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        基于氣囊緩沖的發(fā)射箱空投仿真分析

        2022-10-12 06:18:12侯曉明周國棟于存貴
        彈箭與制導學報 2022年4期
        關(guān)鍵詞:藥柱火箭彈重物

        侯曉明,周國棟,范 樂,于存貴

        (1 南京理工大學機械工程學院,南京 210094;2 中國兵器工業(yè)集團江山重工研究院有限公司,湖北 襄陽 441004)

        0 引言

        火箭武器具有火力密集猛烈、戰(zhàn)場適應性強等優(yōu)點,能很好的滿足現(xiàn)代戰(zhàn)爭對武器的要求,已成為各兵種武器裝備的重要組成部分。研制可以滿足空運、空投能力的火箭武器是提高空降部隊作戰(zhàn)能力的迫切要求,而儲運發(fā)射箱隨炮空投攜帶彈藥數(shù)量有限,為了發(fā)揮空投火箭武器的優(yōu)勢,還需進行發(fā)射箱單獨空投以保證其連續(xù)作戰(zhàn)能力。

        王新春、陳馬旭利用拓撲優(yōu)化和多目標遺傳算法,對車載空投火箭炮回轉(zhuǎn)體底座和起落架等結(jié)構(gòu)進行了優(yōu)化,通過水平著陸、側(cè)傾著陸、后傾著陸3種工況仿真,驗證優(yōu)化效果顯著,空投裝備質(zhì)量大大降低且剛度滿足需求,并針對儲運發(fā)射箱單獨空投進行了緩沖方案的研究,對泡沫塑料、蜂窩紙板等不同緩沖材料串聯(lián)和并聯(lián)的緩沖效果進行對比,得出適用于發(fā)射箱空投較為可靠的緩沖方式。劉守君、李強對沖壓式緩沖氣囊進行了氣囊排布、排氣孔面積和囊內(nèi)氣體初始壓強等方面設(shè)計,通過LS-DYNA有限元軟件,對設(shè)計的氣囊緩沖系統(tǒng)進行了仿真計算,得到了氣囊外形、囊內(nèi)氣體壓強,以及重物的速度、沖擊過載等參數(shù)的變化情況。計算結(jié)果表明,在氣囊緩沖下大大降低了沖擊過載,保證了裝備安全性。

        1 氣囊仿真模型

        1.1 基本假設(shè)

        為了建立緩沖氣囊有限元模型引入如下假設(shè):1)氣囊織物不可拉伸,忽略材料本身的吸能緩沖作用;2)緩沖壓縮過程中,忽略氣囊截面形狀和觸地面積的變化;3)系統(tǒng)緩沖忽略空氣阻力的影響;4)假設(shè)緩沖過程無溫度變化,即不存在熱交換;5)充氣氣體為理想氣體,排氣過程只從排氣孔流出,織物無漏氣現(xiàn)象;6)不計氣囊內(nèi)氣體和氣囊本身的質(zhì)量。

        1.2 氣囊有限元算法

        常用的氣囊有限元算法有控制體積(CV)法、任意拉格朗日歐拉(ALE)法和粒子(CPM)法。其中控制體積法是基于熱力學理論,將氣囊內(nèi)部看成一個由織物材料圍成的可控制體積,用關(guān)鍵字“AIRBAG_WANG_NEFSKE”來定義,該方法默認囊內(nèi)氣體滿足熱力學理想氣體條件,然而缺點是對氣囊充氣展開階段的模擬真實性不夠,但對于排氣壓縮階段的模擬比較精確,因此在著陸緩沖仿真應用最為廣泛。任意拉格朗日歐拉法由質(zhì)量守恒、能量守恒和動量守恒定律得出,用關(guān)鍵字“AIRBAG_ALE”來定義,能夠克服單元畸變引起的計算困難問題,但計算效率低。粒子法將氣體粒子進行離散化處理,模擬氣體充入的氣囊封閉腔體,因此能夠很好的預測氣囊的展開形態(tài),用關(guān)鍵字“AIRBAG_PARTICLE”來定義。由于目前只研究裝備著陸沖擊瞬間,即氣囊壓縮過程,不關(guān)注氣囊充氣過程形態(tài)變化,因此選擇控制體積法作為氣囊計算方法。

        1.3 氣囊建模

        氣囊為織物材料,材料參數(shù)如表1所示,采用關(guān)鍵字“MAT_FABRIC”定義,氣囊有限元算法采用關(guān)鍵字“AIRBAG_WANG_NEFSKE”來定義,大氣壓強取100 kPa,空氣密度取1.169 kg/m,氣體溫度取293 K,重力轉(zhuǎn)換常數(shù)取值為1,由于為自充氣氣囊,著陸時已經(jīng)充氣張開,定義充入氣體流速曲線為0,且囊內(nèi)初始壓強與大氣壓一致。為防止氣囊互相穿透,給其施加一氣囊自接觸(“AIRBAG_SINGLE_SURFACE”)。

        表1 氣囊材料參數(shù)

