錢 程,王曉慧,張海征,萬長煌

(北京航空航天大學(xué) 宇航學(xué)院，北京 100191)

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【裝備理論與裝備技術(shù)】

基于ADAMS的導(dǎo)彈級間分離剛?cè)狁詈戏抡媾c分析

錢 程,王曉慧,張海征,萬長煌

(北京航空航天大學(xué) 宇航學(xué)院，北京 100191)

針對現(xiàn)有導(dǎo)彈級間分離中無法拋掉更多的消極質(zhì)量，以提高運(yùn)載能力的問題，提出了一種基于長行程導(dǎo)向裝置的級間冷分離機(jī)構(gòu)，將軟件ADAMS和ANSYS相結(jié)合進(jìn)行了剛?cè)狁詈系膭?dòng)力學(xué)仿真分析，對結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化。通過采用蒙特卡洛法的仿真計(jì)算和分析，得到導(dǎo)彈在級間分離過程中的極限載荷狀態(tài)，對分離機(jī)構(gòu)進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)仿真和分析，采用仿真試驗(yàn)組的方法完成對分離結(jié)構(gòu)尺寸的優(yōu)化設(shè)計(jì)。結(jié)果表明，經(jīng)過結(jié)構(gòu)優(yōu)化的長行程導(dǎo)向裝置的分離機(jī)構(gòu)不僅能夠穩(wěn)定順利地完成分離，還有效地提高導(dǎo)彈的運(yùn)載能力。

級間分離；動(dòng)力學(xué)仿真；剛?cè)狁詈希粌?yōu)化設(shè)計(jì)

在當(dāng)前的導(dǎo)彈武器系統(tǒng)研究領(lǐng)域，高速度、遠(yuǎn)射程已經(jīng)成為了一個(gè)重要的發(fā)展方向[1]。為了進(jìn)一步拋掉導(dǎo)彈飛行過程中的消極質(zhì)量，提高導(dǎo)彈的運(yùn)載能力，并且保證分離過程的穩(wěn)定性，新型級間分離機(jī)構(gòu)的研制很有必要[2-4]。導(dǎo)彈級間分離成功的標(biāo)志就是導(dǎo)彈的兩級彈體正常的分離，沒有發(fā)生碰撞。同時(shí)在分離的瞬間，分離機(jī)構(gòu)會(huì)產(chǎn)生瞬時(shí)沖擊，導(dǎo)彈的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，特別是分離機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度會(huì)受到極大的考驗(yàn)，一旦出現(xiàn)局部結(jié)構(gòu)應(yīng)力超過強(qiáng)度極限而產(chǎn)生斷裂的現(xiàn)象，就會(huì)出現(xiàn)飛行任務(wù)失敗的嚴(yán)重后果[5-7]。本研究提出的長行程導(dǎo)向裝置的級間分離機(jī)構(gòu)，不僅能夠更多地拋掉飛行過程中產(chǎn)生的消極質(zhì)量，還能夠保證分離過程平穩(wěn)進(jìn)行。針對這種新型的級間分離機(jī)構(gòu)，文中先采用ANSYS處理其中的柔性體部分，再與ADAMS相結(jié)合進(jìn)行完整的動(dòng)力學(xué)的仿真計(jì)算和分析。為了驗(yàn)證分離機(jī)構(gòu)的可靠性，必須在最惡劣的載荷狀態(tài)下進(jìn)行分析，于是引入了蒙特卡洛法仿真分析和計(jì)算導(dǎo)彈的各種干擾偏差，得到偏差組合下的極限載荷狀態(tài)[8-10]。最終在此載荷狀態(tài)下，通過ADAMS的仿真結(jié)果對分離機(jī)構(gòu)的尺寸進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，得到安全可靠的相關(guān)尺寸。

1 級間分離機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)

1.1 級間分離方式的選擇

在運(yùn)載火箭和導(dǎo)彈的研制中，分離技術(shù)的研究十分關(guān)鍵和重要，其中冷分離是一種常見的運(yùn)載器分離方案，是利用下面一級彈體上的反向噴管或者反推火箭產(chǎn)生的反向推力和級間段的初始壓力作為分離力的分離方式。本文研究的導(dǎo)彈一二級級間分離，原有的分離面為了保證分離過程中一級彈體上的過渡艙壁不與二級發(fā)動(dòng)機(jī)的噴管發(fā)生碰撞，設(shè)置在距離發(fā)動(dòng)機(jī)后封頭550 mm處，這樣一來分離之后二級尾端仍要帶著質(zhì)量較大的過渡段艙壁飛行，如圖1所示。

