基于RecurDyn的旋轉(zhuǎn)彈發(fā)射出筒過程動力學(xué)仿真

劉鋒

摘要： 針對某旋轉(zhuǎn)彈筒彈分離試驗時出現(xiàn)尾翼座與筒壁刮擦的問題，用RecurDyn對彈體出筒過程進(jìn)行動力學(xué)仿真.對筒彈分離試驗進(jìn)行故障復(fù)現(xiàn)，分析故障原因；根據(jù)故障分析結(jié)論對筒彈設(shè)計方案提出更改建議并再次仿真；第二次試驗結(jié)果表明該分析結(jié)論和仿真結(jié)果正確.此外，還給出設(shè)計方案更改后正常發(fā)動機(jī)推力狀況下的彈體出筒過程的重要總體仿真結(jié)果.該研究縮短產(chǎn)品設(shè)計周期、降低研制成本.

關(guān)鍵詞： 旋轉(zhuǎn)彈； 發(fā)射； 彈筒分離； 刮擦； 動力學(xué)仿真； 故障分析

中圖分類號： TJ765.4文獻(xiàn)標(biāo)志碼： B

0引言

旋轉(zhuǎn)彈以其機(jī)動靈活、制導(dǎo)精確、操作簡便、效費比高等多方面優(yōu)點受到各國軍方的廣泛重視，并得到迅猛發(fā)展，成為銷售量最大的地空導(dǎo)彈之一.在旋轉(zhuǎn)彈的研制過程中，仿真是不可或缺的設(shè)計手段，使設(shè)計人員在虛擬環(huán)境中進(jìn)行產(chǎn)品設(shè)計分析、預(yù)測真實情況，在模擬難以進(jìn)行甚至無法進(jìn)行的試驗方面體現(xiàn)出強(qiáng)有力的優(yōu)勢.

在多體動力學(xué)仿真技術(shù)的發(fā)展過程中，采用相對坐標(biāo)系運動方程理論和完全遞歸算法的新一代多體系統(tǒng)動力學(xué)仿真軟件RecurDyn已成為重要的CAE仿真工具，非常適合于大規(guī)模和復(fù)雜接觸的多體系統(tǒng)動力學(xué)問題.[1]RecurDyn已廣泛應(yīng)用于航空航天、車輛、工程機(jī)械、鐵道、船舶和智能機(jī)械等行業(yè).[26]

目前，關(guān)于旋轉(zhuǎn)彈的仿真研究主要集中于彈體姿態(tài)測量和控制方面，但對彈體發(fā)射出筒過程仿真鮮有涉及.本文針對某旋轉(zhuǎn)彈筒彈分離試驗時尾翼座與筒壁的刮擦問題，對彈體出筒過程進(jìn)行動力學(xué)仿真，找出故障原因并提出筒彈設(shè)計方案更改建議.

1問題描述

某旋轉(zhuǎn)彈筒彈模型示意見圖1，包括彈體和發(fā)射筒2部分，其中彈體包含空氣舵、支撐環(huán)和尾翼等結(jié)構(gòu)，發(fā)射筒內(nèi)有4條螺旋導(dǎo)軌.彈體通過支撐環(huán)和尾翼座與螺旋導(dǎo)軌進(jìn)行配合.在導(dǎo)彈發(fā)射時，彈體在發(fā)動機(jī)推力和導(dǎo)軌的旋轉(zhuǎn)力矩作用下向前旋轉(zhuǎn)發(fā)射出筒.為驗證筒彈結(jié)構(gòu)的分離協(xié)調(diào)性，進(jìn)行筒彈地面分離試驗.在試驗中發(fā)動機(jī)推力用彈簧力替代.試驗結(jié)果顯示：在彈體出筒后，發(fā)射筒內(nèi)壁靠近筒口處產(chǎn)生4條明顯劃痕，尾翼座也存在較嚴(yán)重的機(jī)械損傷，即尾翼座與筒內(nèi)壁發(fā)生嚴(yán)重刮擦，見圖2.

圖 1旋轉(zhuǎn)彈筒彈模型示意

Fig.1Schematic of missiletube model of rotative missile

圖 2尾翼座與筒內(nèi)壁刮擦示意

Fig.2Schematic of scratch between tail mounting and

launch tube

2建立筒彈動力學(xué)模型

2.1幾何建模

利用RecurDyn強(qiáng)大的外部模型導(dǎo)入接口，可直接導(dǎo)入包含x_t，igs和step等常用中間格式的幾何模型.本文將原始的SolidWorks格式的筒彈模型中轉(zhuǎn)成x_t格式后導(dǎo)入RecurDyn中形成筒彈幾何模型，且該幾何模型已自動包含質(zhì)心和轉(zhuǎn)動慣量等仿真所需的幾何信息.

