燃气挤压器式动力源快速起竖装置设计优化与分析_任玉亮(1).pdf

振动与冲击 第 卷第 期 基金项目 国家自然科学基金 收稿日期 修改稿收到日期 第一作者 任玉亮 男博士生工程师 年生 通信作者 高钦和 男博士教授博士生导师 年生 燃气挤压器式动力源快速起竖装置设计优化与分析 任玉亮 高钦和 田红宁 火箭军工程大学导弹工程学院西安 火箭军工程大学基础部西安 摘要为解决车载导弹起竖装置起竖时间长动力源体积大的问题提出一种新型燃气挤压器驱动的快速起竖 方案建立了起竖过程一体化计算数学模型对比分析了恒定燃面和变燃面两种起竖方案设计了基于装药燃面与凸轮 型面优化的气液分段控制策略起竖前段采用变燃面燃气发生器控制燃气输出流量在实现快速启动的同时保持负载匀 速起竖起竖后段采用凸轮调速阀控制油液输出流量完成负载的减速制动保证负载平稳停靠研究结果表明新型燃 气挤压器式动力源起竖方案及其控制策略可实现导弹 快速平稳起竖较传统液压泵式动力源的起竖时间大幅缩 短可为车载导弹起竖装备的升级改造和工程研制提供设计依据 关键词导弹燃气挤压器快速起竖变燃面分段控制策略 中图分类号 文献标志码 目前车载导弹发射系统多采用以电动液压泵为 动力源的起竖方式但是泵的输出流量有限导致起竖 速度缓慢若要进一步提高起竖速度势必要增加泵 的排量则泵的体积和重量都会大幅增加给空间有限 的车载武器系统在空间布局上带来诸多困难若要 实现快速起竖探索新型起竖液压动力源成为一个新 的研究方向 挤压式液压动力源是一种以气体内能为动力以 油液为传输介质的能源形式气体通常采用高压气 体或者高温燃气高压气体一般是将其预先存储在高 压气瓶中通过气瓶出口气压阀的控制进行快速释放 高温燃气则通常是利用燃气发生器通过电爆管点火 引燃火药或固体推进剂燃烧而产生气体产生后释 放至内部带有活塞的油箱中通过气体膨胀做功推动 活塞运动实现油液挤压增压将气体内能转换为油液 压力能输送至液压执行机构完成能量的输出相比 传统泵式液压动力源挤压式液压动力源气体释放能 量的功率更大系统的体积和重量更小更适合于对速 度或功率有较高需求的导弹武器系统 当前挤压式液压动力源主要应用在航空航天等 短时工作领域按照不同的应用场景可分为两类 一是弹射系统如无人机弹射鱼雷发射和重物抛投 等这类挤压式液压能源的主要特点是能够瞬间输出 大流量使负载获得较高的发射初速度二是伺服系 统如固体火箭姿态控制系统中的发动机喷管推力矢 量控制调节装置此类挤压式液压能源的主要功能是 满足重载系统对动力源大功率输出的需求李悦等 对无人机气液压发射的原理进行了数值仿真和试验研 究实现了重量 无人机 内以 速度起 飞为无人机气液压发射装置的工程研制提供了设计 依据王树山等研究了应用于鱼雷控制系统中的活 塞式蓄压器对确定结构和装药参数的蓄压器进行了 计算得到了液压和气压与时间的关系曲线对蓄压器 结构优化和设计具有较高的应用价值谢英俊开展 了微重力落塔的高速液压上抛发射系统及其关键技术 的研究分析了高速液压缸高速动密封和缓冲问题设 计了瞬时大流量阀的控制系统李俊岩等 基于 软件建立了应用于发动机喷管调节的气液耦 合挤压式能源系统的仿真模型分析了系统初始压力 储气容积等参数对能源特性的影响并对关键参数进 行了优化设计目前对挤压式液压动力源应用于导 弹起竖系统研究的报道还比较少国外俄罗斯 导 弹采用燃气挤压式动力源实现了 快速起竖但由 于高度涉密性至今未见诸于任何公开报道国内工 业部门曾进行过相关调研论证工作但无后续进展 张军辉等提出一种基于液压蓄能器式辅助动力源的 