減小多管火箭炮射擊時定向器振動的研究

崔二巍，于存貴，常久龍，李猛

(1. 南京理工大學 機械工程學院，江蘇 南京 210094 2. 湖北三江航天江河化工科技有限公司，湖北 遠安 444200)

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減小多管火箭炮射擊時定向器振動的研究

崔二巍1，于存貴1，常久龍2，李猛1

(1. 南京理工大學 機械工程學院，江蘇 南京 210094 2. 湖北三江航天江河化工科技有限公司，湖北 遠安 444200)

摘要：為減小多管火箭炮射擊時定向器的振動，以減小火箭彈的初始擾動和提高射擊密集度，根據其振動特性，提出了在高低機兩側分別設置高低鎖桿的技術方案。運用Abaqus軟件生成高低鎖桿的柔性體文件，導入Adams中建立全炮的剛柔耦合動力學模型。根據有鎖桿和無鎖桿模型的仿真結果，計算并對比振動的平均峰值和顯著衰減時間，驗證方案的減振效果。研究表明該方案可有效減小定向器的振動，對多管火箭炮的設計具有重要參考價值。

關鍵詞：定向器；振動；高低鎖桿；峰值；衰減時間

0引言

射擊密集度是多管火箭炮的重要戰術性能指標。火箭炮多管連射比多管單發時密集度差得多，其主要原因是連射時前發彈引起的發射裝置振動嚴重地影響了后發彈的初始擾動[1]。射擊時，火箭發射裝置的很多部分都會發生振動，但直接與火箭彈相接觸的只有定向器，因此整個發射裝置的振動只有通過定向器才能影響火箭彈[2]。定向器的振動是形成火箭彈初始擾動的主要根源[3]。多管火箭炮在射擊時，定向器的振動越嚴重，火箭彈的初始擾動越大，射擊密集度越差。因此，減小多管火箭炮射擊時定向器的振動對于減小火箭彈的初始擾動和提高射擊密集度具有重要意義。

通過發射動力學仿真的方法對多管火箭炮發射時定向器的振動進行了研究。根據其振動特性，提出了在高低機兩側分別設置高低鎖桿的技術方案，并通過仿真和計算驗證方案的可行性。

1發射動力學建模與仿真

在Adams多體動力學軟件中建立多管火箭炮的發射動力學仿真模型。多管火箭炮系統是個復雜的機械系統，在建模過程中根據其結構特點，可以將全炮系統合理地簡化為由車體、回轉體、起落架、2個儲運發射箱、40根定向器、40枚火箭彈等部分組成[4]，并賦予各部件與實際結構等效的質量、質心位置和轉動慣量等參數。

1.1　車體的建模

發射前，車體尾部用2個千斤頂支撐于地面。在千斤頂的缸體和活塞之間添加滑動副和彈簧阻尼系統，模擬千斤頂的支撐作用。千斤頂與地面的連接采用軸套力模擬，軸套力有3個移動自由度和轉動自由度，每個自由度都有剛度系數和阻尼系數，正好可以模擬車體可繞地面平移和轉動。

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行過程中的操縱性等問題，可以采用Adams中較為簡單的2DFlat路面模型。

1.2　回轉體和起落架的建模

回轉體相對車體有一個轉動自由度，因此在回轉中心添加回轉體和車體之間的轉動副。發射時鎖定裝置將回轉體鎖死，在回轉體和車體之間添加一個大剛度扭簧，用來模擬發射時方向機的制動效果。

回轉體和起落架之間通過耳軸連接，在耳軸處添加兩者之間的轉動副，起落架通過液壓高低機的支撐作用保持一定的射角。在高低機的液壓缸缸體和活塞桿之間添加滑動副和大剛度的彈簧，將其等效為一個彈簧阻尼系統。

1.3　儲運發射箱的建模

儲運發射箱和起落架之間無相對運動，通過固定副連接。忽略定向器的微小柔性，將定向器和儲運發射箱用固定副連接。火箭彈所受的閉鎖力為7000N，在火箭彈和定向器之間添加固定副，模擬閉鎖擋彈機構的作用。當發動機推力超過7000N后，通過傳感器和仿真控制程序使固定副失效，火箭彈開始運動。火箭彈的前、中、后3個定心部與定向器內壁之間添加接觸力，定向鈕和導向槽之間添加接觸力，約束火箭彈在定向器內的運動。

1.4　施加載荷

火箭彈推力數據由實驗測得，按照Akima二次曲線擬合方法得到樣條曲線函數，通過集中力作用于火箭彈的質心處。第i發火箭彈經過0.5s的發射間隔后發射，推力函數如下：

