劉浩　沈欣

摘要：? ? ? 為滿足戰(zhàn)機在全飛行包線下安全發(fā)射分離空空導彈， 空空導彈相對戰(zhàn)機的分離姿態(tài)需要大范圍自適應可調(diào)， 現(xiàn)階段只能產(chǎn)生固定分離姿態(tài)的彈射分離機構(gòu)已不滿足要求。 針對該問題， 提出變胞型彈射分離機構(gòu)設計概念， 在彈射機構(gòu)特定鉸鏈處采用變胞PR-R運動副代替?zhèn)鹘y(tǒng)的鉸鏈運動副， 實時改變彈射機構(gòu)前推臂、 后推臂對導彈的彈射作用力， 從而實現(xiàn)導彈彈射分離姿態(tài)的大范圍可調(diào)。 建立變胞型導彈彈射機構(gòu)的多體動力學模型， 進行了動力學仿真分析。 結(jié)果表明， 所提出的變胞型彈射機構(gòu)設計概念能夠大范圍調(diào)節(jié)導彈彈射分離姿態(tài)角速度， 為機載導彈彈射機構(gòu)進一步實現(xiàn)實時智能化控制奠定了基礎。

關(guān)鍵詞：? ? ?空空導彈； 變胞； 發(fā)射安全性； 自適應； 彈射機構(gòu)； 多體動力學； 智能結(jié)構(gòu)中圖分類號：? ? ? ?TJ760

文獻標識碼：? ? A文章編號：? ? ?1673-5048（2023）02-0064-06

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2022.0232

0引言

機載導彈彈射機構(gòu)的作用是給與導彈一定的初始速度和初始角速度， 使導彈迅速脫離載機， 避免導彈在氣動力作用下向上飛行回撞載機。 現(xiàn)階段， 機載導彈彈射機構(gòu)在設計上均只能賦予導彈固定的初始速度和初始角速度， 但隨著載機的飛行速度和機動性越來越高， 固定的初始速度和初始角速度難以保證載機在全飛行包線下的發(fā)射安全性， 亟待研發(fā)分離參數(shù)可大范圍調(diào)節(jié)的新型智能型彈射機構(gòu)。

現(xiàn)階段學術(shù)界和工業(yè)界對機載導彈彈射技術(shù)已進行相當?shù)难芯浚?并取得了較好的成果， 主要包括氣動流場對機彈分離安全的影響、 彈射機構(gòu)設計及動力學研究， 以及地面試驗驗證技術(shù)等。 在氣動流場對機彈分離安全的影響方面， Flora［1］和Merrick ［2］研究了導彈在氣流作用下的自由下落軌跡和姿態(tài)問題， 指出在復雜氣流作用下， 導彈姿態(tài)變化劇烈， 給發(fā)射安全帶來隱患； 閆盼盼等［3］采用改進的延遲分離渦模擬方法結(jié)合動網(wǎng)格技術(shù)， 對內(nèi)埋彈射分離過程的三維流場進行非定常計算， 得到了不同來流馬赫數(shù)、 彈體發(fā)射速度和初始角速度等參數(shù)對彈體下落軌跡的影響規(guī)律； 張群峰等［4］基于重疊網(wǎng)格技術(shù)， 對外掛投放和內(nèi)埋投放進行了數(shù)值模擬對比， 得到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， 指出為了保證內(nèi)埋式導彈發(fā)射安全性， 導彈的初始低頭角速度至關(guān)重要。 在彈射機構(gòu)設計及其分離動力學仿真方面， 李海軍等［5］通過ADAMS軟件建立了簡易的導彈發(fā)射裝置模型， 對彈射機構(gòu)進行了導彈分離姿態(tài)變化過程仿真， 得到導彈分離的俯仰角變化曲線； 祁武超等［6］通過對艙體結(jié)構(gòu)掛點處分別進行剛性或柔性化處理， 得到掛點連接形式對沖擊載荷的影響， 研究了不同類型作動筒輸出的作動力形式和峰值與沖擊載荷特性之間關(guān)系； 劉南宏等［7］以筒式壓縮空氣彈射系統(tǒng)為研究對象， 開展了彈射系統(tǒng)內(nèi)彈道性能的仿真與實驗研究。 在地面試驗驗證方面， 宋威等［8］采用基于動力學相似的風洞投放試驗對先進戰(zhàn)斗機內(nèi)埋武器投放分離相容性進行預測與評估， 給出了內(nèi)埋導彈從載機彈艙投放分離后的運動軌跡和俯仰姿態(tài)角變化規(guī)律， 指出分離過程中可能存在機彈相撞的風險； 薛飛等［9］研究了內(nèi)埋導彈高速投放的風洞試驗技術(shù)， 所設計的彈射機構(gòu)具有彈射分離速度和角速度的調(diào)節(jié)能力， 但調(diào)節(jié)系統(tǒng)龐大， 只能作為地面試驗設備使用， 不能作為機載裝備使用； 王帥等［10］針對內(nèi)埋武器高速風洞投放試驗的需求， 設計了一套新型雙氣缸彈射機構(gòu)， 并利用運動仿真軟件對所設計的彈射機構(gòu)進行仿真分析， 但所設計的雙氣缸彈射機構(gòu)笨重，?在免維護條件下缺乏自動掛彈收彈功能， 只能作為試驗設備用于風動試驗。

