劉浩　沈欣

摘要：? ? ? 為滿足戰(zhàn)機(jī)在全飛行包線下安全發(fā)射分離空空導(dǎo)彈， 空空導(dǎo)彈相對(duì)戰(zhàn)機(jī)的分離姿態(tài)需要大范圍自適應(yīng)可調(diào)， 現(xiàn)階段只能產(chǎn)生固定分離姿態(tài)的彈射分離機(jī)構(gòu)已不滿足要求。 針對(duì)該問題， 提出變胞型彈射分離機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)概念， 在彈射機(jī)構(gòu)特定鉸鏈處采用變胞PR-R運(yùn)動(dòng)副代替?zhèn)鹘y(tǒng)的鉸鏈運(yùn)動(dòng)副， 實(shí)時(shí)改變彈射機(jī)構(gòu)前推臂、 后推臂對(duì)導(dǎo)彈的彈射作用力， 從而實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈彈射分離姿態(tài)的大范圍可調(diào)。 建立變胞型導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)的多體動(dòng)力學(xué)模型， 進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)仿真分析。 結(jié)果表明， 所提出的變胞型彈射機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)概念能夠大范圍調(diào)節(jié)導(dǎo)彈彈射分離姿態(tài)角速度， 為機(jī)載導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)智能化控制奠定了基礎(chǔ)。

關(guān)鍵詞：? ? ?空空導(dǎo)彈； 變胞； 發(fā)射安全性； 自適應(yīng)； 彈射機(jī)構(gòu)； 多體動(dòng)力學(xué)； 智能結(jié)構(gòu)中圖分類號(hào)：? ? ? ?TJ760

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：? ? A文章編號(hào)：? ? ?1673-5048（2023）02-0064-06

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0232

0引言

機(jī)載導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)的作用是給與導(dǎo)彈一定的初始速度和初始角速度， 使導(dǎo)彈迅速脫離載機(jī)， 避免導(dǎo)彈在氣動(dòng)力作用下向上飛行回撞載機(jī)。 現(xiàn)階段， 機(jī)載導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)在設(shè)計(jì)上均只能賦予導(dǎo)彈固定的初始速度和初始角速度， 但隨著載機(jī)的飛行速度和機(jī)動(dòng)性越來越高， 固定的初始速度和初始角速度難以保證載機(jī)在全飛行包線下的發(fā)射安全性， 亟待研發(fā)分離參數(shù)可大范圍調(diào)節(jié)的新型智能型彈射機(jī)構(gòu)。