起竖系统建立了系统的 和 仿真模 型制定了系统的能量分配控制策略及切换策略与阀 控系统和泵阀复合控制系统进行了对比研究可实现 导弹的快速平稳起竖但缺乏试验验证环节邵亚军 等提出一种燃气液压混合驱动起竖方案建立了系 统的动力学模型通过遗传算法优化确定了火药结构 参数该方案可在 内实现重量 导弹的快速 起竖在燃气挤压式起竖方面进行了初步的探索和尝 试但建模过程中假设条件过多仿真结果缺乏试验 验证 综上可以看出无论是弹射系统还是伺服系统有 效工作时间都比较短通常在 以内总能量输出并 不高这与起竖系统有很大的不同起竖系统不仅负 载大且起竖时间长一般大于 能量释放过程相 对较长这就要求动力源不仅要具有短时高功率输出 功能还要具备长时间总能量输出能力同时要能够 控制能量平稳输出对挤压式液压能源本身和起竖系 统设计都提出了更高的要求纵观已有文献基于燃 气挤压式动力源起竖系统的研究还很少无论在系统 的设计模型的建立还是在试验的开展等方面都不够 完善需要进行基础性理论研究和试验工作 本文针对燃气挤压式动力源起竖系统展开研究 建立了起竖系统的一体化计算数学模型对比分析了 恒定燃面和变燃面两种起竖方案中导弹运动参数的变 化规律及其缺陷设计了基于装药燃面与凸轮型面优 化的气液分段控制策略本文提出的新型起竖方案及 其数值仿真结果可为导弹武器系统的设计和优化提供 参考 燃气挤压器式动力源起竖装置工作原理 燃气挤压器式动力源起竖装置其原理如图所 示图是燃气挤压器的结构示意图起竖装置主要 由燃气挤压器液压管路和液压缸等部分组成燃气 挤压器作为系统动力源主要由燃烧室药柱喷管燃 气腔运动活塞油气隔离密封装置和液压腔等部分构 成燃气挤压器置于导弹发射车车体上方通过液压 管路与液压执行机构相连接工作原理为控制系统 发出起竖指令后点火装置输出脉冲信号点燃药柱 装药燃烧瞬间产生大量燃气经过喷管进入燃气腔推 动活塞运动挤压油液增压通过液压管路输出至与之 相连接的液压缸当无杆腔压力产生的力矩大于负载 的重力力矩时推动液压缸活塞杆快速伸出驱动导弹 向上运动完成起竖动作 图燃气挤压器式动力源起竖装置原理图 图燃气挤压器结构示意图 燃气挤压器式动力源起竖装置动力学模型 燃气挤压器起竖装置数学模型主要包含燃气挤压 器内弹道模型液压执行器动态特性模型和起竖过程 振 动 与 冲 击年第卷 动力学模型三部分其中燃气挤压器内弹道模型包 含燃气发生器燃气腔和液压腔三个子模型 燃气发生器子模型基于经典内弹道和固体火药 燃烧理论建立如式所示        式中 为燃烧室压力 为燃烧室自由容积 为 推进剂密度 为燃烧面积 为燃速 为燃速系 数 为压力指数 为特征速度 为比热比 的函 数槡 为喷管质量流量 燃气腔子模型基于气体热力学理论建立详见参 考文献液压腔子模型按参考文献做简化处 理认为液压腔压力等于燃气腔压力液压执行器动 态模型基于节点容腔法建立详见参考文献起 竖过程动力学模型基于欧拉方程建立详见参考文献 起竖过程中液压缸活塞杆受到的负载力 注 仅包含导弹重力与起竖角位移的关系如图所示 随着液压缸的伸出起竖角度由变为 负载 力逐渐减小在重心过平衡点后变为负值成为超越 负载 图负载力与起竖角位移关系曲线 在上述子模型基础上建立燃气挤压器起竖装置 一体化计算数学模型在 环境下编 写燃气发生器内弹道求解程序在 中建立燃 气腔液压腔液压缸和起竖机构仿真模型以 作为联合仿真主环境利用联合仿真接 口 模块实现联合仿真 联合仿真模型的有效性通过原理样机进行了试验 验证限于试验条件系统的外部载荷通过安装在液 