某型三级作动筒气动弹射系统仿真研究.pdf

1 0 机 械 设 计 与 制 造 Ma c h i n e r y De s i g nMa n u f a c t ur e 第 3期 2 0 1 6年 3月 某型三级作动筒气动弹射 系统仿真研 究 税朗泉 ， 郭姣姣 西北工业大学 工程力学系， 陕西 西安7 1 0 1 2 9 摘要 桌内置式导弹垂直弹射系统中的气压传动模块的动力源为三级作动筒， 通过对该弹射装置及其三级作动筒工作 原理的分析， 采用虚拟样机技术对其工作过程进行了系统建模和仿真分析。基于仿真结果分析了不同气瓶初始压力下 的气瓶和作动筒无杆腔压强随时间变化 的关 系， 以及三级活塞杆位移和速度随时间变化的关 系。 基 于多组仿真数据 的 拟合结果反解得到 了符合该型弹射系统的设计要求的初始气压， 为该型导弹弹射系统的优化设计和投入使用提供了理 论 依 据 。 关键词 气压传动； 弹射系统； 三级作动简； 虚拟样机 中图分类号 T H1 6 ； T H1 3 8 ． 9 文献标识码 A 文章编号 1 0 0 1 3 9 9 7 2 0 1 6 0 3 0 0 1 0 0 4 S imu la t i o n S t u d y o f a n E j e c t io n S y s t e m w it h 3 - S e c t io n P n e u m a t ic A c t u a t o r S HU I L a n g q u a n ， G U O J i a o - j i a o D e p a r t m e n t o f E n g i n e e r i n g Me c h a n i c s ， N o r t h w e s t e r n P o l y t e c h n i c a l U n i v e r s i t y ， S h a n n x i X i ’ a Y l 7 1 0 1 2 9 ， C h i n a A b s t r a c t T h e 3 - s e c t i o n p n e u m a t i c a c t u a t o r i s t h e p o w e r s o u r c e o fa b u i l t - i n v e r t i c a l e j e c t i o n s y s t e m ofm i s s i l e ． A n al y z e d t h e w o r k i n g p r i n c ip l e oft h e e j e c t i o n s y s t e m a n d t h e 3 - s e c t i o n p n e u m a t i c a c t u at o r ． t h e w o r k i n g p r o c e s s o ft h e s y s t e m ∞m o d e l e d a n d s i mu l a t e d b a s e d o n t h e v i r t u al p r o t o t y p e r e c h n o l o g y ． T h e v a r i a n c e s o ft h e p r e s s u r e oft h e c y l i n d e r a n d r o d l e s s c h a mb e r o f t h e a c t u ato r ， t h e v ari a n c e s of t h e d i s p l a c e m e n t and v e l o c i t y of t h e t h i r d p i s t o n w i t h r e s p e c t t o t i m e u n d e r d if f e r e n t i n i t i al p r e s s u r e s o ft h e c y l i n d e r w e r e anal y z e d b ase d o n t h e s i mu l ati o n r e s u l t s ． B a s e d o n fi t t e d r e s u l t s ， t h e r e q u i r e d i n i t i al p r e s s u r e of t h e c y l i n d e r W as o b t a i ned ， w h i c h p r i d e d a t h e o r e t i c a l b asi s f o r t h e o p t i m u m d e s i g n a n d s p e c ifi c a t i o n u s e s o f t h e e j e c t i o n s y s t e m． Ke y Wo r d s P n e u ma ti c ； E j e c ti o n S y s t e m； T h r e e - S e c ti o n A c t u a t o r ； V i r t u a l P r o t o t y p e 1引言 内置式导弹垂直弹射系统是一种先进的弹射系统 ，是机载 武器系统的重要组成部分， 该系统用于悬挂、 运载、 弹射投放导 弹。 