可以看出， 現(xiàn)階段對具有單一彈射分離參數(shù)的機載導彈彈射機構(gòu)已進行了較多研究， 在地面彈射試驗設備方面也開展了初步的分離速度和分離角速度可調(diào)技術(shù)研究， 但是地面彈射試驗設備所采用的調(diào)節(jié)技術(shù)主要是通過調(diào)節(jié)動力輸出， 導致動力裝置和液壓閥等調(diào)節(jié)裝置過于笨重， 且往往還需要人工參與調(diào)整機構(gòu)參數(shù)或?qū)棐煅b位置， 在機載裝備上難以采用。 總體來說， 對彈射分離參數(shù)空中實時可調(diào)的智能型彈射機構(gòu)研究還處于起步階段。 本文提出一種變胞型彈射機構(gòu)， 擬通過對機構(gòu)變胞環(huán)節(jié)設計參數(shù)的實時調(diào)節(jié)， 實現(xiàn)彈射分離姿態(tài)參數(shù)的大范圍調(diào)節(jié)， 該設計概念具有調(diào)節(jié)機構(gòu)小巧、 調(diào)節(jié)能力強的優(yōu)點。

1機載導彈彈射機構(gòu)構(gòu)型

本文機載導彈彈射機構(gòu)以經(jīng)典的AMELT彈射機構(gòu)構(gòu)型為原型， 如圖1所示。 前后y字形機構(gòu)使液壓活塞桿的水平推力轉(zhuǎn)化為對導彈豎直向下的推力， 從而推動導彈向下高速運動， 達到彈射機構(gòu)最大設計行程后， 導彈以一定的速度和姿態(tài)角速度離開彈射機構(gòu)。 為了保證發(fā)射安全性， 導彈在與彈射機構(gòu)分離時一般需要一定的低頭角速度， 因此設計時彈射機構(gòu)前端的y字形機構(gòu)長于后端的y字形機構(gòu)。

表1為機載導彈彈射機構(gòu)主要設計參數(shù)， 前支臂、 前推臂、 后支臂、 后推臂的材料采用鋁合金材料， 在多體動力學建模時采用柔性體建模方法， 導彈作為剛體處理， 單位采用國際單位制。

2機載導彈彈射機構(gòu)變胞設計

變胞設計是近年來智能機構(gòu)領域的一個新發(fā)展方向［11-14］。 在機構(gòu)連續(xù)運行中， 由機構(gòu)有效桿件數(shù)目變化、 運動副類型變化， 以及幾何關(guān)系變化引起機構(gòu)的拓撲變化等， 并導致機構(gòu)自由度變化， 在機構(gòu)連續(xù)運行中， 至少有一次自由度變化， 并在自由度變化后， 機構(gòu)仍保持運行， 這樣的機構(gòu)稱為變胞機構(gòu)［15］。

