单位文秘网 2021-07-22 08:13:46 点击: 次
摘 要:对于载机机动环境中顺序离轨分离的空空导弹,导弹发射中在轨段弹架分离涉及导 弹发动机和载机安全,其分离安全分析是导弹结构强度设计中必须解决的关键技术问题。本文采 用MSC.Dytran软件,对导弹的轨上运动过程以及导弹结构动力强度进行了系统建模和仿真分析, 为导弹发射中在轨段分离安全提供了一种有效的解决途径。
关键词:空空导弹;载机;在轨段;分离安全;结构动力强度
中图分类号:TJ761 文献标识码:A 文章编号: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
空空导弹采用轨式发射方式时,选择三吊挂 悬挂及顺序离轨的发射方式较为普遍[1]。发射时, 导弹在发动机推力作用下,沿与飞机固连的发射 装置导轨运动,前、中、后三吊挂依次与发射装置 导轨分离。当后吊挂单独在轨时间内,发动机壳体 既承受发动机燃烧产生的内压作用,又要承受从 导弹吊挂传递下来的约束载荷,后吊挂约束力与 导弹惯性载荷、导弹气动载荷、发动机推力、重力构成平衡力系。因此,发射过程的危险性主要集中 在导弹只剩下最后一个吊挂的情况下[2]。为充分 发挥载机的性能,要求载机能在大机动条件下发 射导弹[3],随着发射时载机机动过载的增大,后吊 挂卡滞、碰撞、后吊挂与发动机壳体连接处机械损 伤导致爆炸等现象可能发生,导弹系统设计要求 必须保证发射时导弹能够安全分离。
发射时导弹在轨段运动是一个极其复杂的动 力学过程,与离轨后自主飞行导弹过程相比,导弹 的轨上运动不仅受力复杂,还直接影响载机安全, 因此对其进行动力学与强度仿真计算和分析具有 重要意义。本文对某型空空导弹的轨上运动过程 及结构动力强度进行了系统建模和仿真分析,对发射时影响在轨段分离安全的导弹后吊挂及连接 结构参数进行优化设计,对优化后导弹后吊挂进 行在轨段安全仿真评估。
1 计算方法
导弹发射在轨分离过程实际上是导弹、发射 装置两个结构动力学系统通过吊挂与导轨接触、 碰撞进行耦合的极其复杂的动力学过程。由于接 触问题的高度非线性,使得工程分析研究困难。
MSC.Dytran作为一种仿真功能极强的非线性 瞬态动力学分析程序[4],被广泛应用于分析各种 非线性瞬态响应问题,如高速撞击、接触摩擦、流 -固耦合等。本文采用MSC.Dytran前处理软件 MSC.Patran对某型导弹和发射装置建立动力学模 型,对导弹吊挂、吊挂局部连接等需要重点关注强 度的结构区域进行网格单元细化。仿真模型中,将 发射装置与飞机机体刚性连接,根据飞行状态设 定载机的运动规律。并由导轨与吊挂间的摩擦、碰 撞,以及导弹自身所受到的发动机推力、气动力和 重力等因素共同确定导弹的在轨动力学过程。对 载机不同速度、机动过载、俯仰角速度、滚转角速 度等设计工况采用MSC.Dytran进行分析和计算。
2 结构动力学建模
某型空空导弹结构共划分为10660个壳单元、 8866个体单元和192个质量点单元。发射装置导 轨结构共划分为26136个体单元。模型中发射装 置材料为铝合金;吊挂、导弹发动机壳体材料为高 强度钢;其余壳体材料由铝合金、钛合金组成。图 1所示为导弹、发射装置有限元模型。
有限元模型使用机体坐标系:逆来流方向为x 轴正方向,沿重力方向为z轴正方向,y轴符合右手 定律,坐标原点位于飞机质心处。在飞机质心处建 立一个集中质量点用于模拟机体,机翼则按照刚性 单元处理,并通过刚性单元连接到滑轨安装点处。 图2所示为飞机、发射装置、导弹系统有限元模型。