現(xiàn)階段學(xué)術(shù)界和工業(yè)界對(duì)機(jī)載導(dǎo)彈彈射技術(shù)已進(jìn)行相當(dāng)?shù)难芯浚?并取得了較好的成果， 主要包括氣動(dòng)流場(chǎng)對(duì)機(jī)彈分離安全的影響、 彈射機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及動(dòng)力學(xué)研究， 以及地面試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)等。 在氣動(dòng)流場(chǎng)對(duì)機(jī)彈分離安全的影響方面， Flora［1］和Merrick ［2］研究了導(dǎo)彈在氣流作用下的自由下落軌跡和姿態(tài)問題， 指出在復(fù)雜氣流作用下， 導(dǎo)彈姿態(tài)變化劇烈， 給發(fā)射安全帶來隱患； 閆盼盼等［3］采用改進(jìn)的延遲分離渦模擬方法結(jié)合動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)， 對(duì)內(nèi)埋彈射分離過程的三維流場(chǎng)進(jìn)行非定常計(jì)算， 得到了不同來流馬赫數(shù)、 彈體發(fā)射速度和初始角速度等參數(shù)對(duì)彈體下落軌跡的影響規(guī)律； 張群峰等［4］基于重疊網(wǎng)格技術(shù)， 對(duì)外掛投放和內(nèi)埋投放進(jìn)行了數(shù)值模擬對(duì)比， 得到了亞聲速和超聲速條件下外掛投放與內(nèi)埋投放彈體的下落規(guī)律， 指出為了保證內(nèi)埋式導(dǎo)彈發(fā)射安全性， 導(dǎo)彈的初始低頭角速度至關(guān)重要。 在彈射機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及其分離動(dòng)力學(xué)仿真方面， 李海軍等［5］通過ADAMS軟件建立了簡(jiǎn)易的導(dǎo)彈發(fā)射裝置模型， 對(duì)彈射機(jī)構(gòu)進(jìn)行了導(dǎo)彈分離姿態(tài)變化過程仿真， 得到導(dǎo)彈分離的俯仰角變化曲線； 祁武超等［6］通過對(duì)艙體結(jié)構(gòu)掛點(diǎn)處分別進(jìn)行剛性或柔性化處理， 得到掛點(diǎn)連接形式對(duì)沖擊載荷的影響， 研究了不同類型作動(dòng)筒輸出的作動(dòng)力形式和峰值與沖擊載荷特性之間關(guān)系； 劉南宏等［7］以筒式壓縮空氣彈射系統(tǒng)為研究對(duì)象， 開展了彈射系統(tǒng)內(nèi)彈道性能的仿真與實(shí)驗(yàn)研究。 在地面試驗(yàn)驗(yàn)證方面， 宋威等［8］采用基于動(dòng)力學(xué)相似的風(fēng)洞投放試驗(yàn)對(duì)先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)內(nèi)埋武器投放分離相容性進(jìn)行預(yù)測(cè)與評(píng)估， 給出了內(nèi)埋導(dǎo)彈從載機(jī)彈艙投放分離后的運(yùn)動(dòng)軌跡和俯仰姿態(tài)角變化規(guī)律， 指出分離過程中可能存在機(jī)彈相撞的風(fēng)險(xiǎn)； 薛飛等［9］研究了內(nèi)埋導(dǎo)彈高速投放的風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)， 所設(shè)計(jì)的彈射機(jī)構(gòu)具有彈射分離速度和角速度的調(diào)節(jié)能力， 但調(diào)節(jié)系統(tǒng)龐大， 只能作為地面試驗(yàn)設(shè)備使用， 不能作為機(jī)載裝備使用； 王帥等［10］針對(duì)內(nèi)埋武器高速風(fēng)洞投放試驗(yàn)的需求， 設(shè)計(jì)了一套新型雙氣缸彈射機(jī)構(gòu)， 并利用運(yùn)動(dòng)仿真軟件對(duì)所設(shè)計(jì)的彈射機(jī)構(gòu)進(jìn)行仿真分析， 但所設(shè)計(jì)的雙氣缸彈射機(jī)構(gòu)笨重，?在免維護(hù)條件下缺乏自動(dòng)掛彈收彈功能， 只能作為試驗(yàn)設(shè)備用于風(fēng)動(dòng)試驗(yàn)。

可以看出， 現(xiàn)階段對(duì)具有單一彈射分離參數(shù)的機(jī)載導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)已進(jìn)行了較多研究， 在地面彈射試驗(yàn)設(shè)備方面也開展了初步的分離速度和分離角速度可調(diào)技術(shù)研究， 但是地面彈射試驗(yàn)設(shè)備所采用的調(diào)節(jié)技術(shù)主要是通過調(diào)節(jié)動(dòng)力輸出， 導(dǎo)致動(dòng)力裝置和液壓閥等調(diào)節(jié)裝置過于笨重， 且往往還需要人工參與調(diào)整機(jī)構(gòu)參數(shù)或?qū)棐煅b位置， 在機(jī)載裝備上難以采用。 總體來說， 對(duì)彈射分離參數(shù)空中實(shí)時(shí)可調(diào)的智能型彈射機(jī)構(gòu)研究還處于起步階段。 本文提出一種變胞型彈射機(jī)構(gòu)， 擬通過對(duì)機(jī)構(gòu)變胞環(huán)節(jié)設(shè)計(jì)參數(shù)的實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)， 實(shí)現(xiàn)彈射分離姿態(tài)參數(shù)的大范圍調(diào)節(jié)， 該設(shè)計(jì)概念具有調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)小巧、 調(diào)節(jié)能力強(qiáng)的優(yōu)點(diǎn)。