        1.4 氣囊參數(shù)設(shè)計與改進

        通常情況下,空投著陸初速度的范圍應為6~8 m/s,經(jīng)過緩沖后末速度為3~4 m/s,出于安全考慮取初速度最大值8 m/s和末速度最小值3 m/s作為設(shè)計條件;簡化后發(fā)射箱總重3 920 kg,貨臺質(zhì)量1 800 kg,該空投系統(tǒng)總重5 720 kg,貨臺底部尺寸為4 000 mm×2 500 mm,可放置6個直徑為1 m的氣囊。經(jīng)過計算推進劑能承受的著陸沖擊過載約為20,采用20作為過載設(shè)計要求,分析設(shè)計要求,根據(jù)著陸初末速度計算能量效率為86%,能量效率滿足要求。建立氣囊緩沖系統(tǒng)無量綱統(tǒng)一模型如式所示,根據(jù)文獻[7-8]緩沖氣囊設(shè)計方法,計算得到氣囊高度0.37 m,排氣孔面積0.021 m。

        氣囊參數(shù)是以水平著陸為基礎(chǔ)進行設(shè)計的,在對全系統(tǒng)建模之前,首先進行簡易系統(tǒng)有限元建模,對該參數(shù)在裝備傾斜著陸時進行可用性驗證;驗證模型包括重物、氣囊、地面,重物和地面為三維實體單元,氣囊為二維殼單元,重物通過密度匹配保證與發(fā)射箱空投系統(tǒng)保持質(zhì)量一致,重物與氣囊上表面綁定,重物和氣囊下表面與地面均設(shè)為接觸。為重物和氣囊施加8 m/s初速度,約束地面自由度,計算時間為0.3 s。

        分別計算水平、側(cè)傾、縱傾著陸工況,讀取D3PLOT結(jié)果文件,獲得重物下落速度、加速度變化曲線如圖1所示。

        圖1 重物速度、加速度變化曲線

        分析結(jié)果數(shù)據(jù),由速度加速度曲線分析,水平著陸時速度降到0后則無明顯反彈,重物過載滿足設(shè)計要求;通過分析氣囊體積和壓強變化,水平狀態(tài)氣囊壓縮最為徹底,囊內(nèi)氣壓是最大的,緩沖效果較好。而重物傾斜著陸時在0.08 s接觸地面并發(fā)生了反彈,并在0.12 s對重物造成二次沖擊,原因是傾斜狀態(tài)與地面初始接觸面積小,沖擊力集中在一側(cè),造成氣囊一端壓縮嚴重而另一端壓縮不徹底,氣囊體積和囊內(nèi)氣壓變化較小,導致緩沖效果不明顯,出現(xiàn)如圖2所示的現(xiàn)象,在氣囊完全壓縮之前重物就會碰到地面,造成沖擊加速度升高。

        圖2 傾斜著陸重物沖擊過程

        為避免裝備空投過程出現(xiàn)此現(xiàn)象,可增大氣囊之間橫向和縱向間隔、與地面初始接觸面積,氣囊支撐作用,縱傾時增大氣囊縱向間距、側(cè)傾時增大氣囊橫向間距,通過枚舉法確定氣囊間隔,確保傾斜著陸時氣囊對貨臺有足夠的支撐并排氣徹底,以此為依據(jù)進行參數(shù)改進,改進前后裝備加速度曲線如圖3所示。通過增大氣囊間距,減小排氣孔面積,有效降低重物過載,避免了二次沖擊的現(xiàn)象;因此最終緩沖參數(shù)確定為:氣囊高度為0.37 m,氣囊厚度為0.005 m,排氣孔面積為0.021 m,氣囊間隔縱向為0.4 m,橫向為0.25 m。

        圖3 改進氣囊間距傾斜著陸加速度變化

        2 空投系統(tǒng)仿真模型

        2.1 發(fā)射箱空投有限元模型

        在實際空投時,裝備與氣囊通過貨臺連接在一起:裝備捆綁在貨臺上,氣囊安裝在貨臺底部,在著陸之前已經(jīng)充氣完成,處于展開狀態(tài),初始壓強與大氣壓相同。除地面、貨臺、定向器、夾板、火箭彈其余結(jié)構(gòu)均采用二維殼單元,建立的帶緩沖發(fā)射箱空投有限元模型如圖4所示,包括兩并列排布發(fā)射箱(含火箭彈)、貨臺、氣囊和地面。為提高模型計算效率,不對全部火箭彈進行建模,選取6個位置研究,從箱前向后看,編號1~編號6如圖5所示,其余通過耦合質(zhì)量點的方式等效,以保證發(fā)射箱質(zhì)量質(zhì)心的匹配。

