多管火箭发射车动力学仿真研究
本帖最后由 VibInfo 于 2016-4-15 15:55 编辑多管火箭发射车动力学仿真研究
张胜三 王心谦
(北京特种工程机械研究所，北京，100076)
郭卫东 王千
(北京航空航天大学，北京，100083) (美国MDI公司北京办事处，北京 ，100031)
摘要 介绍了多管火箭发射车在火箭发射过程中的动力学仿真研究情况，包括详细的模型简化方法、模型的ADAMS描述、仿真过程控制。应用ADAMS软件对多管火箭发 射车的多种发射情况，如：不同发射角度、不同发射顺序、不同发射间隔等，进行实时仿真分析，获取发射车系统的模态参数，运动机构的运动特性和约束的约束反力等。
关键词 地面设备，发射装置，仿真。
The Simulation on Dynamics of Multi?tube Launcher
Zhang ShengsanWang Xinqian
(Beijing Institute of Special Engineering Machinery, Beijing,100076)
Guo Weidong
(Beijing University of Aeronautics and Astronautics,Beijing,100083)
Wang Qian
(Beijing Office of American MDI Corporation,Beijing,100031)
Abstract In this paper, the simulation on dynamics of multi ?tube launcher during launching is described, including the detailed method of simplfying model, ADAMS representation of model, and the procedure control of si mulation. By using ADAMS software, real?time simulation for many launches of th e multi?tube launcher is conducted, including various launching angles, various launching sequences, and various launching intervals, to find the modal paramet ers of the launcher system, and the motion characteristics and constraint couner force of the motion mechanism, etc.?
Key Words Ground equipment, Launching device, Simulation.
1 发射车的建模
发射车系统的简化模型如图1所示。
下面分别说明各个零部件的建模方法和原则。
图1发射车系统的简化模型
1. 1底盘的建模
发射车底盘(CS)的模型如图2所示。发射车底盘与地面之间的8个车轮用刚度相同且与地面相垂直(即沿着?y轴方向)的8个弹簧来模拟。同理，底盘与地面之间的4个液压支腿用刚度相 同并沿着y轴方向的4个弹簧来代替。另外，发射车底盘通过其质心分别沿着x轴方向和沿着z 轴方向用两根刚度不同的弹簧与地面相连接。有关弹簧刚度和阻尼以及底盘的质量特性则 通过人机对话框输入。
图2底盘的简化模型
1. 2副梁的建模
副梁(FL)的模型如图3所示。由于副梁本身所具有一定的弹性，使得其相对于底盘具有绕? x轴的转动。为了简化模型以便于计算求解，将上述的转动放在A点，副梁分别在D点和E点与底盘用弹簧相连接，用以描述副梁的弹性。同时在B点和C点与底盘的相应点用弹簧相连接， 用以描述副梁与底盘间锁紧装置连接的弹性。
图3副梁的简化模型
1. 3 回转装置的建模
回转装置(HZZZ)的模型如图4所示。
回转装置在O点处与副梁组成绕y轴转动的转动副，并在O点处放置一个卷弹簧以描述回转装置与副梁之间的转动弹性。为了描述回转装置的弹性对发射架及其以上零件的影响， 特将回转装置的两个支承耳轴分别用两个弹簧来替代。
1.4 发射架的建模
发射架(FSJ)的模型如图5所示。
发射架分别在Q1点处和Q2点处与回转装置的两个支承耳轴组成绕z轴方向转动的转动副;分别在P?1点处和P?2?点处与回转装置的相应点用弹簧连接，用以代替两个液压装置的动力特性。
1.5 支承架的建模
支承架的模型如图6所示。支承架与发射架的联接设定为刚性联接，因此，在支承架和发射架的对应位置用固定铰链进行联接。
图4回转装置的简化 模型 图5发射架的简化模型
图6支承架的简化模 型
1.6 发射管的建模
发射管(DXT)的模型如图7所示。发射管简化为一个空心圆柱体，各发射管与对应的支承架用锁定连接副联成一体。
1.7 火箭的建模
火箭的模型如图8所示。
火箭与发射管之间先用圆柱副进行连接，然后在同一位置定义一个螺旋副以表明火箭相对于发射管既移动又转动的相对运动关系。
图7 发射管的简化模型
图8 火箭的简化模型
1. 8 作用在火箭和导向筒上的力
1.8.1 作用在火箭上的推力
作用在火箭尾部的发动机推力用SPLINE函数对话框中的实际给定值。
第j(j=1,2,3,…，n)号火箭的推力的函数表达式为
? AKISPL(time-.A.DV_time j,0,.A.SPLINE_j)?