1機(jī)載導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)構(gòu)型

本文機(jī)載導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)以經(jīng)典的AMELT彈射機(jī)構(gòu)構(gòu)型為原型， 如圖1所示。 前后y字形機(jī)構(gòu)使液壓活塞桿的水平推力轉(zhuǎn)化為對(duì)導(dǎo)彈豎直向下的推力， 從而推動(dòng)導(dǎo)彈向下高速運(yùn)動(dòng)， 達(dá)到彈射機(jī)構(gòu)最大設(shè)計(jì)行程后， 導(dǎo)彈以一定的速度和姿態(tài)角速度離開彈射機(jī)構(gòu)。 為了保證發(fā)射安全性， 導(dǎo)彈在與彈射機(jī)構(gòu)分離時(shí)一般需要一定的低頭角速度， 因此設(shè)計(jì)時(shí)彈射機(jī)構(gòu)前端的y字形機(jī)構(gòu)長(zhǎng)于后端的y字形機(jī)構(gòu)。

表1為機(jī)載導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)主要設(shè)計(jì)參數(shù)， 前支臂、 前推臂、 后支臂、 后推臂的材料采用鋁合金材料， 在多體動(dòng)力學(xué)建模時(shí)采用柔性體建模方法， 導(dǎo)彈作為剛體處理， 單位采用國際單位制。

2機(jī)載導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)變胞設(shè)計(jì)

變胞設(shè)計(jì)是近年來智能機(jī)構(gòu)領(lǐng)域的一個(gè)新發(fā)展方向［11-14］。 在機(jī)構(gòu)連續(xù)運(yùn)行中， 由機(jī)構(gòu)有效桿件數(shù)目變化、 運(yùn)動(dòng)副類型變化， 以及幾何關(guān)系變化引起機(jī)構(gòu)的拓?fù)渥兓龋?并導(dǎo)致機(jī)構(gòu)自由度變化， 在機(jī)構(gòu)連續(xù)運(yùn)行中， 至少有一次自由度變化， 并在自由度變化后， 機(jī)構(gòu)仍保持運(yùn)行， 這樣的機(jī)構(gòu)稱為變胞機(jī)構(gòu)［15］。

對(duì)空空導(dǎo)彈內(nèi)埋彈射機(jī)構(gòu)采用如圖2所示的變胞設(shè)計(jì)方案。 在水平液壓活塞桿與前推臂的鉸接處采用具有特定方向、 可調(diào)大小的間隙運(yùn)動(dòng)副設(shè)計(jì)， 稱為PR-R間隙運(yùn)動(dòng)副設(shè)計(jì)（P為平移， R為旋轉(zhuǎn)， PR為既可平移又可旋轉(zhuǎn)， R只能旋轉(zhuǎn)）， 通過間隙大小的實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)實(shí)現(xiàn)機(jī)構(gòu)對(duì)導(dǎo)彈的彈射分離姿態(tài)的自適應(yīng)調(diào)節(jié)。 本文是通過運(yùn)動(dòng)副類型變化實(shí)現(xiàn)變胞設(shè)計(jì)。

對(duì)于該P(yáng)R-R間隙運(yùn)動(dòng)副， 當(dāng)液壓活塞桿與前推臂相互作用的旋轉(zhuǎn)軸不在PR-R間隙運(yùn)動(dòng)副的兩端位置時(shí)， 旋轉(zhuǎn)軸可在間隙中自由水平滑動(dòng)（P）并轉(zhuǎn)動(dòng)（R）， 構(gòu)成PR運(yùn)動(dòng)副狀態(tài)， 該狀態(tài)下水平液壓活塞桿對(duì)前推臂無作用力； 當(dāng)旋轉(zhuǎn)軸滑向PR-R間隙運(yùn)動(dòng)副任一端并保持在端面位置時(shí)， 前推臂相對(duì)于液壓活塞桿只能繞軸旋轉(zhuǎn)， 成R旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)副狀態(tài)， 該狀態(tài)下水平活塞桿與前推臂相互之間存在作用力， 在左端時(shí)液壓桿對(duì)前推臂存在推力， 在右端時(shí)對(duì)前推臂存在拉力。 因此， 液壓桿對(duì)前推臂的水平作用力共有3種可能情況： 推力、 無作用力以及拉力， 在導(dǎo)彈彈射過程中可根據(jù)旋轉(zhuǎn)軸所處的位置進(jìn)行作用力的自行切換。