If(time-0.5*i:0,0,if(time+2-0.5*i):Akispl(time-0.5*i:0,spline_F,0),0,0))

其中，spline_F為推力曲線，推力持續時間為2s。

燃氣射流沖擊力由氣體動力學軟件仿真計算獲得，用Akima方法擬合為隨距離變化的集中力，施加在定向器管口的中心位置。

1.5　發射動力學仿真

根據1.1~1.4小節中所述，建立方向角為0°、高低角為45°的多管火箭炮發射動力學模型，如圖1所示。

圖1　多管火箭炮發射動力學模型

在多管火箭炮的發射動力學仿真中，首先進行一段時間靜平衡仿真。此時發動機還未開始工作，火箭彈被鎖定在定向器內，整個模型僅在重力作用下達到靜平衡狀態。經過靜平衡仿真，可以使高低機、高低鎖桿、支撐千斤頂和輪胎等部件在重力作用下達到受力平衡，保證多管火箭炮在穩定狀態下發射。設置靜平衡仿真時間為5.5s，之后發射第1枚火箭彈，發射間隔為0.5s，共發射8枚。

2定向器的振動分析

通過多管火箭炮的發射動力學仿真可獲得定向器的振動數據。定向器管口俯仰方向和方位方向的位移、線速度和角速度曲線如圖2-圖4所示。

圖2　俯仰方向和方位方向的位移曲線

圖3　俯仰方向和方位方向的線速度曲線

圖4　俯仰方向和方位方向的角速度曲線

由圖2-圖4可得，每枚火箭彈發射時引起定向器管口俯仰方向的位移、線速度和角速度曲線的振動峰值均遠遠大于方位方向，且振動衰減速度慢，持續時間長。因此，多管火箭炮發射時定向器管口俯仰方向的振動遠比方位方向嚴重，俯仰方向的減振是定向器減振的關鍵。

3減小定向器振動的方案

多管火箭炮在射擊時，俯仰方向僅通過液壓高低機支撐起落架以保持一定的射角。由第2節中分析可知，定向器俯仰方向的振動遠大于方位方向，俯仰方向的減振是定向器減振的關鍵，因此提出在高低機的兩側分別設置高低鎖桿的技術方案，如圖5所示。

圖5　設置高低鎖桿的多管火箭炮

高低鎖桿連接回轉體和起落架。火箭炮在高低機作用下調整到預定射角后，高低鎖桿鎖定，與高低機共同支撐起落架，增大了俯仰方向的支撐剛度和阻尼。

4方案驗證

將柔性化的高低鎖桿導入發射動力學模型中，添加約束并重新仿真發射過程，對比有無高低鎖桿時定向器的振動。

4.1　高低鎖桿的柔性化建模

高低鎖桿長細比較大且可能在發射過程中出現較大變形，同時為體現其阻尼效應，在動力學建模時應作柔性化處理。剛柔耦合模型的仿真結果能更準確地反映火箭炮在發射過程中的動力學特性[5]。

有限元軟件Abaqus與多體動力學軟件Adams的柔性文件接口是經過數據編寫、文件輸入、計算分析以及后期轉譯等相關操作后，將Abaqus中的有限元模型文件編譯成可被Adams/Flex直接讀取的MNF類型的模態中性文件，從而可實現剛柔耦合動力學仿真的有效通道[6]。將高低鎖桿的三維模型合理簡化后導入Abaqus中，賦予材料屬性、添加約束、劃分網格，并進行模態分析。修改模態分析生成的INP文件，運行Abaqus Command程序命令，經過大量的轉譯計算，得到柔性模態中性文件，其中包括模型轉譯后節點和單元數目，單位等。柔性化處理的高低鎖桿如圖6所示。

圖6　柔性化處理的高低鎖桿

將模態中性文件導入1.5節中建立的發射動力學模型中，生成柔性高低鎖桿。在高低鎖桿與起落架、回轉體之間分別添加轉動副。在其他條件不變的情況下，重新仿真發射過程。

4.2　減振效果分析

根據添加高低鎖桿后的剛柔耦合模型與無鎖桿模型的發射動力學仿真結果，對比兩種情況下定向器管口俯仰方向的位移、線速度和角速度曲線，如圖7-圖9所示，檢驗方案的減振效果。