        圖4 發(fā)射箱空投有限元模型

        圖5 研究火箭彈位置

        2.2 材料參數(shù)與邊界條件

        按照自下而上的順序介紹模型材料參數(shù),地面選擇危險性最大、硬度最大的混凝土地面;貨臺為硬質(zhì)鋁合金材料;發(fā)射箱箱架為Q345鋼;定向器為玻璃鋼材料,為簡化計算,不作復合材料鋪層,將其認為是各向同性材料;發(fā)動機殼體主要選用強度高、耐高溫的金屬材料,如合金鋼、高強度硬鋁、高碳鋼等,通常對于中大口徑,工作時間長的火箭彈,主要選用合金鋼;藥柱為改雙基推進劑。各材料參數(shù)如表2所示。

        表2 各部件材料參數(shù)

        某改雙基推進劑松弛模量prony級數(shù)的表達式如下:

        (1)

        式中:為松弛模量。

        按照自下而上的順序介紹模型約束和邊界條件:為空投裝備(含氣囊)施加8 m/s初速度,約束地面平動轉(zhuǎn)動自由度;為防止地面、氣囊、貨臺發(fā)生穿透,兩兩之間均設(shè)為接觸;實際空投時,發(fā)射箱通過捆綁繩固定在貨臺上,建模時發(fā)射箱與貨臺之間設(shè)為接觸并采用纜繩單元模擬捆綁繩作用,防止沖擊過程發(fā)射箱與貨臺脫離;發(fā)射箱角鋼與桁架采用焊接方式固定在一起,所以連接關(guān)系為綁定約束;定向器與1、3道夾板的連接關(guān)系為接觸,與2、4道夾板連接關(guān)系為綁定,火箭彈殼體分割出各定心部,將后定心部與定向器綁定,其余設(shè)為接觸;由于兩發(fā)射箱完全一致,左右對稱,為簡化模型提高計算效率,將右側(cè)發(fā)射箱視為剛體。

        3 發(fā)射箱空投仿真分析

        3.1 火箭彈安全評價準則

        火箭彈部分僅靠過載進行安全性評估是遠遠不夠的,將著陸過程火箭彈過載曲線作為輸入對推進劑進行裂紋擴展計算,以斷裂力學準則作為推進劑藥柱損傷判據(jù),研究藥柱是否產(chǎn)生明顯裂紋,并關(guān)注損傷耗散值的變化情況,若無明顯裂紋也無損傷耗散產(chǎn)生,則認為火箭彈是安全的。

        3.2 計算結(jié)果及分析

        發(fā)射箱除正常著陸外,由于地面不平或橫風,可能會以傾斜姿態(tài)著陸,在降落傘姿態(tài)控制下,著陸最大傾角約為5°,按裝備和地面接觸先后分為側(cè)傾和縱傾。從水平、縱傾和側(cè)傾著陸3種工況進行仿真分析,從火箭彈過載與推進劑損傷進行緩沖效果評估。

        3.2.1 火箭彈過載

        圖6與圖7為緩沖前后3種著陸工況下火箭彈最大過載曲線變化情況。

        圖6 無緩沖著陸火箭彈最大過載

        圖7 氣囊緩沖下火箭彈最大過載

        水平著陸火箭彈最大過載由185.6下降至18.7;縱傾著陸火箭彈最大過載由159下降至21.8;側(cè)傾著陸火箭彈最大過載由150下降至22;火箭彈最大過載下降87%左右。

        3.2.2 推進劑裂紋計算

        將各著陸工況計算得到的火箭彈最大過載曲線作為輸入,進行固體推進劑裂紋擴展計算,裂紋計算方法如圖8所示,圖9為藥柱三維結(jié)構(gòu)示意圖。以裂紋是否擴展作為推進劑安全的判定標準:若無裂紋擴展且無損傷耗散產(chǎn)生,則認為推進劑是安全的。

        圖8 推進劑裂紋計算方法

        圖9 推進劑藥柱結(jié)構(gòu)

        經(jīng)計算,圖10為無緩沖狀態(tài)下推進劑藥柱損傷耗散情況,而氣囊緩沖下藥柱無損傷耗散產(chǎn)生。證明該氣囊緩沖避免了推進劑損傷。緩沖前后推進劑藥柱裂紋應力云圖如圖11、圖12所示,從表面裂紋來看,無緩沖下推進劑存在嚴重裂紋擴展現(xiàn)象,氣囊緩沖下無明顯裂紋產(chǎn)生。為獲得內(nèi)部真實的損傷情況,還需提取損傷耗散能變化曲線,從能量的角度評估損傷程度。

        圖10 無緩沖著陸推進劑損傷耗散能

        圖11 無緩沖著陸改雙基推進劑應力云圖

        圖12 氣囊緩沖下改雙基推進劑應力云圖

        4 結(jié)論

        對某儲運發(fā)射箱進行氣囊緩沖前后的空投仿真分析,得出結(jié)論:

        1)與無緩沖狀態(tài)相比,氣囊緩沖后,火箭彈最大過載下降87%左右,大大降低過載水平,且緩沖氣囊能量效率滿足設(shè)計要求。

        2)經(jīng)過推進劑裂紋計算,未出現(xiàn)裂紋擴展現(xiàn)象,緩沖效果明顯。

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