張晨輝，楊 洋，楊 珍，張喆昊

(1 中國(guó)兵器工業(yè)試驗(yàn)測(cè)試研究院，陜西華陰 714200；2 西安工業(yè)大學(xué)，西安 710072)

0 引言

近年來，火箭橇試驗(yàn)已成為常規(guī)戰(zhàn)術(shù)彈箭引戰(zhàn)系統(tǒng)終點(diǎn)效應(yīng)考核的主要試驗(yàn)方法[1]。火箭橇是沿專用滑軌貼地高速滑行的地面大型綜合試驗(yàn)測(cè)試系統(tǒng)，終點(diǎn)效應(yīng)考核驗(yàn)證試驗(yàn)是通過固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行加速，當(dāng)達(dá)到指標(biāo)速度時(shí)運(yùn)用火箭橇專用分離方式，實(shí)現(xiàn)彈箭引戰(zhàn)系統(tǒng)與火箭橇分離，使前者按設(shè)計(jì)要求的速度和攻角單獨(dú)侵徹目標(biāo)。由于著靶攻角對(duì)戰(zhàn)斗部侵徹過程的橫向載荷不對(duì)稱效應(yīng)，導(dǎo)致彈道發(fā)生偏轉(zhuǎn)，降低其終點(diǎn)侵徹效應(yīng)，因此對(duì)于單一動(dòng)能或隨進(jìn)侵徹戰(zhàn)斗部，著靶攻角越小越有利于侵徹效果[2]。隨著我國(guó)武器裝備試驗(yàn)鑒定體系的不斷完善與發(fā)展，對(duì)彈箭引戰(zhàn)系統(tǒng)的實(shí)戰(zhàn)化和極限戰(zhàn)標(biāo)下的可靠性驗(yàn)證提出了更高的要求，例如：彈箭引戰(zhàn)系統(tǒng)終點(diǎn)效應(yīng)試驗(yàn)中，要求能夠精確地模擬出其戰(zhàn)標(biāo)要求的極限攻角，故試驗(yàn)中著靶攻角與戰(zhàn)標(biāo)要求的極限攻角偏差越大，橫向載荷不對(duì)稱效應(yīng)越明顯，對(duì)彈箭引戰(zhàn)系統(tǒng)侵徹效果影響也越大。

火箭橇試驗(yàn)中戰(zhàn)斗部動(dòng)態(tài)分離過程會(huì)受到分離結(jié)構(gòu)沖擊、氣動(dòng)環(huán)境、隨機(jī)擾動(dòng)等因素影響，戰(zhàn)斗部的極限攻角精確模擬極為困難，從以往試驗(yàn)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)看，達(dá)到技術(shù)指標(biāo)要求的不足50%，嚴(yán)重影響了使用方對(duì)型號(hào)引戰(zhàn)系統(tǒng)功能、性能的總體評(píng)估，因此，提出了開展火箭橇試驗(yàn)戰(zhàn)斗部侵徹攻角精確控制技術(shù)研究。

1 研究方案

從火箭橇試驗(yàn)中戰(zhàn)斗部攻角控制技術(shù)出發(fā)，開展分離裝置結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、時(shí)空位置設(shè)計(jì)技術(shù)的研究，結(jié)合彈箭分離系統(tǒng)、分離空間和分離穩(wěn)定的相關(guān)優(yōu)化設(shè)計(jì)，形成分離起始狀態(tài)穩(wěn)定、激波擾動(dòng)影響小、具有合理數(shù)學(xué)模型架構(gòu)的無擾動(dòng)分離結(jié)構(gòu)及相關(guān)設(shè)計(jì)方法，實(shí)現(xiàn)攻角控制偏差≤±0.5°的指標(biāo)要求。

1)分離裝置結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

結(jié)合戰(zhàn)斗部氣動(dòng)外形，在已有結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)上，主要以消除起始狀態(tài)不穩(wěn)定機(jī)械干涉為目標(biāo)條件，進(jìn)行火箭橇約束及分離結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)，運(yùn)用仿真計(jì)算對(duì)設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行評(píng)估與優(yōu)化。

