中超声速火箭橇弹橇分离动力学分析方法技术

本发明专利技术提供了一种中超声速火箭橇弹橇分离动力学分析方法，对弹橇分离实体模型进行简化，建立弹橇分离气动简化模型，通过仿真求解，获得弹橇分离前后被试品和火箭橇体的气动升力和阻力，计算得到的被试品和火箭橇体气动力，获得被试品从直轨约束运动过程、动态分离过程和自由运动过程中与被试品竖向分离位移和运动姿态曲线，从被试品竖向分离位移曲线中得到被试品与火箭橇体约束结构之间的竖向分开距离，从被试品的竖向和侧向位移曲线中对其姿态进行分析。本发明专利技术增强了被试品分离过程的干扰源分析能力，实现了被试品从约束状态到动态分离再到自由运动的全过程模拟，实现了对被试品分离过程的准确模拟，提高计算精度，缩短设计周期，节约成本。节约成本。节约成本。

【技术实现步骤摘要】
中超声速火箭橇弹橇分离动力学分析方法


[0001]本专利技术涉及军品靶场试验测试
，主要涉及火箭橇试验技术，具体是一种中超声速(弹道末段速度3～5Ma以内)火箭橇弹橇分离动力学分析方法。本专利技术用于弹箭引战系统火箭橇试验过程中弹橇分离全过程的动态模拟，评估弹橇分离的有效性。

技术介绍

[0002]目前，弹箭引战系统火箭橇试验已成为评估弹箭引战威力最重要的研制、定型手段。引战匹配及毁伤威力试验是较为综合的试验，该类试验一般需要战斗部单独飞行，以考核战斗部装药安定性、侵彻能力、引战匹配及引信工作能力等各项指标。火箭橇试验能够在地面逼真的模拟出1：1状态的弹箭引战系统飞行弹道终点的速度、姿态等，且相比于实弹飞行试验，具有操作简单、测试难度小等特点，因此被广泛应用于导弹引战系统的终点效能考核科研试验中，对缩比或全尺寸被试弹箭引战系统的战技指标实施考核和验证。
[0003]战斗部终点效应火箭橇试验中，最主要的是为引战系统模拟出其攻击目标时刻的速度和姿态。因此，需要在火箭橇运行终点将战斗部的约束解除，让战斗部单独作用靶标。战斗部与火箭橇的分离多采用拦截、弧形滑轨分离两种方法来实现，被试品与火箭橇机械分离过程被定义为弹橇分离。采用弧形轨道进行引战系统弹橇分离是中超声速火箭橇常用的一种分离方式。将弧形滑轨与平直滑轨相切连接，试验中战斗部和火箭橇体在火箭发动机作用下达到预定速度，滑行到直轨终端，爆炸螺栓在预定位置解除战斗部与火箭橇之间的机械约束，战斗部保持惯性水平飞出，而橇体进入弧形轨道，两者在竖向拉开一定的距离，战斗部单独自由飞行撞击靶标，弹箭引战系统撞靶时刻的轴线与水平方向的夹角定义为着靶攻角。
[0004]在弹橇分离过程中，战斗部由火箭橇约束状态转为自由飞行状态过程中，受到气动力作用、橇体结构形变扰动、冲击扰动等，战斗部在弹橇分离过程中的动态特性直接影响其着靶姿态。
[0005]目前，弹橇分离的研究通常从弧轨分离结构、气动仿真角度入手，分析弹箭引战系统火箭橇试验系统的弹橇分离可靠性和着靶攻角，很少从橇轨耦合动力学角度对被试品和火箭橇的动态分离过程进行分析，或者分析过程中将火箭橇简化为刚体，忽略火箭橇结构响应特性对弹橇分离过程的影响，使得某些被试品在终点的着靶攻角严重超出设计要求，从而导致火箭橇试验失败，造成经济损失和研究节点的推迟。
[0006]为确保被试品与火箭橇可靠分离，开发一种适用于弹箭引战系统火箭橇终点效应速度在3～5Ma以内的弧形滑轨弹橇分离动力学分析方法，在气动载荷作用下行，考虑火箭橇、轨道、被试品之间的动态耦合响应，评估弹橇动态分离过程，提高火箭橇试验的着靶攻角设计精度，实现弹橇有效分离。