PR-R間隙運(yùn)動(dòng)副工作流程： 當(dāng)彈射機(jī)構(gòu)處于最初的收縮狀態(tài)時(shí)， 旋轉(zhuǎn)軸位于PR-R間隙運(yùn)動(dòng)副的最右端， 即液壓活塞桿的最前端。 當(dāng)機(jī)構(gòu)啟動(dòng)后， 液壓活塞桿水平向右端運(yùn)動(dòng)， 由于PR-R間隙的存在， 活塞桿對(duì)前推臂沒有推力， 液壓系統(tǒng)產(chǎn)生的推力完全由后推臂傳遞給導(dǎo)彈， 推動(dòng)導(dǎo)彈向下運(yùn)動(dòng)； 與此同時(shí)， 旋轉(zhuǎn)軸在PR-R間隙運(yùn)動(dòng)副中相對(duì)液壓活塞桿向后運(yùn)動(dòng)， 最后旋轉(zhuǎn)軸與液壓活塞桿接觸， 液壓活塞桿對(duì)旋轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生推力； 之后， 液壓系統(tǒng)產(chǎn)生的推力將由前、 后推臂共同傳遞給導(dǎo)彈， 推動(dòng)導(dǎo)彈向下高速運(yùn)動(dòng)。 導(dǎo)彈向下高速運(yùn)動(dòng)的同時(shí)， 前、 后推臂將對(duì)導(dǎo)彈產(chǎn)生俯仰方向上的力矩， 因此導(dǎo)彈將同時(shí)產(chǎn)生俯仰方向上的角加速度， 并形成導(dǎo)彈姿態(tài)角速度和姿態(tài)角。

3變胞型彈射機(jī)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)仿真分析

在ADAMS軟件環(huán)境中建立彈射機(jī)構(gòu)的多柔體動(dòng)力學(xué)模型［16］， 各構(gòu)件的拓?fù)潢P(guān)系如表2所示， 該表是一個(gè)對(duì)稱矩陣表。 為了實(shí)現(xiàn)各構(gòu)件的高精度柔性化， 可在有限元軟件中對(duì)前支臂、 前推臂、 后支臂、 后推臂、 液壓活塞桿、 底部拉桿等構(gòu)件進(jìn)行模態(tài)分析， 生成MNF模態(tài)中性文件， 并導(dǎo)入ADAMS中進(jìn)行模型組裝。 綜合考慮計(jì)算規(guī)模和計(jì)算精度， 各模態(tài)取前30階即可。 在仿真設(shè)置時(shí)， 綜合考慮計(jì)算穩(wěn)定性和計(jì)算精度， 計(jì)算步長(zhǎng)擬設(shè)置在0.1～0.5 ms， 且采用可變步長(zhǎng)。 PR-R變胞運(yùn)動(dòng)副可直接通過ADAMS的CONTACT接觸函數(shù)輸入， 接觸剛度取1×106， 阻尼系數(shù)取0.01， CONTACT可實(shí)時(shí)自動(dòng)監(jiān)測(cè)兩構(gòu)件是否接觸， 以及兩構(gòu)件相互之間的接觸嵌入深度， 從而計(jì)算兩構(gòu)件之間的接觸力。

對(duì)采用變胞設(shè)計(jì)的彈射機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行仿真分析， 重點(diǎn)是前推臂/后推臂對(duì)導(dǎo)彈的作用力以及彈射分離姿態(tài)角速度的調(diào)節(jié)能力， 最后仿真分析了彈射分離速度， 分析彈射機(jī)構(gòu)采用變胞設(shè)計(jì)后對(duì)分離速度是否存在負(fù)面影響。

圖3為采用PR-R變胞運(yùn)動(dòng)副后， 彈射機(jī)構(gòu)前推臂、 后推臂對(duì)導(dǎo)彈的推力相對(duì)于傳統(tǒng)設(shè)計(jì)的對(duì)比圖。 采用PR-R運(yùn)動(dòng)副間隙后， 在彈射前期（50 ms之前）， 前推臂對(duì)導(dǎo)彈的作用力降低； 在彈射后期（50 ms之后）， 前推臂對(duì)導(dǎo)彈的推力明顯增加。 變胞設(shè)計(jì)對(duì)后推臂作用力的影響恰好相反， 在彈射前期， 后推臂對(duì)導(dǎo)彈的作用力增加； 在彈射后期， 后推臂對(duì)導(dǎo)彈的推力大幅減小。 變胞設(shè)計(jì)對(duì)彈射機(jī)構(gòu)前、 后推臂作用力影響明顯， 而前推臂、 后推臂對(duì)導(dǎo)彈作用力的改變， 可實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈的彈射分離姿態(tài)的調(diào)節(jié)。