2)分離時(shí)空位置設(shè)計(jì)

結(jié)合工程實(shí)際，優(yōu)化設(shè)計(jì)彈橇分離時(shí)空位置變化過程，通過總體結(jié)構(gòu)、水剎阻力裝置與戰(zhàn)斗部的融合設(shè)計(jì)優(yōu)化，減少分離過程中的機(jī)械接觸時(shí)間與機(jī)率，消除機(jī)械干涉。

2 優(yōu)化設(shè)計(jì)方法及驗(yàn)證

2.1 攻角控制技術(shù)[3]

針對(duì)火箭橇試驗(yàn)中戰(zhàn)斗部易受機(jī)械干涉、攻角難以控制的問題，進(jìn)行分離裝置結(jié)構(gòu)優(yōu)化及分離時(shí)空位置設(shè)計(jì)，采用主動(dòng)控制方法，改變導(dǎo)彈引戰(zhàn)系統(tǒng)在軌力學(xué)環(huán)境，減小彈橇分離過程中橇體對(duì)戰(zhàn)斗部的擾動(dòng)，達(dá)到精確控制彈箭引戰(zhàn)系統(tǒng)著靶攻角的目的。

彈箭引戰(zhàn)系統(tǒng)終點(diǎn)效應(yīng)火箭橇試驗(yàn)中，戰(zhàn)斗部與火箭橇通過爆炸螺栓起爆方式解除彈橇約束，利用彈橇分離系統(tǒng)及地面攔截系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)戰(zhàn)斗部與火箭橇分離，戰(zhàn)斗部單獨(dú)侵徹靶標(biāo)，達(dá)到彈箭引戰(zhàn)系統(tǒng)終點(diǎn)效應(yīng)考核的目的。通常試驗(yàn)前采用數(shù)值仿真方法進(jìn)行攻角預(yù)示，將彈橇分離過程的仿真分析分解為穩(wěn)態(tài)求解和運(yùn)動(dòng)計(jì)算兩個(gè)部分，穩(wěn)態(tài)求解運(yùn)用商用的流體仿真軟件ANSYS CFX，運(yùn)動(dòng)計(jì)算采用基于四階龍格-庫塔法[4-5]的自編程序進(jìn)行，獲取運(yùn)動(dòng)過程中戰(zhàn)斗部攻角時(shí)空變化趨勢(shì)。

2.2 分離裝置結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)

將火箭橇橇體上的約束裝置、爆炸螺栓、滑靴等用于彈橇航/豎向分離的部件定義為分離裝置。某單軌火箭橇試驗(yàn)設(shè)計(jì)中采用分離裝置與弧形滑軌配合的方式，實(shí)現(xiàn)被試品與橇體航豎向分離，優(yōu)化前結(jié)構(gòu)外形如圖1所示。試驗(yàn)過程中橇體滑行至弧軌段在中約束裝置連接板位置會(huì)出現(xiàn)變形，導(dǎo)致被試品與橇體發(fā)生機(jī)械干涉，橇體對(duì)被試品施加較大的干擾力，并改變被試品理論氣動(dòng)力學(xué)環(huán)境，最終著靶攻角不滿足試驗(yàn)技術(shù)要求。為此在火箭橇中約束裝置連接板處增加一部滑靴，防止中約束裝置位置連接板豎向變形，使得橇體通過弧形滑軌時(shí)結(jié)構(gòu)不發(fā)生大變形，進(jìn)而減小分離裝置起始狀態(tài)、分離過程對(duì)攻角控制的影響，優(yōu)化后橇體結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖1 優(yōu)化前結(jié)構(gòu)外形