内置式导弹垂直弹射系统具有发射安全f生 好及挂点易于布置 等优点， 是 目前机载导弹， 尤其是 2 0 0 k g 以上重量级导弹有限选 用的弹射动力装置的设计。具体而言， 导弹发射前该弹射机构位 于武器舱内， 利于保持良好的气动外形， 从而提高载机的飞行品 质和隐身性能； 导弹发射过程中， 该弹射机构以一定的分离速度 将导 弹向下弹射与载机分离 ，导弹与载机分离并延迟一段时间 后 ， 导弹发动机点火随即飞离载机 ， 这种发射过程利于削弱导弹 尾喷燃气流对飞机发动机和发射装置的影响以及载机干扰流场 对导弹航迹的影响， 从而提高载机的飞行安全l 生 和导弹航迹的稳 定性； 内置式弹射系统通常以压缩氮气为动力源， 弹射时可以避 免燃气烟火， 能有效的隐藏导弹信号特征 。 气压传动模块是弹射系统的动力源， 它通过作动筒把力施加 在弹射机构上， 来实现导弹的弹射， 并使导弹获得所参数， 因此气 压传动模块是非常重要的。作动筒是气压传动模块的核心， 通过 作动筒实现能量的传输。并且， 作动筒的动特性影响着导弹离机 的最佳参数 ， 即导弹的分离速度、 加速度及导弹俯仰角速度、 导弹 质心的垂直和水平速度、 导弹的垂直和水平过载、 导弹的安全分 离时间等， 因此， 需要对作动筒进行深入分析和研究。 文献呀0 用 MA T L A B软件进行了导弹弹射装置作动筒的建 模与仿真，得到气缸动特性参数随时间变化的可视化仿真结果。 文献【噬 于A ME S i m软件对被动式作动筒进行了仿真研究。 文南 建立了某导弹弹射机构的运动学和多体动力学数学模型， 用机 械等效动力学方法对其机构进行了分析。文献 对某新型集成式 氮气弹射系统机构进行了仿真优化设计。 下文将介绍某内置式垂 直弹射系统的组成和工作原理， 并基于虚拟样机技术对其弹射过 程进行仿真分析， 寻求其响应满足设计要求的气瓶初始压力件。 来稿 日期 2 0 1 5 0 8 2 5 基金项目 西北工业大学研究生创意创新种子基金资助 Z 2 0 1 5 0 8 6 作者简介 税朗泉， 1 9 8 7 一 ， 男， 湖北巴东人， 博士研究生， 主要研究方向 机电液系统可靠性 郭姣姣 ， 1 9 8 9 一 ， 女 ， 安徽淮北人 ， 硕士研究生， 主要研究方向 机 电液系统可靠性 第 3期 税 朗泉等 某型三级作动筒气动弹射 系统仿真研究 1 1 2弹射装置及其工作原理 某型导弹弹射系统的结构， 如图 1 所示。它采用八连杆平衡 机构构成 ， 实现导弹的垂直弹射动作。主要包括有作动筒、 上骨 架 、 下骨架、 拉杆、 和摇臂等构件。弹射系统中上骨架为发射装置 的主要承力部件 ， 下骨架主要用于安装导弹悬挂装置， 拉杆和摇 臂用于平衡机构运动。作动筒安装在上骨架上 ， 通过活塞杆推动 下骨架运动， 是实现弹射动作的主要执行部件。所研究的作动筒 分为三级 ， 当作动筒执行弹射作动时， 机载导弹发射架采用高压 氮气瓶驱动三级气压作动筒的方式完成弹射。 发射导弹时按下弹 射开关， 高压氮气瓶电磁阀开关开启， 高压氮气进入作动筒腔内； 在高压氮气作用下，一级二级作动筒相继伸出到其作动末端， 此 过程为弹射阶段 ；三级作动筒在阻尼系统的阻碍下继续向下运 动 ， 此过程为缓冲阶段； 当三级作动筒伸出到其作动末端， 作动筒 弹射过程完成。 图 1某导弹弹射装置结构示意图 F i g ． 1 S t r u c t u r e S c h e ma t i c o f a Mi s s i l e E j e c t i o n Me c h a n i s m 多级作动筒可被分解为多个双作用二级作动筒，因此本节 以双作用二级作动筒为例进行原理分析。 双作用二级作动筒的示 意图及受力分析， 如图 2 所示。 P 卜 p 分别为正、 反腔压力 在本模 型中可以理解为飞行环境气压 i 。 为外筒对二级活塞缸的阻力， ，为二级活塞杆对二级活塞杆腔的阻力， F为外力 等于活塞的 输出力 ； D0 为外筒内径 即一级缸活塞直径 ， D 。 为一级缸活塞 杆径； 为一级缸活塞杆内径 即二级缸活塞直径 ， D 2 为二级缸 活塞杆径 。 