圖1 帶長行程導(dǎo)向裝置級間分離示意圖

經(jīng)過分析表明，在二級尾段設(shè)置長導(dǎo)向桿裝置可使分離面前移至二級發(fā)動(dòng)機(jī)后封頭250 mm處，如圖2所示，其中預(yù)留的250 mm中有100 mm是為級間分離的爆炸螺栓預(yù)留的位置，剩下的150 mm是為了避免導(dǎo)向裝置與二級發(fā)動(dòng)機(jī)尾部的伺服機(jī)構(gòu)群發(fā)生碰撞。初步分析這樣可以使二級尾端的質(zhì)量減小10 kg以上，使得運(yùn)載有效載荷的能力提高10 kg以上，可以很明顯地提高導(dǎo)彈的速度、射程，增大導(dǎo)彈的殺傷力和威懾力。

圖2 分離導(dǎo)向裝置方案設(shè)計(jì)示意圖

1.2 分離機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)變量

采用導(dǎo)向分離的方式，導(dǎo)桿的存在可以將分離面盡可能提前，減輕分離后二級的質(zhì)量；導(dǎo)槽可以保證分離過程的平穩(wěn)順利。為了防止安裝時(shí)出現(xiàn)過約束，導(dǎo)槽和導(dǎo)桿之間留有一定的間隙，圖3就是長行程導(dǎo)向裝置的示意圖。

圖3 常見的級間分離方式示意圖

圖4為導(dǎo)桿的形狀示意圖，采用折線型的空心圓導(dǎo)桿，折線的部分與導(dǎo)彈級間過渡段的艙壁平行，很好地貼合在艙壁上，采用多點(diǎn)固定均勻分布在二級發(fā)動(dòng)機(jī)尾部，更好地固定在導(dǎo)彈上。導(dǎo)桿截面的外徑是d，空心導(dǎo)桿的厚度是t，導(dǎo)桿的根部固定在導(dǎo)彈上一級的法蘭盤端面上。圖5為導(dǎo)槽的形狀，采用V形槽的設(shè)計(jì)，導(dǎo)槽固定的位置在兩級彈體的過渡段艙壁上，緊鄰分離面的位置。這樣的安裝位置一來為分離過程提供了更長的滑行距離，二來是越靠近分離面，導(dǎo)槽需要的高度也就越低，附加質(zhì)量也就越小。

圖4 導(dǎo)桿的形狀

圖5 導(dǎo)槽形狀示意圖

根據(jù)上面的討論分析，現(xiàn)將需要具體優(yōu)化設(shè)計(jì)的變量羅列在表1中。

表1 設(shè)計(jì)變量的取值范圍

2 動(dòng)力學(xué)仿真分析模型

為了建立準(zhǔn)確預(yù)示分離過程導(dǎo)向桿彈性變形的精細(xì)化數(shù)學(xué)模型，本文采取聯(lián)合多種軟件對整個(gè)分離過程進(jìn)行剛?cè)狁詈系膭?dòng)力學(xué)仿真分析。

由于軟件ADAMS的建模能力比較弱，所以先采用軟件Proe進(jìn)行三維建模之后，然后導(dǎo)入到ADAMS中，完成三維模型的精細(xì)化設(shè)計(jì)。同樣，針對采用復(fù)合材料的導(dǎo)桿，先用軟件ANSYS進(jìn)行其有限元模型的建立，然后導(dǎo)入ADAMS中進(jìn)行分析。

2.1 ANSYS中的導(dǎo)桿建模

導(dǎo)桿的材料是復(fù)合材料T800，其單層板的屬性如表2所示，導(dǎo)向桿采用傳統(tǒng)的纏繞加工方式鋪層加工而成，鋪層的角度為0/(±15°)n1/(±45°)n2，鋪層比為4∶1～5∶1。

