祁武超， 劉恒， 金德玉

(沈陽(yáng)航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院， 遼寧 沈陽(yáng) 110136)

0 引言

20世紀(jì)80年代以來(lái)，美國(guó)和俄羅斯(包括前蘇聯(lián))等都開(kāi)始了新一代隱身戰(zhàn)機(jī)的研發(fā)工作，如美國(guó)的F22戰(zhàn)機(jī)、俄羅斯的T50戰(zhàn)機(jī)及日本的“心神”戰(zhàn)機(jī)等。由于外掛武器可使得雷達(dá)反射截面增大，且在飛行過(guò)程中形成空氣阻力，因此要求載機(jī)盡可能地減少外掛裝備，采用內(nèi)埋式武器艙將掛架和武器藏于機(jī)體內(nèi)部。戰(zhàn)機(jī)超音速飛行時(shí)內(nèi)埋式導(dǎo)彈可采用水平或垂直彈射裝置發(fā)射，其彈射裝置與外掛式裝置不同。美國(guó)的F22A戰(zhàn)機(jī)采用LAU-142/A彈射發(fā)射裝置發(fā)射導(dǎo)彈，發(fā)射AIM-120C導(dǎo)彈的彈射行程僅為230 mm，彈射時(shí)間僅為0.1 s左右，并以最大40g的加速度將導(dǎo)彈以7.62 m/s的速度彈出武器艙[1]。在彈射機(jī)構(gòu)展開(kāi)釋放導(dǎo)彈過(guò)程中，無(wú)論是水平彈射還是垂直彈射，彈射導(dǎo)彈施加的作動(dòng)力及導(dǎo)彈釋放瞬間產(chǎn)生的作用力都同樣會(huì)反作用于載機(jī)上的艙體結(jié)構(gòu)等。因此，研究?jī)?nèi)埋式導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)的彈射原理、掛載點(diǎn)處的沖擊載荷特性，對(duì)新一代戰(zhàn)機(jī)的研發(fā)有著重要的意義。

國(guó)外對(duì)內(nèi)埋彈艙相關(guān)設(shè)計(jì)的研究起步較早，20世紀(jì)中葉便開(kāi)展了相關(guān)的理論研究工作[2]，并已經(jīng)有比較成熟的工程實(shí)踐應(yīng)用，如F22、F35兩款隱身戰(zhàn)機(jī)和其他大型轟炸機(jī)的內(nèi)埋武器彈艙。美國(guó)國(guó)家航空航天局及美國(guó)空軍等部門(mén)為解決戰(zhàn)斗機(jī)和轟炸機(jī)內(nèi)埋彈艙的氣動(dòng)噪聲及其設(shè)計(jì)問(wèn)題開(kāi)展了一系列研究工作，并積累了大量技術(shù)成果[3-7]。已公開(kāi)的研究主要集中在內(nèi)埋武器安全分離研究、內(nèi)埋彈艙彈射機(jī)構(gòu)和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、彈艙流場(chǎng)氣動(dòng)聲學(xué)問(wèn)題及艙門(mén)運(yùn)動(dòng)與彈艙流場(chǎng)耦合問(wèn)題，并進(jìn)行了大量的分析與試驗(yàn)，已經(jīng)形成了一套完整的理論與設(shè)計(jì)流程。

國(guó)內(nèi)對(duì)內(nèi)埋彈艙及其分離技術(shù)的研究還處于起步階段，其中大致的研究?jī)?nèi)容可分為兩部分：一是針對(duì)內(nèi)埋武器在進(jìn)行彈射分離時(shí)各種氣動(dòng)問(wèn)題的研究；二是針對(duì)內(nèi)埋武器彈射分離時(shí)機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)問(wèn)題的研究。