图2双作用二级作动筒及其受力分析 外筒省略 F i g ． 2 T wo - S e c t i o n Do u b l e - Ac t i n g Ac t u a t o r an d I t s Me c h a n i c a l An al y s i s T h e Ou t e r C y l i n d e r i s O mi t t e d 由受力平衡 ， 可 以得到方程 P I S l 印2 2 S v f o 1 l 1 P 。 S 2 p 2 式中 - 、 s 广二级活塞无杆腔有效面积， S 。 ／ 4 ， 订 ／ 4 ； S v , 一 、 二级活塞有杆腔有效面积， S 。 ， 叮 T 一 ／ 4 ， 叮 r ／ 4 。在仿真分析时可以认为 F M p 3 式中 胁一导弹质量 假定远大于作动筒质量 ； 一活塞杆位移。 在气压传动过程的核心组件为气瓶、 节流阀和作动筒。气压 传动过程中， 气体处于等熵绝热过程， 其状态方程为19 1 t i V p f Z k -- k m RT 4 式中 p 气体压强 ； 理想气体常数； 热力学温度； 等熵指数； m 气体质量； 气体体积。 气体从通过节流阀的过程中， 其质量流量方程为n q t h r p ， P p ／ 5 式 中 r n ， 旨 慌 p d 、 P 『 _ _ 节流阀的下游和上游压强； A 节流阀横截面积 ； c 广节流阀的气体泄漏系数。 式 1 ～ 式 5 组成了气压传动系统的动力学方程组， 仿真研 究的本质即求解这组方程。 由式 1 、 式 2 可以得到二级气压缸在任何状态下绝对依 次伸出的面积几何条件 C 蚤≥ 蠢 ‘ 6 即 D1 d l ≥Do D2 7 根据这个条件往往可以适当地简化仿真模型。 3三级作动筒的仿真建模 该型弹射系统的气压传动模块 由氮气罐、 控制阀、 三级作动 筒等组成。氮气罐容积为0 ． 6 L ， 作动筒几何参数， 如表 1 所示。 表 1作动筒主要几何参数 T a b ． 1 Th e Ma i n Ge o me t r ic Pa r a me t e r s o f t h e Ac t u a t o r 采用虚拟样机技术 ， 基于 E A S Y 5软件建立气压传动模块的 仿真模型。三级作动筒是气压传动模块的核心部分， 其建模较为 复杂， 下面首先对三级作动筒的建模思路进行说明 1 三级作动筒内腔通过“ 气缸” v Y 元件实现， 基于作动筒 的几何参数 表 1 和模拟得到的各级作动筒及活塞杆的位置反 馈即可得到 “ 气缸” v Y的容积 ，这个反馈环节通过 自定义 F o r t r a n 代码元件 F 0 实现。 2 各级作动筒及活塞杆所受的气体压力即作动筒内腔压 强与相应无杆腔有效面积之积 ， 因此可以基于“ 气缸” v Y 的气 压通过 “ 乘法器” G N来计算各级作动筒及活塞杆所受气体压 力。当作动筒处于不同作动过程时， 各级作动筒的受力情形不尽 相同， 因此需根据各级作动筒的位置给定“ 乘法器” G N 的系数， 这项功能通过的“ 分段取值器” S E 即可实现。 3 最后需要考虑的是作动筒对导弹的作用力和各级作动 筒以及活塞杆之间的相互作用力。由于E A S Y 5软件中并没有内 上 Ⅲ ● 一 丛 1 2 机 械 设计 与 制造 No ． 3 Ma r ． 2 01 6 置三级作动筒元件， 因此需要自行建模。采用“ 二级弹簧振子模 型” T M来模拟作动筒对导弹的作用力和各级作动筒以及活塞 杆之间的相互作用力。 具体而言， 将“ 二级弹簧振子模型” T M 的 内振子质量设定为导弹的质量， 将外振子质量设定为作动筒质量 由于作动筒质量远小于导弹质量， 故可近似设定为任意趋于零 的正数 ， 将二级振子所有的弹簧常数设为零 各级作动简以及活 塞杆之间不存在弹性作用力 ，将二级振子之间的摩擦力设定为 各级作动筒以及活塞杆之间的摩擦力。 根据上述分析和相应参数建立的气压传动模块仿真模型， 如 图3 所示。其中图 3 b 为图3 a 中的三级作动筒子模型 3 S P A ， 图3中各元件的说明， 如表 2 所示。 T a b u l a r F u n c t i i o n S i mu l a t e d a n d o f Ti me Co n t r o l Va l v e Re s p o n s e a c c u mu L l a t e d C P U l i me s a 主模型 b 子模型 3 S P A 3 一 S e c t i o n P n e u ma t i c Ac t u a t o r 图3弹射系统气压传动模块的仿真模型 F i g - 3 S i mu l a t i o n Mo d e l o f t h e P n e u ma t i c Mo d u l e o f t h e E j e c t i o n S y s t e m 表 2子模型 三级作动筒 元件说明 Ta b ． 