2.2物理建模

采用RecurDyn進(jìn)行多體系統(tǒng)動力學(xué)建模時，無須推導(dǎo)繁瑣復(fù)雜的動力學(xué)方程，只需根據(jù)實際情況，在已賦予物理屬性的幾何模型上對物體施加運動約束、載荷和初始條件即可形成動力學(xué)物理模型.該筒彈模型中的物體均視為剛體，物體間的主要約束關(guān)系和載荷見表1.

表 1主要約束關(guān)系和載荷

Tab.1Main constraint relations and loads物體約束對約束形式載荷數(shù)量舵面彈體圓柱副彈簧力4支撐環(huán)彈體固定副1彈體發(fā)射筒發(fā)動機(jī)推力1尾翼面尾翼座圓柱副彈簧力4尾翼座彈體固定副1導(dǎo)軌發(fā)射筒固定副4發(fā)射筒大地固定副1

在多體系統(tǒng)動力學(xué)仿真中，接觸設(shè)置的準(zhǔn)確與否直接關(guān)系仿真的成敗.由于接觸參數(shù)無確切的參考值，需根據(jù)經(jīng)驗并多次調(diào)試后確定.調(diào)試原則為物體穿透深度合理，接觸力盡量平滑.RecurDyn中物體間的接觸力F=kδm1+cδ·δ·δ·m2δm3式中：k為接觸剛度系數(shù)；c為阻尼系數(shù)；m1，m2和m3分別為剛度指數(shù)、阻尼指數(shù)和凹痕指數(shù)；δ和δ·分別為穿透深度及其1階導(dǎo)數(shù).當(dāng)使用邊界穿深方式定義接觸時，m2和m3不需設(shè)置.

該筒彈模型存在的接觸對和采用的接觸參數(shù)分別見表2和3.表 2接觸對

Tab.2Contact接觸對數(shù)量接觸對數(shù)量舵面發(fā)射筒4尾翼座發(fā)射筒1舵面彈體4尾翼座導(dǎo)軌4支撐環(huán)導(dǎo)軌4尾翼面尾翼座4彈體導(dǎo)軌4尾翼面發(fā)射筒4

表 3邊界下的穿深方式接觸參數(shù)

Tab.3Contact parameters under boundary penetration剛度系數(shù)/

（N/mm）阻尼系數(shù)/

（N·s/mm）剛度

指數(shù)動摩擦

因數(shù)最大迭

代步數(shù)3 000～5 0005～81.20.1100

3仿真及結(jié)果

3.1筒彈分離試驗故障復(fù)現(xiàn)

在筒彈分離試驗中，尾翼座根部與筒壁發(fā)生嚴(yán)重刮擦.為解釋試驗現(xiàn)象、找出故障原因，首先對筒彈分離試驗進(jìn)行故障復(fù)現(xiàn).試驗中彈簧力的大小和持續(xù)時間難以確定，僅能根據(jù)試驗時彈體的出筒瞬時速度設(shè)定仿真輸入.經(jīng)過幾次調(diào)試，在仿真模型中對彈體施加大小為5 000 N，持續(xù)時間為0.165 s的推力時彈體出筒速度與試驗相符.此時，尾翼座對筒壁上4個位置的穿透深度和尾翼座與筒壁的接觸力曲線分別見圖3和4.a）穿透點1b）穿透點2c）穿透點3d）穿透點4

圖 3尾翼座對筒壁的4處穿透深度曲線

Fig.3Four penetration depth curves of launch tube scratched by tail mountingendprint

圖 4尾翼座與筒壁接觸力曲線

Fig.4Contact force curves between tail mounting and

launch tube wall

由圖3和4可知：尾翼座與筒壁可能發(fā)生接觸的4個位置均產(chǎn)生接觸，最大穿透深度達(dá)0.88 mm；在彈體出筒之前尾翼座與筒壁間存在較大的、持續(xù)的接觸力.該仿真結(jié)果與試驗現(xiàn)象相符.

分析認(rèn)為，造成尾翼座與筒壁產(chǎn)生強(qiáng)烈刮擦的可能原因有2點：一是試驗時彈體出筒速度太低，俯仰角大，尾翼座后端翹起，直接造成與筒壁的碰擦；二是尾翼座前緣與筒壁間的間隙偏小，使尾翼座容易與筒壁刮擦.