針對(duì)內(nèi)埋武器彈射分離時(shí)的各種氣動(dòng)問(wèn)題，國(guó)內(nèi)已有了一些研究成果。張群峰等[8-9]基于Menter剪應(yīng)力輸運(yùn)(SST)k-ω(k為湍動(dòng)能，ω為比耗散率)湍流模型的分離渦模擬方法，研究了內(nèi)埋式武器艙彈體投放過(guò)程中下落彈體對(duì)艙體內(nèi)部流場(chǎng)的影響；利用基于Menter SST湍流模式的改進(jìn)延遲分離渦模擬(IDDES)方法以及重疊網(wǎng)格技術(shù)，研究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。邵亞軍等[10]基于高壓空氣黏性效應(yīng)分析，建立了考慮氣體摩擦的高壓空氣彈射內(nèi)彈道數(shù)學(xué)模型，并對(duì)其進(jìn)行了數(shù)值求解。閆盼盼等[11]基于Menter SSTk-ω湍流模型的分離渦模擬方法，分析了艙門(mén)對(duì)內(nèi)埋武器分離特性的影響。吳繼飛等[12-13]利用高速風(fēng)洞研究了內(nèi)埋式彈射裝置發(fā)射時(shí)復(fù)雜的空氣動(dòng)力學(xué)問(wèn)題，并分析了武器模型不同分離位置及艙門(mén)對(duì)彈艙流場(chǎng)的影響。王琰等[14]在消音室中進(jìn)行試驗(yàn)研究了不同流速前緣擾流板、后緣擋板等對(duì)含彈的內(nèi)埋彈艙空腔噪聲的影響。

針對(duì)內(nèi)埋武器彈射分離時(shí)艙門(mén)機(jī)構(gòu)、發(fā)射裝置機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及運(yùn)動(dòng)規(guī)律等問(wèn)題，國(guó)內(nèi)也有了相關(guān)的研究成果。戴龍成等[15]以高壓氣體為彈射能源思路，研究了懸掛發(fā)射裝置的動(dòng)作過(guò)程和運(yùn)動(dòng)規(guī)律，并提出了一套新型懸掛發(fā)射裝置的設(shè)計(jì)方法。何大平等[16]建立了氣動(dòng)驅(qū)動(dòng)彈射-回收的拋放彈彈射機(jī)構(gòu)數(shù)值計(jì)算模型，并分析了懸掛物彈射展開(kāi)到回縮的整個(gè)過(guò)程。芮守禎等[17]分析了7種導(dǎo)彈彈射動(dòng)力系統(tǒng)的特點(diǎn)，并在一定條件下進(jìn)行了4種彈射動(dòng)力系統(tǒng)內(nèi)彈道模型的設(shè)計(jì)計(jì)算工作。杜泉峰等[18]設(shè)計(jì)了一套導(dǎo)彈彈射式發(fā)射架，并分析了在不同彈射力、不同彈射架位置參數(shù)條件下的載機(jī)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)分析。許斌等[19]采用數(shù)學(xué)仿真軟件MATLAB/Simulink與有限元分析軟件ADAMS開(kāi)展聯(lián)合仿真，研究了機(jī)載導(dǎo)彈彈射式發(fā)射的動(dòng)力學(xué)行為。劉浩等[20]基于多柔體動(dòng)力學(xué)拉格朗日乘子法、構(gòu)件級(jí)模態(tài)試驗(yàn)和載機(jī)大機(jī)動(dòng)條件，提出了一種隱身戰(zhàn)機(jī)大機(jī)動(dòng)內(nèi)埋彈艙彈射剛-柔-液耦合的動(dòng)力學(xué)建模方法，并對(duì)內(nèi)埋彈艙發(fā)射動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行了研究。

在進(jìn)行新一代隱身戰(zhàn)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)，需要考慮內(nèi)埋彈艙結(jié)構(gòu)在彈射機(jī)構(gòu)工作時(shí)，其彈射沖擊載荷對(duì)相關(guān)艙體結(jié)構(gòu)的影響。因此，研究彈射機(jī)構(gòu)及獲取準(zhǔn)確的彈射沖擊載荷，對(duì)內(nèi)埋彈艙結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)具有重要的意義。本文建立了內(nèi)埋彈艙的導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)模型，通過(guò)分析彈射機(jī)構(gòu)的彈射機(jī)理，從而獲取更為準(zhǔn)確的彈射沖擊載荷特性，以期為內(nèi)埋彈艙彈射機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)和抗沖擊艙體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供參考。