圖4為不同PR-R運(yùn)動(dòng)副間隙大小時(shí)， 導(dǎo)彈彈射分離過程中的姿態(tài)角速度曲線圖。 當(dāng)間隙為0 mm時(shí)， 即傳統(tǒng)的非變胞型彈射機(jī)構(gòu)， 導(dǎo)彈的彈射分離姿態(tài)角速度為+4 （°）/s； 當(dāng)間隙為2 mm時(shí)， 導(dǎo)彈的彈射分離姿態(tài)角速度為-23 （°）/s。 因此， 間隙大小從0 mm到2 mm， 導(dǎo)彈角速度的調(diào)節(jié)范圍達(dá)到27 （°）/s， 說明變胞設(shè)計(jì)的調(diào)節(jié)效果是顯著的［17］。

圖5為PR-R運(yùn)動(dòng)副間隙對(duì)導(dǎo)彈彈射速度的影響圖， 實(shí)線為采用變胞設(shè)計(jì)后的導(dǎo)彈分離速度曲線， 虛線為傳統(tǒng)設(shè)計(jì)下的導(dǎo)彈分離速度曲線， 兩者幾乎重合。 可以看出， 采用PR-R變胞運(yùn)動(dòng)副設(shè)計(jì)后， 對(duì)導(dǎo)彈的彈射分離速度幾乎沒有負(fù)面影響， 能夠保證機(jī)彈分離的安全性。

4變胞型彈射機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)機(jī)理分析

將機(jī)載導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)抽象為浮動(dòng)基雙自由度彈簧振子模型， 并在該模型中設(shè)置變胞設(shè)計(jì)環(huán)節(jié)， 推導(dǎo)其動(dòng)力學(xué)方程， 研究PR-R運(yùn)動(dòng)副對(duì)角速度的影響機(jī)理。

如圖6所示， 在模型的右彈簧下端設(shè)置變胞設(shè)計(jì)環(huán)節(jié)， 代表機(jī)載導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)中采用的PR-R間隙運(yùn)動(dòng)副。 模型最下端的水平作動(dòng)桿代表機(jī)載導(dǎo)彈彈射裝置的液壓活塞桿， 是整個(gè)模型的動(dòng)力輸入， 其運(yùn)動(dòng)方向只為豎直方向。 左、 右兩根彈簧分別代表彈射機(jī)構(gòu)對(duì)導(dǎo)彈產(chǎn)生推力的前、 后鏈路， 前鏈路包括前支臂、 前推臂， 后鏈路包括后支臂、 后推臂， 彈簧的剛度代表前、 后鏈路的整體結(jié)構(gòu)剛度。 最上端的水平直桿代表負(fù)載， 即導(dǎo)彈。

對(duì)于機(jī)載導(dǎo)彈彈射裝置， 液壓作動(dòng)桿的質(zhì)量相對(duì)于導(dǎo)彈的質(zhì)量可忽略不計(jì)， 因此假設(shè)作動(dòng)桿的質(zhì)量為0， 負(fù)載質(zhì)量為m。 假設(shè)負(fù)載在平衡位置作小幅振動(dòng)， 即對(duì)左、 右彈簧作小變形假設(shè)。 左、 右彈簧對(duì)負(fù)載的作用點(diǎn)a和b只能作上下運(yùn)動(dòng)， a和b之間的距離可變。 彈簧暫只考慮剛度， 不考慮阻尼， 也不考慮彈簧的質(zhì)量。 帶間隙的浮動(dòng)基雙自由度彈簧振子模型存在兩個(gè)狀態(tài)， 一是右彈簧與作動(dòng)桿不接觸狀態(tài)； 二是右彈簧與作動(dòng)桿接觸狀態(tài)。 兩者之間根據(jù)是否接觸存在拓?fù)潢P(guān)系的切換。