压缸回油腔与油箱之间的电液比例溢流阀进行加载 试验结果作者已在文献进行详细的分析这里不 再赘述读者可自行参考 起竖装置的主要仿真参数如表所示药柱为端 面燃烧其燃烧和物性参数参考文献 表主要仿真参数 参数数值 装药密度 燃速系数 压强指数 燃气绝热指数 燃气气体常数 燃温 特征速度 喷管喉部直径 油液弹性模量 油液密度 起竖负载 转动惯量 燃气挤压器式动力源起竖过程仿真分析与 优化设计 恒定燃面装药方案起竖结果与分析 装药种类一经选定则导弹起竖时间 即由装药 结构尺寸即药型唯一确定这里选定最简单的圆柱 形外包覆端面燃烧装药设定装药直径和长度分别为 和则燃面 同时为实现导弹的快速 平稳起竖规划起竖角位移运动轨迹如图所示导 弹以 的角速度在前 匀速起竖并在最 后 减速停止到位在 内完成起竖动作导弹起 竖角位移满足式 { 图规划起竖运动轨迹 为实现导弹 起竖目标运用遗传算法确定装 药结构尺寸选定装药直径 和装药长度为设计 变量受燃气发生器结构尺寸限制其内部装药尺寸 第期任玉亮等燃气挤压器式动力源快速起竖装置设计优化与分析 不宜过大同时要兼顾药柱结构强度和易加工性 综合考虑将装药直径和长度的取值范围分别限定为 选取误差函数作 为目标函数误差越小曲线吻合度越高约束条件为 导弹在 时刻的起竖角位移 其数学表达式描述为 { 式中 为以平方误差积分准则表示的目标函数 为离散时间点 为误差 为待求曲线 为规划目标曲线即图所示曲线 将遗传算法编制程序嵌入联合仿真模型模型根 据初始种群计算输出角位移算法程序据此计算适应 度值并经过选择交叉变异后得到下一代种群如 此反复循环迭代输出优化结果优化得到装药直径 和长度分别为 再将其 输入到模型中得到恒定燃面装药方案起竖过程的仿 真结果如图 图所示 图是导弹起竖角位移曲线图是燃气发生器 燃气质量流量输出曲线图是燃气发生器焓流量输 出曲线从图中可以看出 导弹运动存在较大滞后现象影响了系统 快速性从装药点火至负载启动时长约 左 右占全部起竖时间的以上经分析可知这 是由燃气腔的初容引起的虽然初容能够起到压力 缓冲和保护系统的作用但初容的存在使得燃气腔 压力上升至负载启动压力必定有一个时间累积 过程 负载启动后仅在起竖初期保持匀速运动中 后期则以加速运动为主负载实际运动轨迹与规划目 标曲线并不吻合且有较大差距经分析其原因是 当装药设计为恒定燃面时燃气发生器输出质量流量 和焓流量均迅速上升其后虽略有下降但降幅较小 至装药燃烧完毕前各自维持在 和 附 近基本不变如图和图所示而由图可知起竖 是变负载过程随角度增加负载逐渐减小这样对 起竖系统而言输入功率不变系统负载减小则起竖 速度必然越来越快 图恒定燃面装药方案起竖角 位移曲线 图恒定燃面装药方案喷管质量 流量曲线 图恒定燃面装药方案喷管焓流量 输出曲线 综上所述基于恒定燃面装药设计的简单起竖方 案燃气发生器输出功率不能随负载变化而改变无法 获得规划目标轨迹必须对装药进行优化设计使燃气 动力源具备负载适应能力 变燃面装药方案起竖过程优化设计与分析 装药燃烧规律主要与燃速和燃面两个因素有关 虽然可以通过改变装药初温在药柱表面喷注气体或 液体以及采用多个燃烧室等方式来改变燃速但是均 需要增加复杂的辅助机构来实现且技术不成熟而 改变燃面是较有效且容易实现的途径因此本文针 对恒定燃面装药方案不足设计一种变燃面装药在起 竖过程中燃气发生器输出质量流量和输出功率焓流 量随负载下降而相应减少以适应变负载工况保证 导弹匀速起竖 为实现这一过程运用基于控制理论的负反馈方 