3.2更改設(shè)計后筒彈分離試驗仿真

為防止筒彈分離試驗中再次發(fā)生刮擦問題，根據(jù)分析的故障原因?qū)ξ惨碜蛯?dǎo)軌設(shè)計進(jìn)行更改：對尾翼座前緣進(jìn)行倒角，并將兩短導(dǎo)軌延長至筒口，從而增大尾翼座與筒壁間隙、降低彈體出筒俯仰角.為預(yù)測更改設(shè)計后筒彈分離試驗結(jié)果，使用與第3.1節(jié)相同的輸入，對改進(jìn)后的筒彈模型進(jìn)行仿真，仿真結(jié)果見圖5和6，可知：尾翼座與筒壁可能發(fā)生接觸的4個位置僅有1處發(fā)生接觸，最大穿透深度為0.23 mm，明顯小于改進(jìn)前的0.88 mm；在彈體出筒之前尾翼座與筒壁之間接觸力的持續(xù)時間變短.分析認(rèn)為：尾翼座和導(dǎo)軌經(jīng)過改進(jìn)后對防止尾翼座與筒壁的刮擦起到很好的作用，出筒時彈體俯仰角明顯降低，尾翼座與筒壁雖仍存在短時接觸，但接觸時間、接觸點和穿透深度明顯減少或減小.由于彈體在重力作用下會產(chǎn)生低頭角速度，且試驗條件限制使彈體出筒速度較小，加上尾翼座與筒壁間隙總體較小，試驗時尾翼座與筒壁產(chǎn)生較輕、時間較短的碰擦在所難免，對試驗影響也不太大，且在正常發(fā)動機(jī)推力下該影響更小甚至消失.因此，該分析結(jié)論的正確性得到第二次試驗的證實.a）穿透點1b）穿透點2c）穿透點3d）穿透點4圖 5更改設(shè)計后尾翼座對筒壁的4處穿透深度曲線

Fig.5Four penetration depth curves of launch tube scratched by tail mounting after redesign

圖 6更改設(shè)計后尾翼座與筒壁接觸合力曲線

Fig.6Contact force curve between tail mounting and launch tube wall after redesign

3.3正常發(fā)動機(jī)推力狀態(tài)出筒過程仿真

為驗證尾翼座和導(dǎo)軌更改后的效果，對更改后正常發(fā)動機(jī)狀態(tài)下的筒彈分離過程進(jìn)行仿真.該狀態(tài)下尾翼座與筒壁的接觸力曲線見圖7.

圖 7在正常發(fā)動機(jī)推力下尾翼座與筒壁接觸力曲線

Fig.7Contact force curve between tail mounting and launch tube wall under normal engine thrust由圖7可知，尾翼座與筒壁接觸力為0，兩者不存在接觸，即經(jīng)過尾翼座和導(dǎo)軌的改進(jìn)后，在正常發(fā)動機(jī)推力狀態(tài)下，尾翼座和筒壁不再發(fā)生刮擦，也證實第3.1節(jié)故障原因分析中的速度因素.

仿真結(jié)果還給出其他出筒參數(shù)，如彈體完全出筒時間、出筒瞬間的彈體速度、俯仰角、俯仰角速度和滾轉(zhuǎn)角速度等，為筒彈設(shè)計提供重要仿真數(shù)據(jù).

4結(jié)論

針對某旋轉(zhuǎn)彈筒彈分離試驗時尾翼座與筒壁的刮擦問題，采用RecurDyn對彈體出筒過程進(jìn)行動力學(xué)仿真，根據(jù)仿真結(jié)果對筒彈設(shè)計方案提出更改建議.第二次試驗證實仿真結(jié)果及其分析結(jié)論的正確性.最后給出設(shè)計方案更改后正常發(fā)動機(jī)推力狀況下彈體出筒過程的仿真結(jié)果.本文將RecurDyn成功應(yīng)用于旋轉(zhuǎn)彈的運動仿真研究中，解決實際問題，縮短設(shè)計周期，降低研制成本.參考文獻(xiàn)：

[1]焦曉娟， 張湝渭， 彭斌彬. RecurDyn多體系統(tǒng)優(yōu)化仿真技術(shù)[M]. 北京： 清華大學(xué)出版社， 2010： 12.

[2]劉廣， 鄭鐵生. 基于虛擬樣機(jī)技術(shù)的舵系統(tǒng)動力學(xué)仿真研究[J]. 系統(tǒng)仿真學(xué)報， 2011， 23（3）： 502505.