通過式（18）～（19）可以看出， 左、 右彈簧的作用力除了按自身剛度k1和k2對(duì)總的推力進(jìn)行等比例分配外， 還受負(fù)載姿態(tài)角θ的影響， 且左、 右彈簧所受的影響等大反向， 結(jié)合式（6）， 說明左、 右彈簧的作用力與負(fù)載姿態(tài)角互相耦合。 因此， 左、 右彈簧的作用力并不是在非變胞設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上簡(jiǎn)單疊加由間隙運(yùn)動(dòng)副引起的恒定附加力， 該結(jié)論能夠有效解釋圖3的前、 后推臂復(fù)雜的作用力變化特性。 通過浮動(dòng)基雙自由度彈簧振子模型的動(dòng)力學(xué)機(jī)理可知， 彈射機(jī)構(gòu)前推臂、 后推臂的作用力與導(dǎo)彈實(shí)時(shí)姿態(tài)角耦合， 前推臂、 后推臂對(duì)導(dǎo)彈的作用力不僅受彈射動(dòng)力和機(jī)構(gòu)剛度影響， 還受導(dǎo)彈自身實(shí)時(shí)姿態(tài)角影響， 而導(dǎo)彈的姿態(tài)又是由于前、 后推臂的作用力產(chǎn)生的， 機(jī)載導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)具有較復(fù)雜的動(dòng)力學(xué)特性。

5結(jié)論

現(xiàn)階段， 機(jī)載導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)還只能產(chǎn)生單一的分離參數(shù)， 不能自適應(yīng)調(diào)節(jié)， 無法滿足戰(zhàn)機(jī)全包線發(fā)射需求， 為此， 開展了空空導(dǎo)彈變胞型彈射分離機(jī)構(gòu)技術(shù)研究， 主要結(jié)論如下：

（1） 在液壓活塞桿與前推臂鉸接處采用PR-R間隙運(yùn)動(dòng)副， 具備大范圍調(diào)節(jié)導(dǎo)彈的分離姿態(tài)角速度的能力， 利用2 mm間隙就能調(diào)節(jié)27°的分離角速度， 使彈射機(jī)構(gòu)滿足未來高機(jī)動(dòng)戰(zhàn)機(jī)的全包線發(fā)射要求。

（2） PR-R間隙運(yùn)動(dòng)副使彈射機(jī)構(gòu)前推臂、 后推臂施加了一個(gè)大小相等、 方向相反且與間隙大小成正比的附加力， 該作用力對(duì)導(dǎo)彈形成了一個(gè)恒定的附加力矩， 從而實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈彈射分離姿態(tài)角速度的大范圍調(diào)節(jié)。

（3） 彈射機(jī)構(gòu)前推臂、 后推臂的作用力與導(dǎo)彈實(shí)時(shí)姿態(tài)耦合， 前推臂、 后推臂對(duì)導(dǎo)彈的作用力不僅受彈射動(dòng)力和機(jī)構(gòu)剛度影響， 還受導(dǎo)彈自身實(shí)時(shí)姿態(tài)影響， 并非簡(jiǎn)單疊加變胞設(shè)計(jì)帶來的恒定附加力， 其動(dòng)力學(xué)特性較為復(fù)雜； 在開展前期理論分析時(shí)， 考慮到導(dǎo)彈彈射過程中姿態(tài)角在工程上一般在1°以內(nèi)， 因此可通過線性化假設(shè)簡(jiǎn)化研究， 在需要高精度量化研究時(shí)， 仍需要在ADAMS環(huán)境中建立大型仿真模型并進(jìn)行數(shù)字仿真。

（4） PR-R間隙運(yùn)動(dòng)副幾乎不影響導(dǎo)彈的分離速度， 不會(huì)對(duì)分離速度產(chǎn)生負(fù)面效應(yīng)， 實(shí)現(xiàn)了彈射分離速度和彈射分離角速度的解耦設(shè)計(jì)， 提高了彈射機(jī)構(gòu)的總體性能。

（5） 提出的浮動(dòng)基雙自由度彈簧振子模型能夠有效反應(yīng)機(jī)載導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)特性， 為須考慮柔性效應(yīng)的新型彈射機(jī)構(gòu)總體方案快速設(shè)計(jì)提供了理論方法。

參考文獻(xiàn)：

［1］ Flora T J. Freedrop Testing and CFD Simulation of Ice Models from a Cavity into Supersonic Flow， AFIT/GAE/ENY/12-S15［R］. Ohio： Wright Patterson Air Force Base， 2012.