對空空導彈內(nèi)埋彈射機構(gòu)采用如圖2所示的變胞設計方案。 在水平液壓活塞桿與前推臂的鉸接處采用具有特定方向、 可調(diào)大小的間隙運動副設計， 稱為PR-R間隙運動副設計（P為平移， R為旋轉(zhuǎn)， PR為既可平移又可旋轉(zhuǎn)， R只能旋轉(zhuǎn)）， 通過間隙大小的實時調(diào)節(jié)實現(xiàn)機構(gòu)對導彈的彈射分離姿態(tài)的自適應調(diào)節(jié)。 本文是通過運動副類型變化實現(xiàn)變胞設計。

對于該PR-R間隙運動副， 當液壓活塞桿與前推臂相互作用的旋轉(zhuǎn)軸不在PR-R間隙運動副的兩端位置時， 旋轉(zhuǎn)軸可在間隙中自由水平滑動（P）并轉(zhuǎn)動（R）， 構(gòu)成PR運動副狀態(tài)， 該狀態(tài)下水平液壓活塞桿對前推臂無作用力； 當旋轉(zhuǎn)軸滑向PR-R間隙運動副任一端并保持在端面位置時， 前推臂相對于液壓活塞桿只能繞軸旋轉(zhuǎn)， 成R旋轉(zhuǎn)運動副狀態(tài)， 該狀態(tài)下水平活塞桿與前推臂相互之間存在作用力， 在左端時液壓桿對前推臂存在推力， 在右端時對前推臂存在拉力。 因此， 液壓桿對前推臂的水平作用力共有3種可能情況： 推力、 無作用力以及拉力， 在導彈彈射過程中可根據(jù)旋轉(zhuǎn)軸所處的位置進行作用力的自行切換。

PR-R間隙運動副工作流程： 當彈射機構(gòu)處于最初的收縮狀態(tài)時， 旋轉(zhuǎn)軸位于PR-R間隙運動副的最右端， 即液壓活塞桿的最前端。 當機構(gòu)啟動后， 液壓活塞桿水平向右端運動， 由于PR-R間隙的存在， 活塞桿對前推臂沒有推力， 液壓系統(tǒng)產(chǎn)生的推力完全由后推臂傳遞給導彈， 推動導彈向下運動； 與此同時， 旋轉(zhuǎn)軸在PR-R間隙運動副中相對液壓活塞桿向后運動， 最后旋轉(zhuǎn)軸與液壓活塞桿接觸， 液壓活塞桿對旋轉(zhuǎn)軸產(chǎn)生推力； 之后， 液壓系統(tǒng)產(chǎn)生的推力將由前、 后推臂共同傳遞給導彈， 推動導彈向下高速運動。 導彈向下高速運動的同時， 前、 后推臂將對導彈產(chǎn)生俯仰方向上的力矩， 因此導彈將同時產(chǎn)生俯仰方向上的角加速度， 并形成導彈姿態(tài)角速度和姿態(tài)角。

3變胞型彈射機構(gòu)的動力學仿真分析

在ADAMS軟件環(huán)境中建立彈射機構(gòu)的多柔體動力學模型［16］， 各構(gòu)件的拓撲關(guān)系如表2所示， 該表是一個對稱矩陣表。 為了實現(xiàn)各構(gòu)件的高精度柔性化， 可在有限元軟件中對前支臂、 前推臂、 后支臂、 后推臂、 液壓活塞桿、 底部拉桿等構(gòu)件進行模態(tài)分析， 生成MNF模態(tài)中性文件， 并導入ADAMS中進行模型組裝。 綜合考慮計算規(guī)模和計算精度， 各模態(tài)取前30階即可。 在仿真設置時， 綜合考慮計算穩(wěn)定性和計算精度， 計算步長擬設置在0.1～0.5 ms， 且采用可變步長。 PR-R變胞運動副可直接通過ADAMS的CONTACT接觸函數(shù)輸入， 接觸剛度取1×106， 阻尼系數(shù)取0.01， CONTACT可實時自動監(jiān)測兩構(gòu)件是否接觸， 以及兩構(gòu)件相互之間的接觸嵌入深度， 從而計算兩構(gòu)件之間的接觸力。

對采用變胞設計的彈射機構(gòu)動力學特性進行仿真分析， 重點是前推臂/后推臂對導彈的作用力以及彈射分離姿態(tài)角速度的調(diào)節(jié)能力， 最后仿真分析了彈射分離速度， 分析彈射機構(gòu)采用變胞設計后對分離速度是否存在負面影響。