LIU Guang， ZHENG Tiesheng. Dynamic simulation study of rudder system based on virtual prototype technology[J]. J System Simulation， 2011， 23（3）： 502505.

[3]王玉， 羊玢. 基于RecurDyn的液壓挖掘機(jī)的建模與動態(tài)分析[J]. 重慶理工大學(xué)學(xué)報： 自然科學(xué)版， 2011， 25（8）： 1013.

WANG Yu， YANG Bin. Modeling and dynamic analysis of hydraulic excavator based on RecurDyn[J]. J Chongqing Univ Technol： Nat Sci， 2011， 25（8）： 1013.

[4]毛立民， 于海濤. 基于RecurDyn的四履帶足機(jī)器人運動學(xué)仿真[J]. 微計算機(jī)信息， 2009（35）： 185186.

MAO Limin， YU Haitao. Kinematics simulation of the robot with four tracked feet based on RecurDyn[J]. Microcomputer Information， 2009（35）： 185186.

[5]劉曉東， 郭為君， 張瑞宏. 基于RecurDyn的鏈輪靜強(qiáng)度有限元分析[J]. 機(jī)械傳動， 2010， 34（12）： 5658.

LIU Xiaodong， GUO Weijun， ZHANG Ruihong. Finite element analysis of static strength of sprocket based on RecurDyn[J]. J Mech Transmission， 2010， 34（12）： 5658.

[6]黃鐵球， 果琳麗， 曾海波. 基于RecurDyn的動力學(xué)與控制一體化仿真模式研究[J]. 航天控制， 2010， 28（3）： 6064.

HUANG Tieqiu， GUO Linli， ZENG Haibo. Integrated simulation modes study of dynamics and control based on RecurDyn[J]. Aerospace Control， 2010， 28（3）： 6064.

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圖 4尾翼座與筒壁接觸力曲線

Fig.4Contact force curves between tail mounting and

launch tube wall

由圖3和4可知：尾翼座與筒壁可能發(fā)生接觸的4個位置均產(chǎn)生接觸，最大穿透深度達(dá)0.88 mm；在彈體出筒之前尾翼座與筒壁間存在較大的、持續(xù)的接觸力.該仿真結(jié)果與試驗現(xiàn)象相符.

分析認(rèn)為，造成尾翼座與筒壁產(chǎn)生強(qiáng)烈刮擦的可能原因有2點：一是試驗時彈體出筒速度太低，俯仰角大，尾翼座后端翹起，直接造成與筒壁的碰擦；二是尾翼座前緣與筒壁間的間隙偏小，使尾翼座容易與筒壁刮擦.

3.2更改設(shè)計后筒彈分離試驗仿真

為防止筒彈分離試驗中再次發(fā)生刮擦問題，根據(jù)分析的故障原因?qū)ξ惨碜蛯?dǎo)軌設(shè)計進(jìn)行更改：對尾翼座前緣進(jìn)行倒角，并將兩短導(dǎo)軌延長至筒口，從而增大尾翼座與筒壁間隙、降低彈體出筒俯仰角.為預(yù)測更改設(shè)計后筒彈分離試驗結(jié)果，使用與第3.1節(jié)相同的輸入，對改進(jìn)后的筒彈模型進(jìn)行仿真，仿真結(jié)果見圖5和6，可知：尾翼座與筒壁可能發(fā)生接觸的4個位置僅有1處發(fā)生接觸，最大穿透深度為0.23 mm，明顯小于改進(jìn)前的0.88 mm；在彈體出筒之前尾翼座與筒壁之間接觸力的持續(xù)時間變短.分析認(rèn)為：尾翼座和導(dǎo)軌經(jīng)過改進(jìn)后對防止尾翼座與筒壁的刮擦起到很好的作用，出筒時彈體俯仰角明顯降低，尾翼座與筒壁雖仍存在短時接觸，但接觸時間、接觸點和穿透深度明顯減少或減小.由于彈體在重力作用下會產(chǎn)生低頭角速度，且試驗條件限制使彈體出筒速度較小，加上尾翼座與筒壁間隙總體較小，試驗時尾翼座與筒壁產(chǎn)生較輕、時間較短的碰擦在所難免，對試驗影響也不太大，且在正常發(fā)動機(jī)推力下該影響更小甚至消失.因此，該分析結(jié)論的正確性得到第二次試驗的證實.a）穿透點1b）穿透點2c）穿透點3d）穿透點4圖 5更改設(shè)計后尾翼座對筒壁的4處穿透深度曲線

Fig.5Four penetration depth curves of launch tube scratched by tail mounting after redesign

圖 6更改設(shè)計后尾翼座與筒壁接觸合力曲線

Fig.6Contact force curve between tail mounting and launch tube wall after redesign

3.3正常發(fā)動機(jī)推力狀態(tài)出筒過程仿真

為驗證尾翼座和導(dǎo)軌更改后的效果，對更改后正常發(fā)動機(jī)狀態(tài)下的筒彈分離過程進(jìn)行仿真.該狀態(tài)下尾翼座與筒壁的接觸力曲線見圖7.