圖7　俯仰方向的位移曲線對比

圖8　俯仰方向的線速度曲線對比

圖9　俯仰方向的角速度曲線對比

由圖中可得，每枚火箭彈發射時均會引起曲線的振動，振動的峰值和衰減時間是衡量定向器振動的重要參數。計算8枚火箭彈引起的定向器管口俯仰方向位移、線速度和角速度曲線振動的平均峰值，如表1所示。

表1　位移、線速度和角速度的平均峰值

添加高低鎖桿后，位移、線速度和角速度曲線振動的平均峰值分別減小57%、46%和35%，由此可得，定向器的振動幅值也大大減小。

多管火箭炮為提高射速，在前發彈引起的發射裝置振動尚未完全衰減時即發射下發彈。為研究定向器振動的完整衰減過程，分析定向器管口俯仰方向位移、線速度和角速度曲線中由最后一發彈引起的完整振動波形，計算振動幅值衰減為峰值的20%時所需的時間，即顯著衰減時間，如表2所示。

表2　位移、線速度和角速度的顯著衰減時間

多管火箭炮的發射間隔為0.5s，無鎖桿時，俯仰方向位移、線速度和角速度的顯著衰減時間均大于0.5s，表明前發彈引起的定向器振動尚未顯著衰減時即發射下發彈，嚴重影響了下發彈的初始擾動。設置高低鎖桿后，位移、線速度和角速度的顯著衰減時間分別縮短60%、61%和56%，均小于發射間隔。火箭彈在定向器振動顯著衰減后才發射，有利于減小初始擾動和提高射擊密集度。

5結論

分析仿真和計算結果可得：

1) 多管火箭炮發射時定向器管口俯仰方向的振動遠大于方位方向，振動幅值大且衰減速度慢。減小俯仰方向的振動是減小定向器振動的關鍵。

2) 高低鎖桿采用柔性化建模，可體現其變形和阻尼效應，剛柔耦合的發射動力學模型更符合實際情況。

3) 添加高低鎖桿后，定向器管口俯仰方向位移、線速度和角速度曲線振動的平均峰值和顯著衰減時間均明顯減小。該技術方案可有效減小多管火箭炮射擊時定向器的振動，有利于減小火箭彈的初始擾動和提高射擊密集度，對多管火箭炮的設計具有重要參考價值。

參考文獻:

[1] 李軍，馬大為，曹聽榮，等. 火箭發射系統設計[M]. 北京: 國防工業出版社, 2008.

[2] 賀北斗，林永明，曹聽榮. 火箭發射裝置設計[M]. 北京: 國防工業出版社, 1988.

[3] 潘宏俠，趙剡，陳國光，等. 振動對火箭炮密集度影響研究[J]. 兵工學報, 1993, 31(4): 17-22.

[4] 于存貴，馬大為，王惠方，等. 艦載火箭炮隨動系統調炮動力學仿真[J]. 南京理工大學學報, 2007, 31(2): 143-146.

[5] 王雷，馬大為，周克棟，等. 防空火箭炮剛柔耦合發射動力學仿真[J]. 彈道學報, 2012, 24(4): 72-76.

[6] 李 慧，楊雪，趙廣生. 基于Abaqus柔性模型的Adams模型研究[J]. 科技創新與應用, 2012, 25(11): 20-21.

Research on Reducing Vibration of Directors of Multiple Rocket Launcher During Launching

CUI Er-wei1，YU Cun-gui1， CHANG Jiu-long2， LI Meng1

(1. School of Mechanical Engineering, Nanjing University of Science and Technology, Nanjing 210094, China;

2. Hubei Sanjiang Space Rivers Chemical Technology Co., TTD; Yuanan 444200, China)

Abstract:In order to reduce the vibration of the directors of multiple rocket launchers, decrease the initial disturbance of rockets and improve the firing dispersion, this paper proposes a technical scheme that two pitch locking rods are added to both sides of the elevating mechanism according to the vibration characteristic of directors. The flexible locking rods are built by Abaqus, which are imported into Adams, and then the rigid-flexible coupling model of the rocket launcher is developed. The average peak value and the significant damping time of the vibration are calculated and contrasted. Based on the simulation results of the models with and without locking rods, the vibration damping effect of the scheme is verified. The research shows that the scheme can effectively reduce the vibration of directors, and it is of great reference value for design of multiple rocket launchers.

Keywords:director；vibration；pitch locking rod；peak value；damping time

收稿日期：2014-08-19

中圖分類號：TJ393

文獻標志碼：B

文章編號：1671-5276(2015)02-0014-04

作者簡介：崔二巍(1989-)，男，山西晉城人，碩士研究生，研究方向：火箭、導彈發射理論與技術。