表2 復(fù)合材料的單層版屬性

根據(jù)導(dǎo)向桿的厚度為10 mm，就可以計(jì)算每一種角度具體的鋪層層數(shù)。

式中n1，n2為鋪層層數(shù)。計(jì)算得到n1=27，n2=6，即T800復(fù)合材料在導(dǎo)向桿中的鋪層設(shè)計(jì)為0/(±15°)27/(±45°)6。得到鋪層設(shè)計(jì)之后再采用軟件Patron Laminate Modeler中的復(fù)合材料建模模塊進(jìn)行等效性能計(jì)算，在軟件Modeler中首先定義單層板的材料屬性，再定義鋪層的厚度和角度，這樣就可以得到材料的等效性能。最后將得到的等效性能參數(shù)輸入ANSYS所定義的正交各向異性材料，就可以完成復(fù)合材料材料屬性的建模。

在完成導(dǎo)向桿柔性體的建模之后，定義單位制，利用ANSYS生成MNF文件，最終導(dǎo)入到ADAMS中進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真分析。導(dǎo)出的MNF文件包含導(dǎo)向桿的節(jié)點(diǎn)單元、前15階自由模態(tài)等柔性體信息。

2.2 ADAMS動(dòng)力學(xué)仿真模型建立

在軟件ADAMS中，首先確定建模的環(huán)境為MMKS單位制，然后導(dǎo)入Proe的三維模型，再將導(dǎo)桿替換為ANSYS生成的有限元模型。根據(jù)ADAMS中約束的種類，對動(dòng)力學(xué)仿真模型各個(gè)部分的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行定義。

接下來就是定義仿真分離的外載荷，包括重力、氣動(dòng)力、一級發(fā)動(dòng)機(jī)的殘余推力、分離火箭的推力、爆炸螺栓的作用力等，每一種外載荷都嚴(yán)格在ADAMS中進(jìn)行定義。在一級彈體和二級彈體發(fā)生分離的時(shí)候，還有一個(gè)重要的參數(shù)需要設(shè)置，就是柔性導(dǎo)向桿與固定在一級導(dǎo)彈之間的接觸力以及一級彈體的過渡段艙壁和二級發(fā)動(dòng)機(jī)之間的接觸力。這兩個(gè)接觸力一個(gè)是用于分析分離過程中柔性導(dǎo)向桿受到的沖擊力的具體大小以及在分離過程中的變化趨勢，另一個(gè)則是檢驗(yàn)分離過程中一二級之間是否會(huì)發(fā)生碰撞，檢測級間分離是否能夠成功。

最后在ADAMS中采用腳本控制整個(gè)仿真過程，可以方便地實(shí)現(xiàn)某些約束或力在指定的時(shí)間失效、激活等操作。對于導(dǎo)彈級間分離過程中分離時(shí)序的描述以及后續(xù)的優(yōu)化有著很大的幫助，現(xiàn)階段仿真的控制腳本主要是模擬分離過程中級間連接螺栓爆炸解鎖的整個(gè)過程。

3 蒙特卡洛法仿真和分析

在工程實(shí)際中，導(dǎo)彈的加工制造誤差以及分離過程中各個(gè)外加載荷的偏差是隨機(jī)出現(xiàn)的，因此各個(gè)偏差的組合也是隨機(jī)的，每一種分離狀態(tài)均以一定的概率出現(xiàn)，這樣就構(gòu)成了采用蒙特卡洛方法解決此類問題的兩大要素。為了使得仿真結(jié)果更加貼近工程實(shí)際，同時(shí)通過分析仿真結(jié)果對所有設(shè)計(jì)參數(shù)偏差的敏感度得到動(dòng)力學(xué)仿真狀態(tài)極限載荷，選用蒙特卡洛方法進(jìn)行實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)。

首先是對設(shè)計(jì)變量隨機(jī)分布的定義：將各個(gè)參數(shù)的偏差以及一級、二級的質(zhì)量和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量偏差作為設(shè)計(jì)變量，對于其中的連續(xù)變量，由于偏差的基準(zhǔn)值為0，因此認(rèn)為它們服從均值為0的正態(tài)分布，標(biāo)準(zhǔn)差根據(jù)ADAMS提供的方法(tolerance/3，即偏差/3)進(jìn)行計(jì)算；對于其中的離散變量，給定其一組值，且認(rèn)為這些值以相同概率出現(xiàn)；然后是在軟件ADAMS中的仿真試驗(yàn)，采用三桿，桿長600 mm，外徑25 mm，壁厚5 mm，配合間隙0.5 mm的模型進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真分析試驗(yàn)，蒙特卡洛的仿真次數(shù)為500次；以導(dǎo)軌和滑槽的接觸力為響應(yīng)，查看相應(yīng)偏差干擾對于隨機(jī)變量的靈敏度，將靈敏度高的偏差視為對分離影響大的偏差，最終得到分離過程中的極限載荷狀態(tài)。