圖 7在正常發(fā)動機(jī)推力下尾翼座與筒壁接觸力曲線

Fig.7Contact force curve between tail mounting and launch tube wall under normal engine thrust由圖7可知，尾翼座與筒壁接觸力為0，兩者不存在接觸，即經(jīng)過尾翼座和導(dǎo)軌的改進(jìn)后，在正常發(fā)動機(jī)推力狀態(tài)下，尾翼座和筒壁不再發(fā)生刮擦，也證實第3.1節(jié)故障原因分析中的速度因素.

仿真結(jié)果還給出其他出筒參數(shù)，如彈體完全出筒時間、出筒瞬間的彈體速度、俯仰角、俯仰角速度和滾轉(zhuǎn)角速度等，為筒彈設(shè)計提供重要仿真數(shù)據(jù).

4結(jié)論

針對某旋轉(zhuǎn)彈筒彈分離試驗時尾翼座與筒壁的刮擦問題，采用RecurDyn對彈體出筒過程進(jìn)行動力學(xué)仿真，根據(jù)仿真結(jié)果對筒彈設(shè)計方案提出更改建議.第二次試驗證實仿真結(jié)果及其分析結(jié)論的正確性.最后給出設(shè)計方案更改后正常發(fā)動機(jī)推力狀況下彈體出筒過程的仿真結(jié)果.本文將RecurDyn成功應(yīng)用于旋轉(zhuǎn)彈的運動仿真研究中，解決實際問題，縮短設(shè)計周期，降低研制成本.參考文獻(xiàn)：

[1]焦曉娟， 張湝渭， 彭斌彬. RecurDyn多體系統(tǒng)優(yōu)化仿真技術(shù)[M]. 北京： 清華大學(xué)出版社， 2010： 12.

[2]劉廣， 鄭鐵生. 基于虛擬樣機(jī)技術(shù)的舵系統(tǒng)動力學(xué)仿真研究[J]. 系統(tǒng)仿真學(xué)報， 2011， 23（3）： 502505.

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[3]王玉， 羊玢. 基于RecurDyn的液壓挖掘機(jī)的建模與動態(tài)分析[J]. 重慶理工大學(xué)學(xué)報： 自然科學(xué)版， 2011， 25（8）： 1013.

WANG Yu， YANG Bin. Modeling and dynamic analysis of hydraulic excavator based on RecurDyn[J]. J Chongqing Univ Technol： Nat Sci， 2011， 25（8）： 1013.

[4]毛立民， 于海濤. 基于RecurDyn的四履帶足機(jī)器人運動學(xué)仿真[J]. 微計算機(jī)信息， 2009（35）： 185186.

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[5]劉曉東， 郭為君， 張瑞宏. 基于RecurDyn的鏈輪靜強(qiáng)度有限元分析[J]. 機(jī)械傳動， 2010， 34（12）： 5658.

LIU Xiaodong， GUO Weijun， ZHANG Ruihong. Finite element analysis of static strength of sprocket based on RecurDyn[J]. J Mech Transmission， 2010， 34（12）： 5658.

[6]黃鐵球， 果琳麗， 曾海波. 基于RecurDyn的動力學(xué)與控制一體化仿真模式研究[J]. 航天控制， 2010， 28（3）： 6064.

HUANG Tieqiu， GUO Linli， ZENG Haibo. Integrated simulation modes study of dynamics and control based on RecurDyn[J]. Aerospace Control， 2010， 28（3）： 6064.

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圖 4尾翼座與筒壁接觸力曲線

Fig.4Contact force curves between tail mounting and

launch tube wall

由圖3和4可知：尾翼座與筒壁可能發(fā)生接觸的4個位置均產(chǎn)生接觸，最大穿透深度達(dá)0.88 mm；在彈體出筒之前尾翼座與筒壁間存在較大的、持續(xù)的接觸力.該仿真結(jié)果與試驗現(xiàn)象相符.