1 彈射機(jī)構(gòu)的物理模型

導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)采用5連桿的平面連桿機(jī)構(gòu)，其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖如圖1所示。彈射機(jī)構(gòu)上方為進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)，其與彈射機(jī)構(gòu)通過(guò)掛點(diǎn)相連接，如圖2所示。

圖1 彈射機(jī)構(gòu)模型Fig.1 Ejection mechanism model

圖2 艙體結(jié)構(gòu)及彈射機(jī)構(gòu)模型Fig.2 Bay structure and ejection mechanism model

整體結(jié)構(gòu)由艙體結(jié)構(gòu)、臺(tái)架、推桿1、推桿2、推桿3、推桿4、作動(dòng)筒、活塞桿、連桿及導(dǎo)彈等組成。臺(tái)架與艙體結(jié)構(gòu)通過(guò)兩個(gè)掛點(diǎn)連接固定，連桿用于固定導(dǎo)彈。在彈射導(dǎo)彈時(shí)，作動(dòng)筒開(kāi)始工作，活塞桿運(yùn)動(dòng)、帶動(dòng)推桿1及推桿3沿臺(tái)架內(nèi)的滑槽向前運(yùn)動(dòng)并旋轉(zhuǎn)，推桿2及推桿4也同時(shí)旋轉(zhuǎn)，其中連桿為同步機(jī)構(gòu)，用于保證上述旋轉(zhuǎn)關(guān)系運(yùn)動(dòng)的同步性。連桿及導(dǎo)彈保持一定姿態(tài)并豎直向下運(yùn)動(dòng)，當(dāng)活塞桿達(dá)到一定行程后釋放導(dǎo)彈，使導(dǎo)彈獲得一定的初始速度和分離姿態(tài)。其中，彈射機(jī)構(gòu)的建模坐標(biāo)系如圖1所示。

2 彈射機(jī)構(gòu)仿真模型

2.1 基于ADAMS軟件建立剛性仿真模型

ADAMS/View模塊提供了兩種創(chuàng)建模型的方法，但是內(nèi)埋式導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)的整體結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，因此，在建立彈射機(jī)構(gòu)的虛擬樣機(jī)仿真模型時(shí)，基于三維計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)軟件CATIA建立彈射機(jī)構(gòu)的三維數(shù)字化模型；通過(guò)ADAMS軟件與CATIA軟件之間的數(shù)據(jù)通訊接口將幾何模型導(dǎo)入ADAMS軟件中；根據(jù)彈射機(jī)構(gòu)各個(gè)零部件之間的幾何關(guān)系，基于ADAMS/View模塊中的已有約束類(lèi)型，對(duì)各桿件施加約束來(lái)定義構(gòu)件間的連接方式和相對(duì)運(yùn)動(dòng)形式。在進(jìn)行彈射機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)仿真分析建模時(shí)，將作動(dòng)筒-活塞桿機(jī)構(gòu)設(shè)為動(dòng)力源，并同時(shí)對(duì)作動(dòng)筒、活塞桿施加大小相同、方向相反的作用力。在仿真分析過(guò)程中，通過(guò)添加位置傳感器來(lái)監(jiān)視彈射機(jī)構(gòu)的沖程大小，控制仿真彈射體模型與彈射架的分離過(guò)程，并通過(guò)編寫(xiě)腳本文件來(lái)控制整個(gè)仿真過(guò)程。

由于彈射機(jī)構(gòu)比較復(fù)雜，而且本文工作重點(diǎn)在彈射沖擊載荷特性的研究上，在進(jìn)行機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)建模時(shí)，需要作一些簡(jiǎn)化及假設(shè)：

1) 將導(dǎo)彈和彈射機(jī)構(gòu)各部件均視作剛體，且仿真過(guò)程中各個(gè)部件質(zhì)量不變；

2) 假設(shè)地面坐標(biāo)系為慣性坐標(biāo)系；

3) 不考慮各個(gè)零部件之間的連接零件，建模時(shí)直接在各個(gè)連接位置添加相關(guān)約束。

2.2 建立剛性- 柔性耦合仿真模型

在研究彈射機(jī)構(gòu)掛載點(diǎn)沖擊載荷特性時(shí)，需要考慮彈射機(jī)構(gòu)與艙體結(jié)構(gòu)的連接形式以及艙體結(jié)構(gòu)的剛性情況，其中艙體結(jié)構(gòu)的質(zhì)量屬性及剛度屬性對(duì)掛載點(diǎn)的沖擊載荷分配有重要的影響。因此，在仿真時(shí)需要對(duì)艙體結(jié)構(gòu)進(jìn)行柔性處理，建立艙體結(jié)構(gòu)與彈射機(jī)構(gòu)相結(jié)合的剛性-柔性耦合動(dòng)力學(xué)模型。