技术实现思路

[0007]为了克服现有技术的不足，本专利技术提供一种中超声速火箭橇弹橇分离动力学分析
方法。本专利技术的目的是针对火箭橇试验终点弹橇分离动态过程的动力学评估方法缺失问题，提出一种基于弧形滑轨的中超声速火箭橇弹橇分离动力学分析方法，采用考虑失效的弹塑性材料模型建立弹橇耦合动力学分析模型，在弹橇分离过程中得到火箭橇、轨道、被试品在气动载荷下的结构动态响应特性，分析弹橇竖向分离距离和被试品姿态，优化弧形滑轨参数和火箭橇结构，使被试品和火箭橇有效分离，使被试品着靶攻角满足设计要求。
[0008]本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案包括如下步骤：
[0009]步骤1：根据火箭橇理论弹道边界读取弹橇分离速度，由被试品和火箭橇之间的约束解除加电装置预定位置确定弹橇分离位置。
[0010]步骤2：建立弹橇分离三维实体模型，弹橇分离三维实体模型由火箭橇系统结构模型、轨道模型和分离装置模型三部分组成，其中火箭橇系统结构模型由被试品、火箭橇体、发动机和被试品约束结构组成，轨道模型包括不平顺直轨、承轨梁、基础和轨道固定约束结构，分离装置模型包括弧轨及其约束固定结构；
[0011]步骤3：按照空气动力学仿真模型的简化原则，在商业建模软件中对弹橇分离实体模型进行简化，建立弹橇分离气动简化模型；
[0012]步骤4：在空气动力学软件中对简化后的模型进行离散化和网格划分，得到空气动力学数值仿真模型，通过仿真求解，获得弹橇分离前后被试品和火箭橇体的气动升力和阻力；
[0013]步骤5：对弹橇分离三维实体模型进行简化，删除工艺孔和边长小于3mm的小面，将火箭橇系统结构部件之间的连接设置为共面，对零部件的表面在其基本外形条件下进行光顺化处理，去除部件之间的渗透干涉；
[0014]步骤6：在显示动力学分析软件中建立步骤5简化后弹橇分离三维实体模型相对应的有限元模型，采用三维实体单元进行网格离散，所有结构材料本构模型设置为考虑塑性失效的弹塑性模型，将火箭橇系统结构中部件的焊接连接设置为共节点连接，被试品和约束结构之间设置为面面接触，火箭橇系统与轨道和分离装置模型之间设置为面面接触，在接触对参数栏设置静、动摩擦系数，网格全局尺寸设置为0.02m，轨道截面网格细化为0.01m；将直轨和弧轨底面进行全约束，同时约束直轨端面；计算分析时间t＝s/v，s为直轨和弧轨的总长，v为火箭橇运行速度；根据分离点位置计算弹橇分离时间t1＝s1/v，s1为火箭橇从直轨模型起始端运行到弹橇分离点的距离；
[0015]根据步骤3计算得到的被试品和火箭橇体气动力，创建1个时间数组(0，t1,t)和对应的4个气动力载荷数组，力载荷为弹橇分离前后被试品和火箭橇体的气动阻力和升力；计算被试品约束结构两端的螺栓预紧力，并创建1个预紧力载荷数组；采用节点力形式将数组载荷加载到对应结构的节点组件上；将计算文件以.k的形式写出，并在商用冲击动力学软件中进行计算，获得被试品从直轨约束运动过程、动态分离过程和自由运动过程中与被试品竖向分离位移和运动姿态曲线；
[0016]步骤7：根据步骤6弹橇分离动力学计算结果中被试品竖向分离位移曲线，判断被试品在动态分离过程中是否受到火箭橇体的扰动而使攻角发散；若火箭橇体在弹橇分离过程中对被试品产生了扰动，分析该扰动产生的原因，首先检查火箭橇体结构是否发生破坏，若发生破坏，分析是由于刚强度不够导致的结构破坏，还是弧轨曲率半径太小、离心力太大而发生的破坏，优化火箭橇体结构和弧轨曲率半径，若没有发生破坏，则检查弧轨是否发生
破坏，并分析破坏的原因，优化弧轨曲率半径和约束方式，并执行步骤3～6，直到扰动消除或减小到满足被试品攻角要求范围；