圖3為采用PR-R變胞運動副后， 彈射機構(gòu)前推臂、 后推臂對導彈的推力相對于傳統(tǒng)設計的對比圖。 采用PR-R運動副間隙后， 在彈射前期（50 ms之前）， 前推臂對導彈的作用力降低； 在彈射后期（50 ms之后）， 前推臂對導彈的推力明顯增加。 變胞設計對后推臂作用力的影響恰好相反， 在彈射前期， 后推臂對導彈的作用力增加； 在彈射后期， 后推臂對導彈的推力大幅減小。 變胞設計對彈射機構(gòu)前、 后推臂作用力影響明顯， 而前推臂、 后推臂對導彈作用力的改變， 可實現(xiàn)導彈的彈射分離姿態(tài)的調(diào)節(jié)。

圖4為不同PR-R運動副間隙大小時， 導彈彈射分離過程中的姿態(tài)角速度曲線圖。 當間隙為0 mm時， 即傳統(tǒng)的非變胞型彈射機構(gòu)， 導彈的彈射分離姿態(tài)角速度為+4 （°）/s； 當間隙為2 mm時， 導彈的彈射分離姿態(tài)角速度為-23 （°）/s。 因此， 間隙大小從0 mm到2 mm， 導彈角速度的調(diào)節(jié)范圍達到27 （°）/s， 說明變胞設計的調(diào)節(jié)效果是顯著的［17］。

圖5為PR-R運動副間隙對導彈彈射速度的影響圖， 實線為采用變胞設計后的導彈分離速度曲線， 虛線為傳統(tǒng)設計下的導彈分離速度曲線， 兩者幾乎重合。 可以看出， 采用PR-R變胞運動副設計后， 對導彈的彈射分離速度幾乎沒有負面影響， 能夠保證機彈分離的安全性。

4變胞型彈射機構(gòu)動力學機理分析

將機載導彈彈射機構(gòu)抽象為浮動基雙自由度彈簧振子模型， 并在該模型中設置變胞設計環(huán)節(jié)， 推導其動力學方程， 研究PR-R運動副對角速度的影響機理。

如圖6所示， 在模型的右彈簧下端設置變胞設計環(huán)節(jié)， 代表機載導彈彈射機構(gòu)中采用的PR-R間隙運動副。 模型最下端的水平作動桿代表機載導彈彈射裝置的液壓活塞桿， 是整個模型的動力輸入， 其運動方向只為豎直方向。 左、 右兩根彈簧分別代表彈射機構(gòu)對導彈產(chǎn)生推力的前、 后鏈路， 前鏈路包括前支臂、 前推臂， 后鏈路包括后支臂、 后推臂， 彈簧的剛度代表前、 后鏈路的整體結(jié)構(gòu)剛度。 最上端的水平直桿代表負載， 即導彈。

對于機載導彈彈射裝置， 液壓作動桿的質(zhì)量相對于導彈的質(zhì)量可忽略不計， 因此假設作動桿的質(zhì)量為0， 負載質(zhì)量為m。 假設負載在平衡位置作小幅振動， 即對左、 右彈簧作小變形假設。 左、 右彈簧對負載的作用點a和b只能作上下運動， a和b之間的距離可變。 彈簧暫只考慮剛度， 不考慮阻尼， 也不考慮彈簧的質(zhì)量。 帶間隙的浮動基雙自由度彈簧振子模型存在兩個狀態(tài)， 一是右彈簧與作動桿不接觸狀態(tài)； 二是右彈簧與作動桿接觸狀態(tài)。 兩者之間根據(jù)是否接觸存在拓撲關(guān)系的切換。