圖2 優(yōu)化后結(jié)構(gòu)外形

為評(píng)估結(jié)構(gòu)優(yōu)化后被試品與橇體接觸情況，研究被試品與橇體分離狀態(tài)，采用結(jié)構(gòu)動(dòng)響應(yīng)分析橇體監(jiān)測(cè)點(diǎn)位移及應(yīng)力隨時(shí)間變化情況。對(duì)火箭橇和弧形滑軌的耦合方式建立實(shí)體模型，采用有限元軟件進(jìn)行網(wǎng)格劃分，選用彈塑性隨動(dòng)硬化材料模型作為火箭橇和鋼軌的本構(gòu)模型，按照橇軌配合方式、彈橇配合形式建立接觸模型，設(shè)定被試品前部和尾部的腹部與前約束裝置和后約束裝置的接觸點(diǎn)分別為監(jiān)測(cè)點(diǎn)A和C，橇體前約束裝置和后約束裝置的相應(yīng)接觸點(diǎn)分別為監(jiān)測(cè)點(diǎn)B和D，動(dòng)響應(yīng)計(jì)算結(jié)果如圖3～圖4所示。

圖3 橇體進(jìn)入弧形滑軌后0.001 s時(shí)刻應(yīng)變圖

圖4 橇體進(jìn)入弧形滑軌后0.027 s時(shí)刻應(yīng)變圖

接觸點(diǎn)分離曲線如圖5所示，顯示監(jiān)測(cè)點(diǎn)A，B，C，D豎向坐標(biāo)隨時(shí)間變化趨勢(shì)，監(jiān)測(cè)點(diǎn)A，C始終未與監(jiān)測(cè)點(diǎn)B，D發(fā)生交叉現(xiàn)象，說明橇體在滑靴的約束下與被試品順利分離，結(jié)合圖4可知，雖然橇體中部出現(xiàn)塑性變形，但此時(shí)橇體已與被試品分離，不會(huì)對(duì)被試品產(chǎn)生影響，優(yōu)化后的結(jié)構(gòu)消除了分離過程機(jī)械干涉。

圖5 接觸點(diǎn)豎向位移隨時(shí)間的變化曲線

基于分離裝置優(yōu)化設(shè)計(jì)，開展火箭橇試驗(yàn)驗(yàn)證，并采用專業(yè)軟件進(jìn)行火箭橇試驗(yàn)測(cè)試數(shù)據(jù)處理與分析，優(yōu)化設(shè)計(jì)前后試驗(yàn)過程中被試品飛行過程翻轉(zhuǎn)力矩變化如圖6所示，優(yōu)化設(shè)計(jì)前后試驗(yàn)過程中被試品飛行過程攻角變化及試驗(yàn)實(shí)測(cè)攻角變化趨勢(shì)如圖7所示。

圖6 火箭橇被試品分離過程翻轉(zhuǎn)力矩變化對(duì)比圖

圖7 火箭橇被試品分離過程攻角變化對(duì)比圖

由圖6～圖7可知，該火箭橇分離結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)前由于分離初始狀態(tài)下的機(jī)械干涉，使得被試品所受翻轉(zhuǎn)力矩出現(xiàn)“失真”；通過分離裝置結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)后，消除了該型火箭橇的結(jié)構(gòu)分離干涉，被試品飛行姿態(tài)仿真結(jié)果與試驗(yàn)實(shí)測(cè)結(jié)果變化趨勢(shì)基本保持一致，且著靶攻角偏差為0.2°，滿足攻角控制偏差≤±0.5°的指標(biāo)要求。

2.3 彈橇分離時(shí)空位置設(shè)計(jì)技術(shù)

雙軌火箭橇試驗(yàn)中爆炸螺栓起爆后，被試品與橇體在氣動(dòng)力及制動(dòng)裝置力的作用下各自滑行，要保證彈橇之間無擾動(dòng)分離，在橇體撞擊攔截裝置之前確定彈橇之間航向必須拉開一定距離，以防橇體撞擊時(shí)刻發(fā)生變形、被試品轉(zhuǎn)動(dòng)角度的情況下兩者發(fā)生機(jī)械干涉，也就是橇體撞擊攔截裝置前運(yùn)行距離存在最小值Lmin，如圖8所示。

圖8 火箭橇試驗(yàn)彈橇分離系統(tǒng)