分析認(rèn)為，造成尾翼座與筒壁產(chǎn)生強(qiáng)烈刮擦的可能原因有2點：一是試驗時彈體出筒速度太低，俯仰角大，尾翼座后端翹起，直接造成與筒壁的碰擦；二是尾翼座前緣與筒壁間的間隙偏小，使尾翼座容易與筒壁刮擦.

3.2更改設(shè)計后筒彈分離試驗仿真

為防止筒彈分離試驗中再次發(fā)生刮擦問題，根據(jù)分析的故障原因?qū)ξ惨碜蛯?dǎo)軌設(shè)計進(jìn)行更改：對尾翼座前緣進(jìn)行倒角，并將兩短導(dǎo)軌延長至筒口，從而增大尾翼座與筒壁間隙、降低彈體出筒俯仰角.為預(yù)測更改設(shè)計后筒彈分離試驗結(jié)果，使用與第3.1節(jié)相同的輸入，對改進(jìn)后的筒彈模型進(jìn)行仿真，仿真結(jié)果見圖5和6，可知：尾翼座與筒壁可能發(fā)生接觸的4個位置僅有1處發(fā)生接觸，最大穿透深度為0.23 mm，明顯小于改進(jìn)前的0.88 mm；在彈體出筒之前尾翼座與筒壁之間接觸力的持續(xù)時間變短.分析認(rèn)為：尾翼座和導(dǎo)軌經(jīng)過改進(jìn)后對防止尾翼座與筒壁的刮擦起到很好的作用，出筒時彈體俯仰角明顯降低，尾翼座與筒壁雖仍存在短時接觸，但接觸時間、接觸點和穿透深度明顯減少或減小.由于彈體在重力作用下會產(chǎn)生低頭角速度，且試驗條件限制使彈體出筒速度較小，加上尾翼座與筒壁間隙總體較小，試驗時尾翼座與筒壁產(chǎn)生較輕、時間較短的碰擦在所難免，對試驗影響也不太大，且在正常發(fā)動機(jī)推力下該影響更小甚至消失.因此，該分析結(jié)論的正確性得到第二次試驗的證實.a）穿透點1b）穿透點2c）穿透點3d）穿透點4圖 5更改設(shè)計后尾翼座對筒壁的4處穿透深度曲線

Fig.5Four penetration depth curves of launch tube scratched by tail mounting after redesign

圖 6更改設(shè)計后尾翼座與筒壁接觸合力曲線

Fig.6Contact force curve between tail mounting and launch tube wall after redesign

3.3正常發(fā)動機(jī)推力狀態(tài)出筒過程仿真

為驗證尾翼座和導(dǎo)軌更改后的效果，對更改后正常發(fā)動機(jī)狀態(tài)下的筒彈分離過程進(jìn)行仿真.該狀態(tài)下尾翼座與筒壁的接觸力曲線見圖7.

圖 7在正常發(fā)動機(jī)推力下尾翼座與筒壁接觸力曲線

Fig.7Contact force curve between tail mounting and launch tube wall under normal engine thrust由圖7可知，尾翼座與筒壁接觸力為0，兩者不存在接觸，即經(jīng)過尾翼座和導(dǎo)軌的改進(jìn)后，在正常發(fā)動機(jī)推力狀態(tài)下，尾翼座和筒壁不再發(fā)生刮擦，也證實第3.1節(jié)故障原因分析中的速度因素.

仿真結(jié)果還給出其他出筒參數(shù)，如彈體完全出筒時間、出筒瞬間的彈體速度、俯仰角、俯仰角速度和滾轉(zhuǎn)角速度等，為筒彈設(shè)計提供重要仿真數(shù)據(jù).

4結(jié)論

針對某旋轉(zhuǎn)彈筒彈分離試驗時尾翼座與筒壁的刮擦問題，采用RecurDyn對彈體出筒過程進(jìn)行動力學(xué)仿真，根據(jù)仿真結(jié)果對筒彈設(shè)計方案提出更改建議.第二次試驗證實仿真結(jié)果及其分析結(jié)論的正確性.最后給出設(shè)計方案更改后正常發(fā)動機(jī)推力狀況下彈體出筒過程的仿真結(jié)果.本文將RecurDyn成功應(yīng)用于旋轉(zhuǎn)彈的運動仿真研究中，解決實際問題，縮短設(shè)計周期，降低研制成本.參考文獻(xiàn)：

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（編輯 武曉英）endprint