2 St a t e me n t s o f t h e El e me n t s o f t h e S u b Mo d e l 3 SP A 符号 名称 功用 G P 全局属性表 N O储气罐 O R 节流阀 T l 阈值命令 I A 阈值控制器 P X 管道 T I 求解设定表 3 S P A 子模型 v Y 气缸 G N 乘法器 G N 2 乘法器2 T M多级弹簧振子系统 S E分段取值器 F O 自定义元件 设定气体性质、 温度等全局参数 存储高压气体 控制气流截面积 设定阀门阈值命令函数 将阀门阈值命令施加给阀门 传输气流 设定部分求解参数 弹射内置式导弹 模拟作动筒的无杆腔 将气缸压强与活塞无杆腔的有效面积相乘 将气缸压强与三级活塞的有效面积相乘 模拟各级之间的阻尼 弹簧刚度设为 0 以及 作动筒和悬挂物之间的相互作用 描述无杆腔有效面积随作动筒行程的变化 描述作动筒容积随作动筒行程的变化 4三级作动筒仿真结果分析 基于图 3 所示的仿真模型，完成了相应弹射系统气压传动 模块三级作动弹射过程的仿真。基于仿真结果数据， 下面对气瓶 和三级作动筒的部分动力学行为进行分析。 气瓶在不同初始气压 P 扣2 O MP a ， 2 8 MP a ， 3 5 MP a 下其气压 随时间变化的关系， 如图4所示。 由图4可知， 在作动筒弹出导弹 的过程中， 气瓶压力呈线性减小的趋势， 弹射完成时尚未进入平 衡状态。气瓶初始气压越低， 其气压减小速度越慢。 图4气瓶初始气压一 时间曲线 Fi g ． 4 Cu r v e s o f t h e I n i t i a l P r e s s ur e o f t h e C y l i n d e r v s T i me 不同气瓶初始气压 P o 2 O M P a ， 2 8 MP a ， 3 5 M P a 下作动筒内 气压随时间变化的关系， 如图5 所示。 由图 5 可知， 在作动筒弹出 导弹的过程中， 作动筒内气压在 O ．0 1 s 左右达到最大， 气瓶初始 压力越大， 最大气压越高， 达到最大气压的时间越晚； 达到最大气 压后 ， 作动筒内气压缓慢减小直至趋于平衡， 且不同气瓶初始气 压下其减小趋势相似。 图5三级作动筒无杆腔气压一 时间曲线 Fi g ． 5 Cu rve s o f t h e P r e s s u r e V S T i me f o r t h e Ro d l e s s Ch a mb e r 不同气瓶初始气压 P o 2 O MP a ， 2 8 MP a ， 3 5 MP a 下三级活塞 杆位移和速度随时间变化的关系， 如图6 、 图7所示。图7中的 4 0 ． 0 1 6 c m虚线是由作动筒几何参数推算得到的最终位置。图 8 中0 ． 1 5 s 虚线为该型弹射系统的设计弹出时间。由图6和图7可 知， 三级活塞杆以较高的速度弹出， 三级活塞杆在 0 ． 0 8 5 s 左右达 到最高速度、 在 0 ． 1 5 s 左右达到设计位移； 气瓶初始气压越大， 弹 出时间越短。 图6三级活塞杆位移一 时间曲线 F i g ．6 Cu rve s o f t h e Di s pl a c e me n t V 8 T i me f o r t h e 3 r d S t a g e P i s t o n No ． 3 Ma r ． 2 0 1 6 机 械设 计 与 制造 1 3 时I目 t 8 图 7三级 活塞杆速度 一 时间曲线 F i g ．7 Cu r v e s o f t h e Ve l o c i t y V S Ti me f o r t h e 3 r d S t a g e P i s t o n 为了充分分析气瓶初始气压对弹出时间的影响，进一步模拟 得 到 了 P 0 2 6 MP a ， 2 8 MP a ， 3 0 MP a ， 3 2 MP a ， 3 4 MP a ， 3 5 MP a ， 3 6 M P a 时三级活塞杆达到设计位置的时间 o ． 1 5 9 s ， 0 ． 1 5 5 s ， 0 ． 1 5 2 s ， 0 ． 1 4 9 s ， 0 ． 1 4 6 s ， 0 ． 1 4 5 s ， 0 ． 1 4 4 s ， 如图 8 所示。 根据图 8中的离散点用最d x --乘法拟合得到的三次多项式 曲线为 ￡ - 7 ．2 5 9 1 0 - 8 P 03 3 ．7 7 6 1 0 - 5 2 - _ 4．0 5 3 1 0 - 3 P 0 o．