根據(jù)仿真結(jié)果可以得到，分離火箭的額定推力偏差、安裝角度偏差、作用時(shí)間偏差，一級發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用點(diǎn)偏差以及一級質(zhì)心位置偏差等偏差對導(dǎo)軌與導(dǎo)槽之間的接觸力有很大的影響，尤其是兩個(gè)分離火箭的同步性偏差，一旦出現(xiàn)幾毫秒的偏差，對整個(gè)分離過程都會(huì)產(chǎn)生巨大的影響。

在導(dǎo)彈的設(shè)計(jì)加工和實(shí)際分離控制過程中，也應(yīng)優(yōu)先關(guān)注影響這些偏差的相關(guān)參數(shù)，保證分離機(jī)構(gòu)運(yùn)行的可靠性。這些參數(shù)在ADAMS模型中的符號和含義如表3所示。

表3 對導(dǎo)桿與滑槽接觸力影響較大的前8個(gè)參數(shù)

4 動(dòng)力學(xué)仿真結(jié)果分析

4.1 仿真試驗(yàn)組

如果按照每一個(gè)變量都是連續(xù)變量的情況，在ADAMS是沒有辦法展開動(dòng)力學(xué)仿真的，通過設(shè)置相應(yīng)的數(shù)值仿真試驗(yàn)組，找到最佳的設(shè)計(jì)變量的取值來滿足工程上的需求。對于導(dǎo)桿的長度，取x1=500、600、700 mm，對于導(dǎo)桿的橫截面外徑，取x2=25、30 mm，導(dǎo)桿的壁厚x3=5、10 mm，導(dǎo)桿導(dǎo)槽的間隙x4通過測量碰撞力大小變化改變相應(yīng)的取值。根據(jù)這些設(shè)計(jì)變量的取值區(qū)間所給出的數(shù)值試驗(yàn)組如圖6所示。

仿真方案0_1是只提前了分離面而沒有增加導(dǎo)桿的分離方案，這個(gè)試驗(yàn)組為了驗(yàn)證導(dǎo)桿存在的必要性。仿真方案2_1是有兩根導(dǎo)桿的仿真試驗(yàn)組，為了探究兩桿方案在分離過程中的不穩(wěn)定性。

三根導(dǎo)桿是仿真的重點(diǎn)，在三根的基礎(chǔ)上設(shè)置了很多試驗(yàn)：試驗(yàn)組3_2與3_7以及3_6與3_9是為了優(yōu)選出最合適的導(dǎo)桿的長度；試驗(yàn)組3_1到3_5是為了驗(yàn)證導(dǎo)彈與滑槽之間的間隙對于分離過程的影響，便于優(yōu)選出最合適的間隙；試驗(yàn)組3_7到3_9是為了優(yōu)選出最合適的桿直徑與桿的壁厚。

如果三根導(dǎo)桿的方案能夠滿足，四根導(dǎo)桿的方案就沒有必要設(shè)置過多的試驗(yàn)組。試驗(yàn)組4_1僅為驗(yàn)證四桿方案的可行性。

圖6 仿真分析的數(shù)值試驗(yàn)組

4.2 仿真結(jié)果

試驗(yàn)組0_1(具體參數(shù)設(shè)置見圖7)

圖7 無桿方案一二級分離過程示意圖

可以看到，在極限載荷作用下，一二級分離過程發(fā)生碰撞(見圖8)，證明在分離面提前的情況下，該方案不可行，必須要有導(dǎo)桿的導(dǎo)向才能使一二級順利的分離。

圖8 分離過程一二級出現(xiàn)碰撞

方案3_1(具體參數(shù)設(shè)置見圖7)

可以看到，當(dāng)桿長為500 mm時(shí)，在分離過程的最后時(shí)刻，一級彈殼會(huì)與二級發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴管發(fā)生碰撞(見圖9)，顯然是由于桿長過短，無法保證分離的平穩(wěn)進(jìn)行，這樣一來?xiàng)U長只能選擇長度更長的600 mm和700 mm。

