狀態(tài)進(jìn)行了安全性仿真，仿真實(shí)驗(yàn)中發(fā) 動(dòng)機(jī)吊掛均沒有出現(xiàn)卡滯現(xiàn)象，發(fā)動(dòng)機(jī)殼體應(yīng)力 滿足設(shè)計(jì)要求，發(fā)射過程是安全的。仿真表明：

（1）由于吊掛與滑軌之間存在間隙，當(dāng)發(fā)動(dòng) 機(jī)點(diǎn)火后，導(dǎo)彈在發(fā)動(dòng)機(jī)推力、氣動(dòng)力和慣性力的 作用下，會(huì)與滑軌之間發(fā)生相對(duì)運(yùn)動(dòng)和接觸碰撞， 整個(gè)發(fā)射過程中，前、中、后三個(gè)吊掛均與發(fā)射裝 置導(dǎo)軌處于接觸碰撞-分離-接觸碰撞的振蕩運(yùn) 動(dòng)過程，其接觸次數(shù)、接觸力幅值、后吊掛及連接 結(jié)構(gòu)應(yīng)力由導(dǎo)彈載荷狀態(tài)、載機(jī)機(jī)動(dòng)模式、導(dǎo)彈與 發(fā)射裝置導(dǎo)軌結(jié)構(gòu)綜合決定。

（2）增加后吊掛連接處的導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)殼體厚 度和增加后吊掛的側(cè)面倒角，均能有效減小導(dǎo)彈 發(fā)動(dòng)機(jī)的殼體應(yīng)力，提高發(fā)射安全性。

參考文獻(xiàn)：

[1]舒陶.空空導(dǎo)彈單吊掛在軌分離安全分析[J].彈箭與 制導(dǎo)學(xué)報(bào)，2012，32（5）：33-35.

[2]張勝利，倪冬冬.機(jī)載導(dǎo)彈武器系統(tǒng)導(dǎo)軌式發(fā)射的安 全性設(shè)計(jì)[J].航空兵器，2004（6）：24-27

[3]李亞軻，梁曉庚，郭正玉.近距格斗導(dǎo)彈發(fā)射分離安全 分析[J].四川兵工學(xué)報(bào)，2013，34（3）：32-35.

[4]卞文杰，萬力，吳莘馨.瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)CAE解決方案 MSC.Dytran基礎(chǔ)教程[M].北京：北京大學(xué)出版社， 2004.

[5]樊會(huì)濤，呂長(zhǎng)起，林忠賢.空空導(dǎo)彈系統(tǒng)總體設(shè)計(jì) [M].北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2007.