首先通過(guò)Abaqus軟件建立艙體結(jié)構(gòu)的有限元模型；然后通過(guò)創(chuàng)建兩個(gè)多點(diǎn)約束，得到后續(xù)彈射機(jī)構(gòu)的兩個(gè)掛點(diǎn)位置；最后通過(guò)有限元軟件計(jì)算得到艙體結(jié)構(gòu)的模態(tài)中性文件(MNF)。通過(guò)上述方法，在有限元軟件中對(duì)艙體結(jié)構(gòu)進(jìn)行柔性化處理。其中，彈射機(jī)構(gòu)前掛點(diǎn)坐標(biāo)為(796.75 mm，0 mm，63.75 mm)，后掛點(diǎn)坐標(biāo)為(16 mm，0 mm，85 mm)。

將上述艙體結(jié)構(gòu)的MNF導(dǎo)入已創(chuàng)建好的彈射機(jī)構(gòu)剛性動(dòng)力學(xué)模型中，通過(guò)對(duì)柔性結(jié)構(gòu)添加固定約束，并將剛性結(jié)構(gòu)的兩個(gè)掛載點(diǎn)與柔性結(jié)構(gòu)的兩個(gè)掛載點(diǎn)創(chuàng)建固定副約束，最終得到艙體結(jié)構(gòu)與彈射機(jī)構(gòu)的剛性-柔性耦合動(dòng)力學(xué)模型。

其中，通過(guò)采用MNF的方式將艙體結(jié)構(gòu)的質(zhì)量屬性和剛度屬性添加到ADAMS軟件動(dòng)力學(xué)仿真過(guò)程中，以此創(chuàng)建剛性-柔性耦合的動(dòng)力學(xué)模型。因此，創(chuàng)建合理的有限元模型對(duì)剛性-柔性耦合動(dòng)力學(xué)模型精度有著重要的意義。

2.3 作動(dòng)力曲線(xiàn)

導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)在作動(dòng)筒的拉力作用下，帶動(dòng)彈射機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)并將導(dǎo)彈彈射出艙。不同的作動(dòng)力曲線(xiàn)形式，必然會(huì)影響導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)的工作狀態(tài)、導(dǎo)彈彈射時(shí)獲取的速度、分離姿態(tài)及掛點(diǎn)處沖擊載荷等參數(shù)。因此，選定兩種作動(dòng)力曲線(xiàn)形式：

1) 偏峰型：

(1)

式中：t為作動(dòng)時(shí)間；K為峰值系數(shù)，通過(guò)調(diào)整K值的大小，可以改變作動(dòng)力峰值。

2) 對(duì)稱(chēng)型：

(2)

根據(jù)作動(dòng)力曲線(xiàn)函數(shù)，在ADAMS軟件中建立作動(dòng)力函數(shù)，分別作用在作動(dòng)筒及活塞桿上，創(chuàng)建的作動(dòng)力曲線(xiàn)如圖3所示。

圖3 對(duì)稱(chēng)型和偏峰型作動(dòng)力曲線(xiàn)(峰值為300 kN時(shí))Fig.3 Dynamic curves of symmetrical and deflected peaks (with peak value of 300 kN)

3 仿真結(jié)果及分析

導(dǎo)彈在彈射時(shí)，其出艙分離條件為：1) 導(dǎo)彈質(zhì)量一定，按均勻分布考慮其質(zhì)心位置；2) 導(dǎo)彈彈射出艙臨界條件：彈體出艙末速度v=7.6 m/s，峰值過(guò)載a≤20g；3) 導(dǎo)彈分離時(shí)無(wú)外加氣動(dòng)載荷。