接下來不一一贅述，將所有試驗(yàn)組的仿真結(jié)果匯總在表4中。

圖9 接觸力隨著間隙的變化

從對上述10種方案在極限載荷狀態(tài)下的仿真實(shí)驗(yàn)可以看到，當(dāng)導(dǎo)桿與滑槽間隙為0.5 mm時(shí)，導(dǎo)桿所受載荷都不會(huì)超過10 000 N， 不會(huì)對導(dǎo)桿結(jié)構(gòu)產(chǎn)生破壞。所有仿真試驗(yàn)組中，二級導(dǎo)彈的姿態(tài)變化都小于2°/s，說明分離過程對于二級彈體的姿態(tài)影響非常小，可以認(rèn)為分離過程能夠平穩(wěn)順利進(jìn)行。

試驗(yàn)組3_2到3_5反映了沖擊隨著間隙的增大顯著增大，如圖10所示，那么為保證接觸力不會(huì)過大，導(dǎo)桿與滑槽的間隙保持為0.5 mm。為了保證一級和二級能夠安全分離，選擇桿長為700 mm；在增加了導(dǎo)桿壁厚和外徑后，強(qiáng)度明顯增加?？紤]壁厚對于質(zhì)量的影響，最終長度為700 mm、導(dǎo)桿直徑30 mm、壁厚5 mm、間隙為0.5 mm的3_8方案在上述極限載荷狀態(tài)下是較為理想的選擇。

表4 極限載荷狀態(tài)下的仿真結(jié)果匯總

4.3 減重分析

若分離導(dǎo)向裝置采用復(fù)合材料加工，同時(shí)進(jìn)行桿長優(yōu)化，其減重效果非常明顯，該方案采用導(dǎo)向裝置且其自身質(zhì)量很小，可以將分離面提前，從而拋掉更多的消極質(zhì)量，增加運(yùn)載能力，具體的減重效果如表5所示。

表5 采用分離導(dǎo)向裝置后運(yùn)載器質(zhì)量變化

5 結(jié)論

仿真結(jié)果表明，基于長行程導(dǎo)向裝置的分離機(jī)構(gòu)在ADAMS的剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)仿真分析中，表現(xiàn)良好的分離性能，既能夠減輕消極質(zhì)量，也能夠保證平穩(wěn)分離，也證明了該仿真分析方法對于解決導(dǎo)彈級間分離的問題有指導(dǎo)意義。

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(責(zé)任編輯 周江川)

Simulation and Analysis of Rigid-Flexible Couplingfor Stage Separation of Missile Based on ADAMS

QIAN Cheng，WANG Xiao-hui, ZHANG Hai-zheng, WAN Chang-huang

(School of Astronautics, Beihang University, Beijing 100191, China)

Aiming at solving the problem that the passive mass cannot be discarded to improving the carrying capacity of missiles, and stage separation mechanism based on long-stroke guide was proposed. ADAMS and ANSYS were used to simulate the dynamic of rigid-flexible coupling, and the structure was optimized. By using Monte Carlo, the ultimate load state in the separation of missiles was obtained. Then the dynamic simulation was carried out and the optimal design of the structure was completed by means of simulation test group. The results show that the separation mechanism of long-stroke guiding after optimized can not only accomplish the separation smoothly but also improve the carrying capacity.

stage separation; dynamic simulation; rigid-flexible coupling; optimization design

2015-11-25；

2016-12-20

中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費(fèi)專項(xiàng)資金支持項(xiàng)目(YWF-14-FGC-024)

錢程(1992—)，男，碩士研究生,主要從事結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)研究。

王曉慧(1978—)，女(滿族)，講師，主要從事飛行器結(jié)構(gòu)及多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)研究。

10.11809/scbgxb2017.04.017

錢程,王曉慧,張海征,等.基于ADAMS的導(dǎo)彈級間分離剛?cè)狁詈戏抡媾c分析[J].兵器裝備工程學(xué)報(bào)，2017(4):77-81.

format:QIAN Cheng，WANG Xiao-hui, ZHANG Hai-zheng, et al.Simulation and Analysis of Rigid-Flexible Coupling for Stage Separation of Missile Based on ADAMS[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(4):77-81.

E927

A

2096-2304(2017)04-0077-05