宋 勇，陶 苑，李昌坤，羅文建，肖秀友

(1中國(guó)兵器工業(yè)第59研究所，重慶 400039;2南京理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，南京 210094)

0 引言

早期彈藥研制受條件限制，通常采用“畫(huà)+打”的形式，即在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)完之后，采用工程算法進(jìn)行校核，然后通過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證，一般需要較長(zhǎng)的研制周期和大量的研制經(jīng)費(fèi)。隨著戰(zhàn)爭(zhēng)多元化的發(fā)展，對(duì)武器彈藥的功能和性能提出了更高的要求，因此，彈藥的結(jié)構(gòu)也越加復(fù)雜，受力也較復(fù)雜，設(shè)計(jì)過(guò)程通過(guò)工程算法很難或無(wú)法計(jì)算。

隨著科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，數(shù)值仿真技術(shù)發(fā)展的越加成熟，人們結(jié)合試驗(yàn)結(jié)果逐漸完善仿真軟件中的算法，使仿真結(jié)果越來(lái)越與現(xiàn)實(shí)試驗(yàn)情況相符合。在國(guó)外，CAE技術(shù)已廣泛應(yīng)用于彈藥設(shè)計(jì)領(lǐng)域，據(jù)統(tǒng)計(jì)，應(yīng)用仿真軟件指導(dǎo)產(chǎn)品設(shè)計(jì)可提高產(chǎn)品質(zhì)量5～15倍，增加材料利用率25%，降低工程技術(shù)成本13% ～30%，降低人工成本5% ～20%，縮短產(chǎn)品設(shè)計(jì)試制周期30% ～60%，增加分析問(wèn)題廣度和深度的能力3～3.5 倍。

文中應(yīng)用UG三維建模軟件對(duì)某制導(dǎo)炮彈全彈實(shí)體建模，然后把模型導(dǎo)入仿真軟件ANSYS Work-Bench中進(jìn)行強(qiáng)度分析，通過(guò)設(shè)定模型材料屬性、離散模型、選擇分析類(lèi)型、添加約束、施加外力、選擇求解類(lèi)型，最后求解即可得到全彈的應(yīng)力、應(yīng)變分布情況，可以為全彈提供直觀的設(shè)計(jì)參考。

1 尾段殼體結(jié)構(gòu)與受力分析

某制導(dǎo)炮彈主要由導(dǎo)引探測(cè)段、修正艙段、戰(zhàn)斗部和尾翼段等組成，其結(jié)構(gòu)分布示意圖如圖1。

圖1 某制導(dǎo)炮彈結(jié)構(gòu)分布示意圖

尾翼段包括尾段殼體、尾翼和彈底，主要起飛行穩(wěn)定功能，尾段殼體結(jié)構(gòu)示意如圖2所示，起支撐、保護(hù)尾翼裝置的作用，其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是否合理直接影響強(qiáng)度，乃至全彈的穩(wěn)定性，對(duì)全彈有至關(guān)重要的作用。

圖2 尾段殼體

彈丸發(fā)射時(shí)，炮膛內(nèi)產(chǎn)生高溫高壓氣體，直接作用到彈底部，對(duì)彈丸產(chǎn)生巨大推力，同時(shí)彈丸在滑動(dòng)彈帶和膛壓的作用下旋轉(zhuǎn)。尾段殼體受到離心力和過(guò)載的綜合作用，當(dāng)膛壓達(dá)到最大260MPa時(shí)，彈丸轉(zhuǎn)速也接近最大值，此時(shí)受力環(huán)境最為嚴(yán)酷，計(jì)算此時(shí)尾段殼體的應(yīng)力、應(yīng)變分布，是結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的重要依據(jù)。

2 仿真計(jì)算

2.1 初始條件

尾段殼體材料為35CrMnSiA，其材料密度為7.8g/cm3，楊氏模量(Young's Modulus)為 290GPa，泊松比(Poisson's Ratio)為 0.3，殼體壁厚 7.5mm ，材料σs≥1280MPa，σb≥1620MPa。