3.1 掛點(diǎn)連接形式對(duì)沖擊載荷特性的影響

在建立彈射機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)仿真模型時(shí)，其各個(gè)部件均視作為剛體，并且彈射機(jī)構(gòu)與艙體結(jié)構(gòu)通過(guò)兩個(gè)掛點(diǎn)之間的機(jī)械連接進(jìn)行固定。其中，在彈射機(jī)構(gòu)工作時(shí)，沖擊載荷會(huì)通過(guò)兩個(gè)掛點(diǎn)傳遞到艙體結(jié)構(gòu)上。因此，彈射機(jī)構(gòu)與艙體結(jié)構(gòu)間的連接形式對(duì)沖擊載荷特性有直接的影響，其連接形式將直接關(guān)系到?jīng)_擊載荷的分配情況。

本文將彈射機(jī)構(gòu)與艙體結(jié)構(gòu)的連接方式歸結(jié)為兩種情況：一種是艙體結(jié)構(gòu)與連接件的強(qiáng)度很大，可認(rèn)為是剛性連接，在進(jìn)行仿真時(shí)將艙體結(jié)構(gòu)視作為剛性體；另一種是艙體結(jié)構(gòu)與連接件可通過(guò)一定的形變將沖擊載荷緩沖吸收，可認(rèn)為是柔性連接，在進(jìn)行仿真時(shí)將艙體結(jié)構(gòu)視作為柔性體。本文通過(guò)彈射機(jī)構(gòu)與艙體結(jié)構(gòu)的掛點(diǎn)連接形式，來(lái)研究?jī)蓚€(gè)掛點(diǎn)的沖擊載荷分配情況及連接形式對(duì)沖擊載荷特性的影響。其中在進(jìn)行仿真時(shí)，選擇的作動(dòng)力為偏峰型作動(dòng)力曲線(xiàn)，彈體質(zhì)量為200 kg，導(dǎo)彈彈射達(dá)到出艙臨界條件。仿真完成后，分別提取兩種連接形式下兩個(gè)掛點(diǎn)x軸、y軸、z軸方向的沖擊載荷。

圖4～圖6分別給出了剛性連接、柔性連接情況下兩個(gè)掛點(diǎn)x軸、y軸、z軸方向提取的沖擊載荷。比較兩種連接狀態(tài)下所提取的掛點(diǎn)載荷情況，結(jié)果表明：在剛性連接狀態(tài)下，后掛點(diǎn)處x軸方向載荷為0 N，前掛點(diǎn)處x軸方向載荷與作動(dòng)力形式類(lèi)似，這是由于連接過(guò)于剛硬而產(chǎn)生的理論結(jié)果，前、后兩掛點(diǎn)y軸方向載荷形式基本相似、大小相等、方向相反，相比于其他兩個(gè)方向上的載荷，前、后兩掛點(diǎn)y軸方向載荷基本可以忽略，前、后兩掛點(diǎn)z軸方向載荷方向相反，且前掛點(diǎn)z軸方向載荷明顯大于后掛點(diǎn)z軸方向載荷，其載荷峰值比例約為1.5∶1.0；在柔性連接狀態(tài)下，前、后兩掛點(diǎn)x軸方向載荷均不為0 N，并且前、后兩掛點(diǎn)的x軸方向載荷形式相似、方向相反，載荷峰值比例約為1∶1，前、后兩掛點(diǎn)y軸方向載荷形式基本相似、大小相等、方向相反，相比于其他兩個(gè)方向載荷，y軸方向載荷基本可以忽略，前、后兩掛點(diǎn)z軸方向載荷均不為0 N，且方向相同，其載荷峰值比例約為1.00∶1.07.