法进行优化设计与 节两参数设计变量不同这 里只选定装药直径 作为唯一设计变量不再设置 装药长度理由是在优化过程中当装药直径变为 零时以此时对应的时间点 为上限对燃速 进行 积分即可得到装药总长度 最后以已 燃装药长度 为横坐标以装药直径 为纵坐 标即可得到装药轮廓曲线具体优化过程如下 将待优化参数装药直径 假设为一个虚拟控 制变量以图所示曲线为规划目标曲线从零时刻开 始在每一个时间节点将负载的实际角位移输出值与 规划目标曲线在该点数值的差值输出给虚拟控制器 最后由虚拟控制器通过 振 动 与 冲 击年第卷 算法给出该时间节点的虚拟控制变量的数 据即待优化参数装药直径其数学表达式为 { 式中 为时间节点 为偏差 为待求曲线 为规划目标曲线即图所示曲线 为比例 系数 为积分系数 为微分系数 优化得到装药结构尺寸如图所示再将其输入 到联合仿真模型中计算得到变燃面装药方案起竖过 程的仿真结果如图 图所示 从图可以看出优化后的装药为一根先恒面再减 面燃烧的药柱在药柱起始段 直径保 持不变在药柱中段 直径呈 缓慢减小趋势在药柱末段 直径快速减小为零药柱总长度 下面结合图导弹角位移曲线分析说明药柱直径 优化的合理性从图中可以看出导弹运动轨迹大致 分为三个阶段 快速启动阶段导弹在 即可启动相 比优化前缩短 减幅达 系统能够快速 启动其原因是药柱起始段直径为约束限定的最大值 比优化前的恒定装药直径 增加 相应地燃气发生器喷管质量流量和焓流量 分别由优化前的 和 增加至 和 如图和图所示在燃气腔初容保持不 变的条件下其腔内压力以更快速度上升至负载启动 压力从而缩短了启动时间 启动后虽然负载开始减小但由于负载实际角位 移此时仍小于规划角位移因此药柱直径并未立即减 小而是继续保持最大值至 时刻如图所示这 样燃气发生器继续以最大功率输出这一点也从侧面 验证了药柱直径优化结果的合理性 匀速起竖阶段在 时间段负载实 际运动轨迹与规划目标曲线基本吻合其后形成较大 偏差与此对应药柱直径在 时刻开始减小并最 终在 减小为如图所示相应地燃气发生 器喷口质量流量和焓流量同样逐步减小至如图 和图所示由此可见优化后的燃气动力源具备负 载自适应能力证明药柱直径优化结果合理有效 图装药轮廓曲线单边 图变燃面装药方案起竖角位移曲线 图装药直径随时间变化曲线 加速停靠阶段在 时间段负 载加速运动至终点位置如图导弹起竖角速度曲线 所示不难发现虽然此时装药已经燃烧完毕但负载 角速度继续从 时刻的 急剧上升至 时刻的 经分析可做如下解释 一方面虽然装药已经全部燃烧完毕燃气发生器输出 质量流量和焓流量也随之降为如图和图所 示但是与液体不同气体是可压缩流体此时燃气腔 内仍然储备有较高压力燃气挤压器转变为液压蓄能 器将继续对外膨胀做功且燃气腔压力下降速度小于 负载下降速度另一方面由图可知导弹在起竖角 度超过 约 后由于重心跳变成为超越 负载即负载不再起阻力作用而是起拉力作用从而 使导弹进一步做加速运动于是在以上两种因素的 共同作用下系统持续加速至起竖到位时仍有较高 的运动速度给系统减速制动带来困难 总体上看单独采用基于装药优化设计的变燃面 装药方案虽然可以通过减少燃气动力源功率输出以适 应起竖变负载工况但受限于起竖负载本身重力特性 和气体固有的可压缩特性系统存在末段速度过高的 问题 由此可见基于燃气动力源的起竖装置与传统燃 气驱动工程应用例如导弹弹射有很大不同不仅需 要实现负载的高速启动还要能够完成负载的减速制 动和精确停靠因此单独采用气体控制是不行的需 要引入液压阀调速 