MSC.Dytran有三种基本接触类型:单面接触、主 从接触、自适应接触。对于导弹吊挂与导轨的接触问 题,选用主从接触,并将导轨内表面定义为主动接触 面,将吊挂外表面中可能与导轨接触的表面定义为从动接触面。图3所示中粗线部分即为接触面。
后吊挂碰撞接触面的上、下、左、右,定义见 图4。垂向为上、下表面接触力,侧向为左、右表 面接触力。后吊挂两侧三棱柱结构为焊缝。
3 结构动力学模型校验
对于分析发射在轨段分离安全的有限元模型, 不仅要求结构动力学特性准确,而且要求导弹吊 挂及其连接结构应力分布计算结果也具有较高精 度,需对模型中导弹吊挂及其连接结构应力精度 和导弹分系统动力学建模精度进行校验。
3.1 后吊挂与壳体连接方式验证
为减小导弹有限元模型的自由度规模,导弹 仿真模型中发动机壳体及其余弹体均采用壳单元, 后吊挂焊缝三棱柱单元的两圈节点与发动机壳体 节点进行消重,从而将后吊挂与发动机壳体连接 到一起,后吊挂与发动机壳体连接有限元模型如 图5所示。验证模型中发动机壳体用体单元模拟, 同样在焊缝的两圈节点上进行消重。将壳体的两 端固支,比较不同载荷情况下,上述两个模型的应 力计算结果,以验证计算所采用方法的准确性。计 算条件及结果见表1。
计算结果表明,仿真模型中采用的壳单元有 限元建模方法,将吊挂与壳体连接在一起,结构在 各种载荷条件下的应力计算值是准确的,与体单 元模型相比,计算误差均小于5%。
3.2 结构模态验证
按上述模型仿真,计算导弹弹体在自由-自 由状态下的前2阶弹性振动固有频率分别为49.55 Hz,122.03Hz,前2阶振型如图6所示。
导弹前2阶固有频率实验值分别为47.7Hz,来确定。在仿真分析的初始时刻,飞机机体、滑轨 与导弹弹体的前飞速度相等,垂向速度为零。导弹 的初始俯仰和滚转角速度值,按初始时刻导弹具 有与飞机机体相同的角运动速度施加,本文计算 中飞机机体取俯仰角速度30(°)/s,滚转角速度 50(°)/s,方向分别为绕机体坐标系y,x轴。机体 按照上述给定的规律运动。
4.2 气动力加载
导弹气动载荷在发射分离过程中为随时间变 化的载荷,按时间段分为中间状态载荷和发射状 态载荷两部分,分别对应于中吊挂离轨前和后吊 挂单独在轨的时间段。仿真分析中,在0~135ms 内使用中间状态气动力,在155ms以后使用发射 状态气动力,而在135~155ms内气动力由中间状 态线性过渡至发射状态。载荷见表2。
将导弹弹体沿轴向分为6段,各段的侧向和 法向气动力在弹体横截面内采用正弦分布,沿轴 向均布,气动阻力则均布到各段上。各段的俯仰107.2Hz,仿真计算与实验结果吻合较好,表明该 有限元模型在结构的动力学特性上是准确的。
4 载荷工况设置
4.1 飞机运动加载
分析载机全空域的飞行状态,选取4个严酷飞 行状态,采用CFD仿真计算出4个典型状态的导 弹挂飞载荷,如表2所示。飞机机体的前飞速度和 垂向速度,由表2中飞行状态的马赫数、过载系数和偏航气动力矩通过施加互为相反的力来产生, 而滚转气动力矩通过在翼面和舵面上施加均布力 产生。
4.3 发动机推力加载
取地面点火实测数据曲线作为发动机压力曲 线,在导弹发动机的壳体内施加内压,发动机推力 则由内压产生。图7所示为发动机内压曲线。
5 导弹后吊挂及其连接结构设计
5.1 后吊挂倒角影响分析
后吊挂单独在轨阶段是发射过程中最危险的阶段,此时所有的载荷及碰撞力均由后吊挂单独 承担,进而增大了与后吊挂相连接处壳体的应力。 为了缓解接触碰撞,后吊挂必须进行倒角设计。下 文对不同倒角后吊挂进行分析,以研究其对接触 碰撞过程的影响。图8所示为后吊挂的两种倒角结 构。
采用表2中机动过载最大的飞行状态4和反 向过载为3的飞行状态3,对两种倒角结构进行对 比计算,结果见表3。