圖4 剛性和柔性連接下兩個(gè)掛點(diǎn)x軸方向載荷Fig.4 Loads along x direction at two hanging points in the case of rigid/flexible connection

圖5 剛性和柔性連接下兩個(gè)掛點(diǎn)y軸方向載荷Fig.5 Loads along y direction at two hanging points in the case of rigid/flexible connection

圖6 剛性和柔性連接下兩個(gè)掛點(diǎn)z軸方向載荷Fig.6 Loads along z direction at two hanging points in the case of rigid/flexible connection

分析兩種連接形式下的沖擊載荷可以看到：剛性連接情況下，后掛點(diǎn)x軸方向載荷為0 N，其x軸方向載荷并沒(méi)有在兩個(gè)掛點(diǎn)間進(jìn)行載荷分配；在柔性連接情況下，x軸方向載荷會(huì)在兩個(gè)掛點(diǎn)間進(jìn)行載荷分配，并且兩個(gè)掛點(diǎn)受到的x軸方向載荷基本相似，但方向相反。可以看到剛性連接情況下x軸、z軸方向掛點(diǎn)的沖擊載荷都要大于柔性連接，柔性連接情況下通過(guò)合理的載荷分配及一定的形變將沖擊載荷緩沖吸收，是有利于艙體結(jié)構(gòu)的，柔性連接更合理，也符合實(shí)際情況。

3.2 作動(dòng)力形式對(duì)沖擊載荷特性的影響

彈射機(jī)構(gòu)在作動(dòng)筒拉力作用下，將彈體彈出艙外，并具有一定的初速度。因此作動(dòng)筒的性能，包括輸出的作動(dòng)力形式和作動(dòng)力峰值大小，將對(duì)彈射過(guò)程具有重要的影響。彈射機(jī)構(gòu)在進(jìn)行導(dǎo)彈彈射時(shí)，作動(dòng)筒產(chǎn)生的作動(dòng)力形式及大小可通過(guò)選擇不同類(lèi)型的作動(dòng)筒進(jìn)行控制，因此，分析作動(dòng)力曲線(xiàn)形式將對(duì)彈射機(jī)構(gòu)的研究和掛點(diǎn)載荷的提取具有重要的意義。其中在進(jìn)行仿真計(jì)算時(shí)，選擇對(duì)稱(chēng)型及偏峰型兩種形式的作動(dòng)力曲線(xiàn)，彈體質(zhì)量為200 kg，導(dǎo)彈彈射達(dá)到出艙臨界條件。

圖7給出了對(duì)稱(chēng)型、偏峰型作動(dòng)力曲線(xiàn)，圖8～圖10分別給出了兩種作動(dòng)力情況下兩個(gè)掛點(diǎn)x軸、y軸、z軸方向的載荷。比較兩種形式作動(dòng)力下所提取的掛點(diǎn)載荷情況，結(jié)果表明：在同時(shí)滿(mǎn)足彈體彈射末速度及過(guò)載要求的條件下，偏峰型的作動(dòng)力曲線(xiàn)峰值要高出對(duì)稱(chēng)型作動(dòng)力曲線(xiàn)峰值大約34%，但其彈射時(shí)間將縮短12.7%左右；在偏峰型作動(dòng)力曲線(xiàn)及對(duì)稱(chēng)型作動(dòng)力曲線(xiàn)作用下，提取的兩個(gè)掛點(diǎn)x軸、y軸方向載荷曲線(xiàn)形式及峰值相差不大，相比于其他兩個(gè)方向載荷，y軸方向載荷基本可以忽略；偏峰型作動(dòng)力情況下，提取的前點(diǎn)z軸方向載荷峰值比對(duì)稱(chēng)型作動(dòng)力情況下的前點(diǎn)z軸方向載荷峰值減小約20%左右，后點(diǎn)z軸方向載荷峰值減小約25%左右；由于偏峰型作動(dòng)力情況下彈射時(shí)間要短于對(duì)稱(chēng)型作動(dòng)力曲線(xiàn)的情況，偏峰型作動(dòng)力曲線(xiàn)情況下的沖擊載荷將更早達(dá)到峰值。

圖7 對(duì)稱(chēng)型和偏峰型作動(dòng)力曲線(xiàn)Fig.7 Dynamic curves of symmetrical and partial peaks

圖8 兩種作動(dòng)力下提取的x軸方向載荷Fig.8 Loads along x direction under the action of two kinds of force

圖9 兩種作動(dòng)力下提取的y軸方向載荷Fig.9 Loads along y direction under the action of two kinds of force

圖10 兩種作動(dòng)力下提取的z軸方向載荷Fig.10 Loads along z direction under the action of two kinds of force