[0017]步骤8：从被试品竖向分离位移曲线中得到被试品与火箭橇体约束结构之间的竖向分开距离，从被试品的竖向和侧向位移曲线中对其姿态进行分析。
[0018]所述步骤1中，被试品和火箭橇之间的约束解除加电装置在平直轨道段布设，加电装置的加电作用时间按5ms计算，在确定分离时间点时，火箭橇运行速度决定了被试品在动态分离过程中直轨段的运动距离，在确定分离点时，不能将加电装置响应距离考虑在内。
[0019]所述火箭橇系统模型由被试品、火箭橇体和发动机组成，火箭橇体与被试品之间采用卡环通过爆炸螺栓固定；弹橇分离装置与被试品动态本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种中超声速火箭橇弹橇分离动力学分析方法，其特征在于包括下述步骤：步骤1：根据火箭橇理论弹道边界读取弹橇分离速度，由被试品和火箭橇之间的约束解除加电装置预定位置确定弹橇分离位置；步骤2：建立弹橇分离三维实体模型，弹橇分离三维实体模型由火箭橇系统结构模型、轨道模型和分离装置模型三部分组成，其中火箭橇系统结构模型由被试品、火箭橇体、发动机和被试品约束结构组成，轨道模型包括不平顺直轨、承轨梁、基础和轨道固定约束结构，分离装置模型包括弧轨及其约束固定结构；步骤3：按照空气动力学仿真模型的简化原则，在商业建模软件中对弹橇分离实体模型进行简化，建立弹橇分离气动简化模型；步骤4：在空气动力学软件中对简化后的模型进行离散化和网格划分，得到空气动力学数值仿真模型，通过仿真求解，获得弹橇分离前后被试品和火箭橇体的气动升力和阻力；步骤5：对弹橇分离三维实体模型进行简化，删除工艺孔和边长小于3mm的小面，将火箭橇系统结构部件之间的连接设置为共面，对零部件的表面在其基本外形条件下进行光顺化处理，去除部件之间的渗透干涉；步骤6：在显示动力学分析软件中建立步骤5简化后弹橇分离三维实体模型相对应的有限元模型，采用三维实体单元进行网格离散，所有结构材料本构模型设置为考虑塑性失效的弹塑性模型，将火箭橇系统结构中部件的焊接连接设置为共节点连接，被试品和约束结构之间设置为面面接触，火箭橇系统与轨道和分离装置模型之间设置为面面接触，在接触对参数栏设置静、动摩擦系数，网格全局尺寸设置为0.02m，轨道截面网格细化为0.01m；将直轨和弧轨底面进行全约束，同时约束直轨端面；计算分析时间t＝s/v，s为直轨和弧轨的总长，v为火箭橇运行速度；根据分离点位置计算弹橇分离时间t1＝s1/v，s1为火箭橇从直轨模型起始端运行到弹橇分离点的距离；根据步骤3计算得到的被试品和火箭橇体气动力，创建1个时间数组(0，t1,t)和对应的4个气动力载荷数组，力载荷为弹橇分离前后被试品和火箭橇体的气动阻力和升力；计算被试品约束结构两端的螺栓预紧力，并创建1个预紧力载荷数组；采用节点力形式将数组载荷加载到对应结构的节点组件上；将计算文件以.k的形式写出，并在商用冲击动力学软件中进行计算，获得被试品从直轨约束运动过程、动态分离过程和自由运动过程中与被试品竖向分离位移和运动姿态曲线；步骤7：根据步骤6弹橇分离动力学计算结果中被试品竖向分离位移曲线，判断被试品在动态分离过程中是否受到火箭橇体的扰动而使攻角发散；若火箭橇体在弹橇分离过程中对被试品产生了扰动，分析该扰动产生的原因，首先检查火箭橇体结构是否发生破坏，若发生破坏，分析是由于刚强度不够导致的结...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨珍，刘禁，赵项伟，王涛，周学文，李辉，李康，屈小婷，
申请(专利权)人：中国兵器工业试验测试研究院，
类型：发明
国别省市：