實(shí)際試驗(yàn)中橇體撞擊攔截裝置時(shí)刻彈橇間航向拉開距離與理論設(shè)計(jì)值有所偏差，故理論設(shè)計(jì)中應(yīng)給出余量，應(yīng)合理設(shè)計(jì)制動(dòng)裝置長(zhǎng)度L1、軌段與攔截裝置間距L2、攔截裝置與靶標(biāo)間距離L3，既保證無擾動(dòng)分離又能滿足攻角控制要求，由上述可知Lmin為L(zhǎng)1與L2之和的最小值。

對(duì)于質(zhì)量較大的被試品，在氣動(dòng)升力的作用下，起始段與橇體在豎向拉開距離不大，若分離時(shí)空位置設(shè)計(jì)不合理，將導(dǎo)致被試品與橇體發(fā)生機(jī)械干涉，影響試驗(yàn)著靶攻角結(jié)果。根據(jù)被試品的外形尺寸，橇體分為兩道或三道立柱，如圖9所示，為保證彈橇間無擾動(dòng)分離，兩道立柱的橇型，航向拉開距離最小值應(yīng)設(shè)計(jì)為后立柱寬度的2倍以上，三道立柱的橇型，航向拉開距離最小值應(yīng)設(shè)計(jì)為中、后立柱間距與中立柱寬度之和，即保證被試品尾部順利通過中立柱。

圖9 兩種橇型火箭橇試驗(yàn)平臺(tái)

以兩道立柱的橇型為例，某試驗(yàn)中預(yù)制攻角為3°，攻角要求控制在2°～3°范圍內(nèi)，彈橇分離速度為785 m/s，經(jīng)測(cè)量后立柱寬度為85 mm，由上述分析可知，航向拉開距離最小值應(yīng)為170 mm。本橇體長(zhǎng)度為4 m，如圖8所示，為保護(hù)軌面不受損壞，L2設(shè)計(jì)為4 m，采用VB自編程序由航向拉開距離最小值進(jìn)行反算，制動(dòng)裝置長(zhǎng)度L1約為12 m。假定L3值為5 m，攔截裝置長(zhǎng)度為1 m，開展被試品攻角動(dòng)態(tài)數(shù)值計(jì)算，以進(jìn)入制動(dòng)裝置位置為時(shí)空位置零點(diǎn)，得出橇體運(yùn)行距離、被試品攻角、彈橇航向拉開距離隨時(shí)間變化情況，如表1所示。

表1 各時(shí)刻被試品及橇體飛行參數(shù)變化情況

經(jīng)計(jì)算，橇體運(yùn)行22 m攻角為1.81°，不滿足著靶攻角2°～3°的技術(shù)要求，當(dāng)橇體運(yùn)行距離為20 m時(shí)，被試品攻角為2.03°，滿足著靶攻角技術(shù)要求，同時(shí)撞擊攔截裝置時(shí)刻(16 m處)彈橇間拉開距離為174 mm，滿足航向拉開距離最小值為170 mm的要求，因此通過彈橇分離時(shí)空位置設(shè)計(jì)，L1，L2，L3分別設(shè)計(jì)為12 m，4 m，3 m。

試驗(yàn)后觀察高速錄像，被試品與橇體順利分離且被試品著靶攻角為2.32°，與仿真偏差為0.29°，故采用時(shí)空位置設(shè)計(jì)技術(shù)保證了彈-橇通過彈橇分離系統(tǒng)過程無擾動(dòng)分離，又滿足了攻角控制偏差≤±0.5°的要求。

3 結(jié)論

通過開展火箭橇無擾動(dòng)分離設(shè)計(jì)技術(shù)研究，形成了火箭橇無擾動(dòng)彈橇分離結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，通過分析相應(yīng)火箭橇試驗(yàn)測(cè)試數(shù)據(jù)，驗(yàn)證了火箭橇彈橇分離裝置結(jié)構(gòu)優(yōu)化及分離時(shí)空位置設(shè)計(jì)的可行性及科學(xué)性，達(dá)到了火箭橇試驗(yàn)戰(zhàn)斗部攻角控制偏差≤±0.5°的指標(biāo)要求，為彈箭引戰(zhàn)系統(tǒng)終點(diǎn)效應(yīng)考核火箭橇試驗(yàn)中戰(zhàn)斗部攻角設(shè)計(jì)與控制提供參考。