3.3 掛載質(zhì)量與沖擊載荷特性和作動(dòng)力峰值之間關(guān)系

為保留彈射架改型設(shè)計(jì)和一機(jī)多用的可能，需要考慮掛彈種類(lèi)不同產(chǎn)生的質(zhì)量變化對(duì)沖擊載荷的影響。導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)在工作時(shí)，根據(jù)不同任務(wù)類(lèi)型掛載不同質(zhì)量的導(dǎo)彈，因此在設(shè)計(jì)導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)時(shí)，需要考慮因掛彈種類(lèi)不同產(chǎn)生的質(zhì)量變化對(duì)沖擊載荷的影響。為研究掛載質(zhì)量與沖擊載荷特性的關(guān)系，可分為兩個(gè)方面進(jìn)行分析：

1) 工況1. 不改變彈射機(jī)構(gòu)作動(dòng)力的峰值，通過(guò)導(dǎo)彈質(zhì)量的變化，研究導(dǎo)彈質(zhì)量對(duì)掛點(diǎn)沖擊載荷峰值的影響。

2) 工況2. 通過(guò)改變彈射機(jī)構(gòu)作動(dòng)力的峰值及導(dǎo)彈質(zhì)量，讓彈體滿(mǎn)足一定的彈射末速度及過(guò)載要求，研究導(dǎo)彈質(zhì)量與沖擊載荷特性的關(guān)系,并最終得到設(shè)計(jì)選型時(shí)作動(dòng)力峰值與導(dǎo)彈質(zhì)量之間的匹配關(guān)系。

工況1情況下，選擇的作動(dòng)力為可使200 kg的導(dǎo)彈達(dá)到臨界出艙條件時(shí)的偏鋒型作動(dòng)力曲線(xiàn)；工況2情況下，選擇的作動(dòng)力類(lèi)型為偏峰型作動(dòng)力，導(dǎo)彈彈射末速度及過(guò)載要求為：v=7.6 m/s，a≤20g；導(dǎo)彈質(zhì)量m取值為50 kg≤m≤250 kg.

圖11和圖12為兩種工況下導(dǎo)彈質(zhì)量與前、后掛點(diǎn)x軸和z軸方向載荷峰值曲線(xiàn)圖，其中，y軸方向沖擊載荷相比于x軸、z軸方向太小，因此忽略。

圖11 掛點(diǎn)x軸、z軸方向沖擊載荷峰值特性(工況1)Fig.11 Peak load characteristics of impact load in x and z directions (Case 1)

圖12 掛點(diǎn)x軸、z軸方向沖擊載荷峰值特性(工況2)Fig.12 Peak load characteristics of impact load in x and z directions (Case 2)

在工況1情況下，隨著導(dǎo)彈質(zhì)量的增大，前、后掛點(diǎn)處的x軸、z軸方向沖擊載荷峰值將減小，反之，當(dāng)導(dǎo)彈質(zhì)量減小時(shí)，前、后掛點(diǎn)處的x軸、z軸方向沖擊載荷峰值將增大，并且導(dǎo)彈質(zhì)量與載荷峰值間呈非線(xiàn)性關(guān)系變化。其中，由于使用的作動(dòng)力剛好使200 kg質(zhì)量的導(dǎo)彈達(dá)到臨界彈射條件，當(dāng)彈射質(zhì)量小于200 kg時(shí)，作動(dòng)力是過(guò)大的。因此沖擊載荷峰值在導(dǎo)彈質(zhì)量小于200 kg后，前掛點(diǎn)x軸方向及后掛點(diǎn)x軸、z軸方向沖擊載荷峰值急劇增大，其中前掛點(diǎn)z軸方向沖擊載荷峰值增長(zhǎng)較慢。在此仿真條件下，可以看到當(dāng)導(dǎo)彈質(zhì)量較小時(shí)，后掛點(diǎn)z軸方向的沖擊載荷峰值要遠(yuǎn)大于前掛點(diǎn)z軸方向的沖擊載荷峰值。