从表3可以看出,后吊挂倒角加大后,后吊挂 的碰撞次数、接触力峰值等变化不大,但导弹发动 机壳体与后吊挂连接处的最大应力有所减小。对 于状态3与4的载荷工况,其应力减小的幅度也不 一样(分别减小了10.9%和14.2%)。这是因为增 大倒角后,可增加碰撞时吊挂与滑轨的接触面积, 从而减小局部应力。因此对吊挂进行倒角优化,对 减小壳体应力,提高导弹发射安全性具有一定的 效果。
5.2 与后吊挂连接部位发动机壳体厚度的影响
为研究与后吊挂连接部位发动机壳体厚度对 导弹发射安全性的影响程度,采用飞行状态3,4 的载荷工况,后吊挂连接处的发动机壳体厚度为 2.4mm和3mm,后吊挂倒角采用俯仰倒角2.4°, 偏航倒角6°进行分析,计算结果见表4。
计算结果表明,增加壳体厚度后,后吊挂连接 处壳体上的最大应力会明显下降。综上分析,后吊 挂连接处发动机壳体壁厚应选取3mm,倒角状态 选取俯仰倒角2.4°,偏航倒角6°状态可满足安全 分离要求。
5.3 典型工况分析结果
对5.2中确定的导弹后吊挂及连接结构,按表 2中飞行状态1,2载荷工况进行分析,各飞行状态 计算结果见表5。状态2中后吊挂处应力和接触力 见图9~11。
图10为后吊挂的垂向接触力时间历程。图中 实线表示吊挂上接触面受到的接触力,虚线表示 吊挂下接触面受到的接触力。
图11为后吊挂的侧向接触力时间历程。图中, 实线表示吊挂左接触面受到的接触力,虚线表示 吊挂右接触面受到的接触力。
空空导弹发动机要承受高内压和大机动载荷, 其发动机壳体材料一般采用高强度钢,其破坏强 度可达1760MPa。对于挂飞及自主飞行初始段强 度安全系数要求为1.5[5],故其使用载荷工况下应 力应低于1173MPa。上述分析工况表明:采用优化 后的吊挂结构,各飞行状态下发动机应力低于 1173MPa,导弹分离过程中吊挂接触力正常,无高 应力碰撞和卡滞现象,其在轨段分离安全满足设 计要求。
6 结 论
本文采用MSC.Dytran软件,结合实际工程需 求,对载机机动环境中顺序离轨分离的空空导弹 发射安全进行了系统建模和仿真分析,得到了导 弹在轨分离段的运动过程、吊挂与发射装置导轨 间接触力时间历程、吊挂处发动机壳体的动力强度等特性。对某型空空导弹后吊挂及连接结构参 数进行了优化并确定了后吊挂连接结构参数,对 四个典型状态进行了安全性仿真,仿真实验中发 动机吊挂均没有出现卡滞现象,发动机壳体应力 满足设计要求,发射过程是安全的。仿真表明:
(1)由于吊挂与滑轨之间存在间隙,当发动 机点火后,导弹在发动机推力、气动力和惯性力的 作用下,会与滑轨之间发生相对运动和接触碰撞, 整个发射过程中,前、中、后三个吊挂均与发射装 置导轨处于接触碰撞-分离-接触碰撞的振荡运 动过程,其接触次数、接触力幅值、后吊挂及连接 结构应力由导弹载荷状态、载机机动模式、导弹与 发射装置导轨结构综合决定。
(2)增加后吊挂连接处的导弹发动机壳体厚 度和增加后吊挂的侧面倒角,均能有效减小导弹 发动机的壳体应力,提高发射安全性。
参考文献:
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[3]李亚轲,梁晓庚,郭正玉.近距格斗导弹发射分离安全 分析[J].四川兵工学报,2013,34(3):32-35.
[4]卞文杰,万力,吴莘馨.瞬态动力学CAE解决方案 MSC.Dytran基础教程[M].北京:北京大学出版社, 2004.
[5]樊会涛,吕长起,林忠贤.空空导弹系统总体设计 [M].北京:国防工业出版社,2007.
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