通過式（18）～（19）可以看出， 左、 右彈簧的作用力除了按自身剛度k1和k2對總的推力進行等比例分配外， 還受負載姿態(tài)角θ的影響， 且左、 右彈簧所受的影響等大反向， 結(jié)合式（6）， 說明左、 右彈簧的作用力與負載姿態(tài)角互相耦合。 因此， 左、 右彈簧的作用力并不是在非變胞設計的基礎上簡單疊加由間隙運動副引起的恒定附加力， 該結(jié)論能夠有效解釋圖3的前、 后推臂復雜的作用力變化特性。 通過浮動基雙自由度彈簧振子模型的動力學機理可知， 彈射機構(gòu)前推臂、 后推臂的作用力與導彈實時姿態(tài)角耦合， 前推臂、 后推臂對導彈的作用力不僅受彈射動力和機構(gòu)剛度影響， 還受導彈自身實時姿態(tài)角影響， 而導彈的姿態(tài)又是由于前、 后推臂的作用力產(chǎn)生的， 機載導彈彈射機構(gòu)具有較復雜的動力學特性。

5結(jié)論

現(xiàn)階段， 機載導彈彈射機構(gòu)還只能產(chǎn)生單一的分離參數(shù)， 不能自適應調(diào)節(jié)， 無法滿足戰(zhàn)機全包線發(fā)射需求， 為此， 開展了空空導彈變胞型彈射分離機構(gòu)技術(shù)研究， 主要結(jié)論如下：

（1） 在液壓活塞桿與前推臂鉸接處采用PR-R間隙運動副， 具備大范圍調(diào)節(jié)導彈的分離姿態(tài)角速度的能力， 利用2 mm間隙就能調(diào)節(jié)27°的分離角速度， 使彈射機構(gòu)滿足未來高機動戰(zhàn)機的全包線發(fā)射要求。

（2） PR-R間隙運動副使彈射機構(gòu)前推臂、 后推臂施加了一個大小相等、 方向相反且與間隙大小成正比的附加力， 該作用力對導彈形成了一個恒定的附加力矩， 從而實現(xiàn)導彈彈射分離姿態(tài)角速度的大范圍調(diào)節(jié)。

（3） 彈射機構(gòu)前推臂、 后推臂的作用力與導彈實時姿態(tài)耦合， 前推臂、 后推臂對導彈的作用力不僅受彈射動力和機構(gòu)剛度影響， 還受導彈自身實時姿態(tài)影響， 并非簡單疊加變胞設計帶來的恒定附加力， 其動力學特性較為復雜； 在開展前期理論分析時， 考慮到導彈彈射過程中姿態(tài)角在工程上一般在1°以內(nèi)， 因此可通過線性化假設簡化研究， 在需要高精度量化研究時， 仍需要在ADAMS環(huán)境中建立大型仿真模型并進行數(shù)字仿真。

（4） PR-R間隙運動副幾乎不影響導彈的分離速度， 不會對分離速度產(chǎn)生負面效應， 實現(xiàn)了彈射分離速度和彈射分離角速度的解耦設計， 提高了彈射機構(gòu)的總體性能。

（5） 提出的浮動基雙自由度彈簧振子模型能夠有效反應機載導彈彈射機構(gòu)的動力學特性， 為須考慮柔性效應的新型彈射機構(gòu)總體方案快速設計提供了理論方法。

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Study on Metamorphic Ejection Mechanism for Air-to-Air Missile

Liu Hao Shen Xin

（1. China Airborne Missile Academy， Luoyang 471009， China;

2. The First Military Representative Office of Air Force Equipment Department in Luoyang， Luoyang 471009， China）

Abstract： The separation attitude of air-to-air missile to fighter should be adjusted adaptively in wide range to meet the missile-aircraft separation requirements under different flight states， but current ejection separation mechanism with fixed separation attitude could not meet the requirements. To solve this problem， a metamorphic ejection separation mechanism is proposed. Metamorphic PR-R kinematic pair is used to replace traditional hinge kinematic pair in the key hinge of ejection separation mechanism， the ejection forces of the front and rear push arm to missile are changed in real time， then missile ejection separation attitude could be adjusted adaptively in wide range. Multi-body dynamics model of metamorphic ejection separation mechanism is established， and the dynamics simulation analysis is carried out. Simulation results shows that the proposed metamorphic ejection separation mechanism could adjust separation attitude in wide range， which lays a foundation for the further realization of real-time intelligent control of the airborne missile ejection mechanism.

Key words：? air-to-air missile; metamorphism; launch safety; adaptivity; ejection mechanism; multi-body dynamics; intelligence structure