第期任玉亮等燃气挤压器式动力源快速起竖装置设计优化与分析 图变燃面装药方案喷管质量流量曲线 图变燃面装药方案喷管焓流量曲线 图变燃面装药方案起竖角速度曲线 基于气液分段控制策略的起竖结果与分析 根据上述分析提出气液分段控制策略在起竖前 半段采用变燃面燃气发生器控制燃气输出流量在快 速启动的同时保持负载匀速运动在起竖后半段采用 液压调速阀控制油液输出流量实现负载的减速制动 保证负载平稳起竖到位 为保证控制可靠性借鉴文献的凸轮方案并 通过凸轮型面优化控制起竖后段位移曲线气液分 段控制策略及凸轮调速原理如图所示在液压缸 有杆腔回路安装液压调速阀同时在导弹发射筒与车 体连接的转轴处安装凸轮机构凸轮型面与调速阀滚 轮相接在起竖过程中凸轮随导弹同步转动从而通 过凸轮型面控制调速阀滚轮位置进而控制阀芯移动 实现液压流量控制 图气液分段控制策略及凸轮调速原理 为实现凸轮型面优化同样运用负反馈设计方法 具体为忽略调速阀的动态特性假定调速阀阀芯位移 与输出流量满足关系式 式中 为输出流量 为比例系数假定为 是阀芯位移取值范围为 仍以图曲线 为规划目标曲线将 负载实际角位移 作为反馈变量计算两者 差值 输出给控制器采用 控制算法计 算得到调速阀阀芯运动轨迹后再根据阀芯滚轮中心 与凸轮位置关系中心距离为 可得优化后的 凸轮型面曲线如图所示图是对应的凸轮调 速阀阀芯位移随时间变化曲线 从图中可以看出起竖前半段调速阀阀芯在内部 弹簧作用下保持最大值 压紧在凸轮外缘凸轮 半径为最小值 且保持不变起竖后半段凸轮 半径逐渐增大阀芯位移开始减小当导弹临近终点位 置时凸轮半径快速增大至 通过滚轮推动阀 芯推杆快速向内运动直至阀芯关闭为止 图凸轮型面曲线 图凸轮调速阀阀芯位移曲线 基于气液分段控制策略起竖过程的仿真结果如 图 图图是起竖角位移曲线图是起竖 角速度曲线图是燃气挤压器输出流量曲线从 图中可以看出起竖前段凸轮调速阀保持全开状态 振 动 与 冲 击年第卷 系统通过变燃面装药控制燃气输出流量从而控制负 载运动轨迹起竖后段凸轮半径增大调速阀逐渐关 闭控制燃气挤压器油液输出流量继续跟踪目标曲 线并在起竖末段减速制动完成起竖动作同时注意 到系统流量和负载运动速度存在突变现象这是由凸 轮型面曲线变化不连续引起的会产生负载加速度影 响运动稳定性于系统不利在后续研究中可以通过 系统结构或算法优化给出更完善的凸轮型面方案以 减小或消除液压冲击实现系统流量和负载速度的平 稳过渡与衔接 图基于气液分段控制策略的起竖 角位移曲线 图基于气液分段控制策略的起竖 角速度曲线 图燃气挤压器输出流量曲线 综上所述基于装药燃面和凸轮型面优化的气液 分段控制策略燃气挤压器式动力源起竖方案除启动 稍有滞后外负载运动轨迹与规划目标曲线基本吻合 实现了导弹 快速平稳起竖 结论 本文针对起竖装置起竖时间长动力源体积较大 的问题提出采用燃气挤压器单一驱动的快速起竖方 案完成了起竖系统的理论分析建立了起竖装置的数 学与仿真模型主要结论如下 新型燃气挤压器式动力源起竖系统可实现 内快速起竖大幅提高装备起竖速度为车载导弹 武器系统的工程研制提供理论参考 基于装药燃面与凸轮型面优化设计的气液分 段控制策略可实现导弹快速启动匀速起竖减速制动 及平稳停靠 气液分段控制策略虽然具有较好的应用潜 力但工程应用中可能遇到许多实际问题需要进一步 开展相关研究 参 考 文 献 李士禄挤压式液压能源简介 红外与激光工程 成兆义韦贯举李俊岩等挤压式伺服能源仿真分析 液压与气动 李悦裴锦华无人机气液压发射动力学数值仿真 机 械工程学报