［2］ Merrick J D. Influence of Mach Number and Dynamic Pressure on Cavity Tones and Freedrop Trajectories， AFIT-ENY-14-M-3 6［R］. Ohio： Wright Patterson Air Force Base， 2014.

［3］ 閆盼盼， 張群峰， 金明， 等. 內(nèi)埋武器發(fā)射參數(shù)對(duì)下落軌跡的影響［J］. 工程力學(xué)， 2018， 35（1）： 246-256.Yan Panpan， Zhang Qunfeng， Jin Ming， et al. Effects of Launching Parameters on the Separation Trajectory of Internal Weapons［J］. Engineering Mechanics， 2018， 35（1）： 246-256.（in Chinese）

［4］ 張群峰， 閆盼盼， 黎軍. 戰(zhàn)斗機(jī)武器外掛投放與內(nèi)埋投放比較［J］. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)， 2017， 43（6）： 1085-1097.Zhang Qunfeng， Yan Panpan， Li Jun. Comparison between External Store Separation and Buried Store Separation of Fighter［J］. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics， 2017， 43（6）： 1085-1097.（in Chinese）

［5］ 李海軍， 王雷， 方軼. 基于ADAMS的內(nèi)埋式導(dǎo)彈發(fā)射俯仰角變化仿真分析［J］. 液壓與氣動(dòng)， 2020（1）： 159-162.Li Haijun， Wang Lei， Fang Yi. Simulation Analysis of Propagation Pitch Angle Change of Embedded Missile Based on ADAMS［J］. Chinese Hydraulics ＆ Pneumatics， 2020（1）： 159-162.（in Chinese）

［6］ 祁武超， 劉恒， 金德玉. 內(nèi)埋彈艙彈射沖擊載荷特性研究［J］. 兵工學(xué)報(bào)， 2019， 40（4）： 889-896.Qi Wuchao， Liu Heng， Jin Deyu. Research on the Impact Load Characteristics of Embedded Missile Bay［J］. Acta Armamentarii， 2019， 40（4）： 889-896.（in Chinese）

［7］ 劉南宏， 張新敬， 徐玉杰， 等. 筒式壓縮空氣彈射系統(tǒng)內(nèi)彈道性能研究［J］. 兵器裝備工程學(xué)報(bào)， 2022， 43（1）： 79-85.Liu Nanhong， Zhang Xinjing， Xu Yujie， et al. Study on Interior Ballistic Performance of Cylindrical Compressed Air Catapult Launch System［J］. Journal of Ordnance Equipment Engineering， 2022， 43（1）： 79-85.（in Chinese）

［8］ 宋威， 艾邦成， 蔣增輝， 等. 內(nèi)埋武器投放分離相容性的風(fēng)洞投放試驗(yàn)預(yù)測(cè)與評(píng)估［J］. 航空學(xué)報(bào)， 2020， 41（6）： 523415.Song Wei， Ai Bangcheng， Jiang Zenghui， et al. Prediction and Assessment of Drop Separation Compatibility of Internal Weapons by Wind Tunnel Drop-Test［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2020， 41（6）： 523415.（in Chinese）

［9］ 薛飛， 金鑫， 王譽(yù)超， 等. 內(nèi)埋武器高速投放風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)［J］. 航空學(xué)報(bào)， 2017， 38（1）： 120114.Xue Fei， Jin Xin， Wang Yuchao， et al. Wind Tunnel Test Technique on High Speed Weapon Delivery from Internal Weapons Bay［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2017， 38（1）： 120114.（in Chinese）

［10］ 王帥， 董金剛， 張晨凱， 等. 高速風(fēng)洞投放試驗(yàn)彈射機(jī)構(gòu)及試驗(yàn)研究［J］. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)， 2021， 35（6）： 73-78.Wang Shuai， Dong Jingang， Zhang Chenkai， et al. The Study of Ejection Mechanism and Drop-Test in High-Speed Wind Tunnel［J］. Journal of Experiments in Fluid Mechanics， 2021， 35（6）： 73-78.（in Chinese）