2 3 7 5 8 该拟合 曲线 的拟合优度 即决定系数 、 判定系数 为 R 9 9 ． 9 2 ％， 具有较好的拟合精度。 根据方程 8 反解得到的气瓶理想 初始气压为 3 1 ． 1 6 MP a 。 因此当气瓶初始气压在 3 1 ． 1 6 MP a附近时 气压传动模块的响应符合该型弹射系统的设计要求。 图 8三级作动筒完全弹出历时一 气瓶初始压力曲线 F i g ． 8 C u rve s o f E j e c t i o n L a s t e d T i me V S t he I n i t i a l P r e s s u r e o f t h e C y l i n d e r 5结论 详细分析了某弹射系统的气压传动模块基本工作原理 ， 基 于 E A S Y 5软件采用虚拟样机技术仿真分析了该模块的工作过 程， 所得结论如下 1 三级作动筒弹出导弹的过程中， 气瓶压力呈线性减小 ， 且减小速度与气瓶初始气压正相关。 2 在作动筒弹出导弹的过程中， 作动筒内气压在 0 ．O l s 左 右达到最大， 该最大值和达到最大值的时间与气瓶初始气压正相 关， 但不同气瓶初始气压下作动筒内气压达到最大后缓慢减小的 趋势相似。 3 --一级活塞杆在 0 ．0 8 5 s 左右达到最高速度、 在 0 ． 1 5 s 左右 达到设计位移， 弹出时间与气瓶初始气压负相关。 4 气瓶初始气压在 3 1 ． 1 6 MP a附近时气压传动模块的响应 符合该型弹射系统的设计要求， 该参数可为该型导弹弹射系统的 优化设计和投入使用提供理论依据。 参考文献 [ 1 ] 周建文． 飞机导弹弹射系统动特性分析和仿真研究[ D ] ．西安 西北工 业大学 。 2 0 0 4 ． Z h o u J i a n - w e n ． D y n a mi c c h a r a c t e r i s t i c s a n aly s i s a n d s i m u l a t i o n o f a i r c r a f t m i s s i l e e j e c t i o n s y s t e m[ D ] ．X i ’ an N o r t h w e s t e r n P o l y t e c h n i e a l U n i v e r s i t y ， 2 0 0 4 ． [ 2 ] 应申舜． 飞机导弹弹射机构优化设计与仿真[ D ] ． 西安 西北工业大学， 2 o 0 5 ． Y i n g S h e n - s h u n ．O p t i mi z e d d e s i g n a n d s i m u l a t i o n o f a i r c r a f t m i s s i l e e j e c t i o n me c h ani s m [ D] ．X i ’ a n N o r t h w e s t e rnP o l y t e e h n i c alUn i v e r s i t y 。 2 0 0 5 ． [ 3 ] 吴佳林． 导弹弹射系统发射姿态调整研究[ D ] ． 西安 西北工业大学， 2 0 06 ． Wu J i a - l i n ． A s t u d y o f t h e l a u n c h a t t it u d e a d j u s t me n t o f mi s s i l e e j e c t i o n s y s t e m[ D ] ． X i ’ an N o rt h w e s t e r n P o l y t e c h n i c a l U n i v e rs i t y ， 2 0 0 6 ． [ 4 ] 段建华． 某型弹射机构结构设计计算及动态参数仿真[ D ] ． 西安 西北 工业大学 ， 2 0 0 7 ． D u an J i a n - h u a ． S t r u c t u r a l d e s i gn and d y n a mi c p ara me t e rs b a s e d s i mu l a t i o n o f a m i s s i l e e j e c t i o n m e c h a n i s m [ D ] ．X i ’ an N o r t h w e s t e rnP o l y t e e h n i c a l U n i v e rsi t y ， 2 0 0 7 ． [ 5 ] 应申舜， 汤军社， 周建文． 导弹弹射装置作动筒的建模与仿真[ J ] ． 