式中time为仿真分析的当前时间;.A.DV_time j为第j号火箭的发动机点 火的时间(也即第j号火箭开始发射的时间)。
1.8.2 作用在火箭上的摩擦力
作用在火箭上的摩擦力用定义的Modify a Force对话框中的F(time,…，)=表达，即
.A.DV_Friction_coeff*sqrt(.A.N 1 y**2+.A.N 1 z **2)
式中 .A.DV_Friction?_coeff为火箭和导向筒间的滑离摩擦系数; .A.N1?y?为第 1号火箭和导向筒间的?y?方向的正压力;.A.N1 z 为第1号火箭和导向筒间的?z?方向的正压力。
1.8.3 火箭和导向筒之间的锁紧力
火箭在发射之前要保证不会自动从导向筒中滑离出去，因此在火箭和导向筒之间加一个锁 紧力(Force?_fix)。该力只在火箭发射之前起作用，而在火箭发射之后设置为失效( Deactivate)。例如，作用在第1号火箭和导向筒之间的锁紧力为
Force_fix1=-10000*(dm(.A.dxt?_1.MAR_5,
.A.rocket_1.MAR_5)-400.0) -100*vr(.A.dxt_1.MAR_5,.A.rocket_1.MAR_5)
1.8.4 火箭出筒后对发射管及框架的作用力
火箭出筒后对发射管及框架的作用力是用两个STEP函数复合而成。这样，该力在火箭出 筒瞬时为0，然后变为最大，而后又以同样的规律降为0。
Force_kj_1=STEP(Dm(.A.rocket_1.MAR _11,
.A.dxt_1.MAR_1),7276.0,0.0,
7572.0,38544.1)
+STEP(Dm(.A.rocket_1.MAR_11,
.A.dxt_1.MAR-1 ),8000.0,?
0. 0,8296.0,-38544.1)
其它火箭出筒后对发射管及框架的作用力与上述力的定义方法完全相同。
1.9 传感器的应用
应用传感器来感知火箭发动机点火的时间(目的是使火箭和导向筒之间的锁紧力失效)和火箭 离开导向筒的瞬时位置(目的是使火箭和导向筒之间的运动副失效)。
感知火箭发动机点火时间的传感器SENSER_time1的描述的对话框。
其它传感器SENSER_time2～SENSER_time n?的描述方法与上述方法等 同。
1.10 仿真分析的描述控制(script control)程序(.A .SIM_SCRIPT_1)
在Simulate菜单中选择scripted controls…子菜单，出现Simulation Control对话框，编 制如下的仿](.A.SIM?_SCRIPT ?_1)，该仿真分析的描述控制程序所描述的火箭发射顺序为1，2，3，…，?n?。
2 发射车发射过程的仿真分析
点击Simulation Control对话框中的按钮 运行上述的仿真分析描述控制(script control)程序.A.SIM_SCRPT_1，即可得到按要 求的发射顺序和发射 间隔的仿真分析发射过程，同时得到各运动零部件的运动特性分析结果、各约束的约束力分析结果和系统的模态及振型。
2.11 仿真分析的描述控制程序?
若发射顺序为1→2→3→4→7→8→5→6→9→10，发射时间间隔为6 s，如图9所示。
图9发射顺序和发射 间隔的对话框
2.2运动构件的运动特性分析
应用ADAMS的分析结果后处理或其所提供的测量(Measure)功能，会非常容易地获取发射车上 所有运动构件的位移(线位移和角位移)、速度(线速度和角速度)、加速度(线加速度和角加速度)，其结果已存入A1.bin文件中。下面以获取车身质心的位置和速度为例说明其操作过 程(见图10)。
按F8键，进入Plot Windon环境。在Plot Build对话框中进行相应选择，即可得到车身质心 等运动过程的位置坐标和速度的各分量和总值(见图11)。
图10车身质心的速 度分析结果
图11管口角速度、 角加速度(z,y方向)分析结果
2.3 约束的约束力分析
同上所述，应用ADAMS的分析结果后处理或其所提供的测量(Measure)功能，会非常容易地获 取发射车上所有约束的约束反力和反力矩，其结果已存入A1.bin文件中(见图12)。
图12 副梁和回转装 置间的转动副处的约束力矩仿真结果
2.4 系统的模态参数分析
待对系统进行动力学分析完成后，点击Simulation Control对话框中按钮，会弹出Linear M odes Controls对话框，再点击对话框中按钮，可得 到系统的振动特性参数值，其结果已存入A1.bin文件中(见图13)。
图13发射车第1阶模 态的振动频率和振型
3 结论
运用ADAMS动力学仿真分析软件，可以较方便地建立起多管火箭发射车的 ADAMS仿真分析模型 。通过应用该模型对发射车在火箭发射过程中的动力学响应进行仿真分析，所获取的发射车系统模态参数、运动构件的特性和约束反力等，与实际试验结果基本吻合，说明运用ADAMS 动力学仿真分析软件对多管火箭发射车，在火箭发射过程中的动力学响应进行仿真分析是简便可行的。特别是可以应用ADAMS软件对发射车的多种发射情况(不同发射角度、不同发射顺 序、不同发射间隔等)进行实时仿真分析，来研究模拟样机的可供选择的方案，提高射击精度，不仅能够大大地提高工作效率，而且能节约大量的财力和人力。
参 考 文 献
1 姚昌仁等. 火箭导弹发射动力学. 北京：北京理工大学出版社,1996-07.
2 毕世华等. 导弹发射系统多柔体动力学及振动控制. 北京：北京理工大学,1999-11.
3 芮莜亭等. 多体系统发射动力学. 北京：国防工业出版社,1995.?
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