理論計(jì)算，彈丸受最大260MPa膛壓時(shí)，加速度為 97618.0m/s2，轉(zhuǎn)速約為 138rad/s。

2.2 建模并導(dǎo)入分析軟件

根據(jù)全彈實(shí)際尺寸，應(yīng)用UG軟件建立3D模型，并把建立好的3D模型導(dǎo)入ANSYS WorkBench分析模塊。由于要計(jì)算彈丸在某時(shí)刻的受力分布，故選擇Static Structural分析類(lèi)型。

2.3 設(shè)定材料屬性

分別設(shè)置全彈的材料屬性，包括楊氏模量、泊松比、抗拉強(qiáng)度和屈服強(qiáng)度等參數(shù)，尾段殼體材料屬性設(shè)置對(duì)話框見(jiàn)圖3。

圖3 尾段殼體材料屬性設(shè)置對(duì)話框

2.4 離散模型

對(duì)全彈進(jìn)行網(wǎng)格劃分，尾段殼體的過(guò)渡區(qū)域主要是由弧形和直角構(gòu)成的，選擇適合本結(jié)構(gòu)計(jì)算的四面體網(wǎng)格(Tet meshing)。尾段殼體離散后共得到133106個(gè)節(jié)點(diǎn)和69760個(gè)單元，如圖4。

圖4 離散后的模型

2.5 施加載荷、約束

通過(guò)軟件自動(dòng)識(shí)別功能，可以識(shí)別零部件間接觸面。然后，以彈丸底部端面為參考面，彈帶槽處施加固定約束，整個(gè)單體施加過(guò)載97618.0m/s2，轉(zhuǎn)速設(shè)定 138rad/s，見(jiàn)圖 5。

圖5 過(guò)載、轉(zhuǎn)速參數(shù)設(shè)定

2.6 設(shè)置求解類(lèi)型及求解

設(shè)置變形(deformation)和應(yīng)力(stress)等效求解類(lèi)型，求解后的殼體形變、應(yīng)力分布云圖見(jiàn)圖6、圖7。仿真結(jié)果表明，殼體徑向最大應(yīng)變約為0.27mm，軸向應(yīng)變約為0.08mm，應(yīng)力最大值約為1129.4MPa。

圖6 尾段殼體應(yīng)變分布云圖

圖7 尾段殼體應(yīng)力分布云圖(半剖)

3 靶場(chǎng)強(qiáng)度試驗(yàn)

2008年，本項(xiàng)目在試驗(yàn)場(chǎng)進(jìn)行了全彈的發(fā)射強(qiáng)度試驗(yàn)，共試驗(yàn)3發(fā)。試驗(yàn)中，使用銅柱測(cè)壓，試驗(yàn)數(shù)據(jù)見(jiàn)表1，試驗(yàn)過(guò)程中沒(méi)有發(fā)生異常情況，試驗(yàn)前后尾段殼體見(jiàn)圖8。

表1 試驗(yàn)數(shù)據(jù)

圖8 尾段殼體試驗(yàn)前后對(duì)比

4 結(jié)論

利用UG三維建模軟件和ANSYS WorkBench仿真軟件對(duì)彈藥設(shè)計(jì)進(jìn)行建模和仿真，較以前的工程計(jì)算有無(wú)可比擬的優(yōu)勢(shì)。經(jīng)試驗(yàn)驗(yàn)證，仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果相近，能夠?yàn)樵O(shè)計(jì)提供參考。

以后，彈藥設(shè)計(jì)領(lǐng)域中，應(yīng)加大仿真技術(shù)應(yīng)用，改變以前落后的設(shè)計(jì)方式，提高設(shè)計(jì)效率，節(jié)約設(shè)計(jì)成本。

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