航空 计算技术， 2 0 0 4 ， 3 4 1 9 0 - 9 3 ． Y i n g S h e n - -s h u n ， T a n g J u n - - s h e ， Z h o u J i a n - w e n ． Mo d e l i n g a n d s i m u l a t i o n o f c y l i n d e r for a mi s s i l e e j e c t i o nme c h ani s m [ J ] ．Ae r o n a u t i c a l C o m p u t i n g T e c h n i q u e ， 2 0 0 4 ， 3 4 1 9 0 - 9 3 ． [ 6 ] 任爱娣， 张得伟， 余鹏．基于 A M E S i m的被动式作动筒张力器仿真研究 [ J ] ．船舰科学技术， 2 0 1 5 ， 3 7 4 8 8 9 1 ． R e n A i - d i ， Z h a n g D e - w e i ， Y u P e n g ． T h e s i mu l a t i o n r e s e a r c h o f p a s s i v e r amt e n s i o n e r b as e d o n t h e A M E S i m [ J ] _S h i p S c i e n c e and T e c h n o l o g y ， 2 0 1 5 ， 3 7 4 8 8 - 9 1 ． [ 7 ] 卢立秀， 汤军社， 刘永超． 导弹弹射机构的建模及优化设计[ J ] ．航空计 算技术， 2 0 0 7 ， 3 7 6 5 8 - 6 1 ． L u L i - x i u 。 T a n g J u n h e ， Uu Y o n g - c h a o ． Mo d e l i n g a n d o p t i m i z a t i o n d e s i gno f a m i s s i l e e j e c t i n g m e c h a n i s m [ J ] ．A e r o n a u t i c a l C o m p u t i n g T e e h u i q u e ， 2 0 0 7 ， 3 7 6 5 8 - 6 1 ． [ 8 ] 甄建斌， 徐诚， 王涛． 新型集成式氮气弹射系统机构仿真优化设计[ J ] ． 计算机仿真， 2 0 1 3 ， 3 o 1 1 5 4 5 7 ． Z h e n J i an- b i n ， X uC h e n g ， Wa n gT a o ． I n s t i t u t i o n s s i m u l a t i o na n d o p t i mi - z a t i o n d e s i g n o f n e w i n t e g r a t e d n i t r o g e n e j e c t i o n s y s t e m[ J ] ．C o m p u t e r S i m u l a t i o n ， 2 0 1 3 ， 3 0 1 1 5 4 5 7 ． [ 9 ] 詹长书， 尹继辉， 吕文超． 气压阀控缸系统动态特性的研究[ J ] _ 液压与 气动， 2 o o 8 1 2 2 5 2 7 ． Z h a nC h a n g - s h u ， Yi n J i h u i ， L vWe n - c h a o ． R e s e a r c h o n d y n a mi c c h ar- a c t e r i s t i c s o f p n e u m a t i c c y l i n d e r c o n t r o l l e d b y s o l e n o i d v a l v e [ J ] ．H y d r an l i c s ＆P n e u ma t i c s ， 2 0 0 8 1 2 2 5 - 2 7 ． [ 1 0 ] E d m o n d R i c h e r a n d Y i l d i r i m H u r m u z l u ．A h i g } l p e rf o r m anc e p n e u m a t i c fo rc e a c t u a t o r s y s t e m p a r t 1 ～n o n l i n e ar m a t h e m a t i c a l m o d e l [ J ] ．A S M E J o u rna l o f D y n am i c S y s t e ms Me asu rem e n t a n d C o n t r o l ， 2 0 0 0 。 1 2 2 3 41 6 - _ 4 2 5 ．