在工況2情況下，由于改變了作動(dòng)力的峰值，當(dāng)導(dǎo)彈質(zhì)量增大時(shí)，前、后掛點(diǎn)處的x軸、z軸方向載荷峰值增大，反之，當(dāng)導(dǎo)彈質(zhì)量減小時(shí)，前、后掛點(diǎn)處的x軸、z軸方向載荷峰值減小，并且導(dǎo)彈質(zhì)量與載荷峰值之間呈線(xiàn)性關(guān)系變化，這是符合實(shí)際情況的。其中，在進(jìn)行仿真時(shí)，選擇的作動(dòng)力剛好使導(dǎo)彈達(dá)到臨界彈射條件，因此沖擊載荷峰值沒(méi)有出現(xiàn)急劇變化的情況。

另外，彈射機(jī)構(gòu)在工作時(shí)，導(dǎo)彈彈射出艙需要滿(mǎn)足兩個(gè)條件：一是彈體彈射末速度v≥7.6 m/s；二是彈體峰值過(guò)載a≤20g. 選擇偏峰型作動(dòng)力曲線(xiàn)，當(dāng)導(dǎo)彈質(zhì)量變化時(shí)，可畫(huà)出滿(mǎn)足彈射條件時(shí)所需的作動(dòng)力峰值取值范圍，如圖13所示。

圖13 滿(mǎn)足彈射條件的作動(dòng)力峰值可行域Fig.13 Peak power feasible range for satisfying ejection conditions

圖13上界為彈射時(shí)導(dǎo)彈峰值過(guò)載a=20g、末速度v>7.6 m/s時(shí)的臨界情況，下界為彈射時(shí)導(dǎo)彈峰值過(guò)載a<20g、末速度v=7.6 m/s時(shí)的臨界情況，上界與下界之間為滿(mǎn)足彈射要求時(shí)作動(dòng)力峰值的取值區(qū)間。從圖13可以看出：在進(jìn)行彈射仿真時(shí)，當(dāng)導(dǎo)彈質(zhì)量增加時(shí)，所需的作動(dòng)力峰值呈線(xiàn)性趨勢(shì)增大；隨著導(dǎo)彈質(zhì)量的增大，可選的作動(dòng)力峰值越寬。在進(jìn)行導(dǎo)彈彈射仿真時(shí)，可依據(jù)圖13選取作動(dòng)力峰值，其導(dǎo)彈彈射末速度及峰值過(guò)載均滿(mǎn)足彈射要求。

4 結(jié)論

本文通過(guò)建立內(nèi)埋彈艙的導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型，研究了彈射機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)機(jī)理及其掛點(diǎn)沖擊載荷特性。本文的主要工作及所得結(jié)論如下：

1) 研究了剛性連接及柔性連接情況下，對(duì)兩個(gè)掛點(diǎn)沖擊載荷特性的影響。其中柔性連接情況下前掛點(diǎn)及后掛點(diǎn)x軸、y軸、z軸方向載荷分配合理，并且其艙體結(jié)構(gòu)通過(guò)一定的變形可將沖擊載荷緩沖吸收，有利于艙體結(jié)構(gòu)，也更符合實(shí)際情況。

2) 研究了兩種不同形式作動(dòng)力曲線(xiàn)作用下，對(duì)兩個(gè)掛點(diǎn)沖擊載荷特性的影響。其中，偏峰型作動(dòng)力曲線(xiàn)雖然所需的峰值較大，但其彈射時(shí)間較短，且前、后掛點(diǎn)z軸方向沖擊載荷峰值也較小。

3) 研究了掛載質(zhì)量與沖擊載荷特性的關(guān)系。其中，導(dǎo)彈質(zhì)量越大時(shí)，當(dāng)達(dá)到彈射臨界條件時(shí)，其兩個(gè)掛點(diǎn)受到的沖擊載荷峰值也將增大；在滿(mǎn)足彈射出艙條件下，當(dāng)導(dǎo)彈質(zhì)量增大時(shí)，其可選的作動(dòng)力峰值越寬。

4) 基于相關(guān)彈射機(jī)構(gòu)展開(kāi)的研究工作，其結(jié)論適用于本文所研究的對(duì)象和工況，但其研究方法對(duì)相關(guān)內(nèi)埋彈艙結(jié)構(gòu)及彈射機(jī)構(gòu)研究設(shè)計(jì)也具有一定的指導(dǎo)意義。