［11］ 戴建生， 安偉， 王瑞欽， 等. 基于可重構(gòu)虎克鉸鏈副的仿人變胞手設(shè)計(jì)與分析［J］. 天津大學(xué)學(xué)報(bào)： 自然科學(xué)與工程技術(shù)版， 2022， 55（3）： 221-229.Dai Jiansheng， An Wei， Wang Ruiqin， et al. Design and Analysis of a Humanoid Metamorphic Hand Based on Reconfigurable Hooke Joints［J］. Journal of Tianjin University： Science and Technology， 2022， 55（3）： 221-229.（in Chinese）

［12］ Li S J. Task-Based Structure Synthesis of Source Metamorphic Mechanisms and Constrained Forms of Metamorphic Joints［J］. Mechanism and Machine Theory， 2016， 96： 334-345.

［13］ Jin X， Fang Y， Zhang D， et al. Synthesis of 3-［P］［S］Parallel Mechanism-Inspired Multimode Dexterous Hands with Parallel Finger Structure ［J］. Journal of Mechanical Design， 2020， 142（8）： 083301.

［14］ Zhang W X， Wu T， Ding X L. An Optimization Method for Metamorphic Mechanisms Based on Multidisciplinary Design Optimization［J］. Chinese Journal of Aeronautics， 2014， 27（6）： 1612-1618.

［15］ 康熙， 戴建生. 機(jī)構(gòu)學(xué)中機(jī)構(gòu)重構(gòu)的理論難點(diǎn)與研究進(jìn)展——變胞機(jī)構(gòu)演變內(nèi)涵、 分岔機(jī)理、 設(shè)計(jì)綜合及其應(yīng)用［J］. 中國機(jī)械工程， 2020， 31（1）： 57-71.Kang Xi， Dai Jiansheng. Theoretical Difficulties and Research Progresses of Mechanism Reconfiguration in Mechanisms-Evolution Connotation， Furcation Principle， Design Synthesis and Application of Metamorphic Mechanisms［J］. China Mechanical Engineering， 2020， 31（1）： 57-71.（in Chinese）

［16］ 王清海. 機(jī)載內(nèi)埋武器彈射發(fā)射多柔體動(dòng)力學(xué)分析［J］. 航空兵器， 2021， 28（1）： 66-71.Wang Qinghai. Dynamics Analysis of Multi-Flexible Body Ejection of Airborne Embedded Weapon［J］. Aero Weaponry， 2021， 28（1）： 66-71.（in Chinese）

［17］ Liu H， Zhou J， Mo Z L， et al. A Novel Variable Topology Design for a Multi-Flexible Ejection Mechanism［J］. Defence Technology， 2020， 16（2）： 432-438.

Study on Metamorphic Ejection Mechanism for Air-to-Air Missile

Liu Hao Shen Xin

（1. China Airborne Missile Academy， Luoyang 471009， China;

2. The First Military Representative Office of Air Force Equipment Department in Luoyang， Luoyang 471009， China）

Abstract： The separation attitude of air-to-air missile to fighter should be adjusted adaptively in wide range to meet the missile-aircraft separation requirements under different flight states， but current ejection separation mechanism with fixed separation attitude could not meet the requirements. To solve this problem， a metamorphic ejection separation mechanism is proposed. Metamorphic PR-R kinematic pair is used to replace traditional hinge kinematic pair in the key hinge of ejection separation mechanism， the ejection forces of the front and rear push arm to missile are changed in real time， then missile ejection separation attitude could be adjusted adaptively in wide range. Multi-body dynamics model of metamorphic ejection separation mechanism is established， and the dynamics simulation analysis is carried out. Simulation results shows that the proposed metamorphic ejection separation mechanism could adjust separation attitude in wide range， which lays a foundation for the further realization of real-time intelligent control of the airborne missile ejection mechanism.

Key words：? air-to-air missile; metamorphism; launch safety; adaptivity; ejection mechanism; multi-body dynamics; intelligence structure