基于电磁发射导弹抗超大过载结构设计初探_张华

基于电磁发射导弹抗超大过载结构初探张华代志刚于红勇徐晓(o六一基地三。二设计研究所,贵阳55009)摘要通过对基于电磁发射导弹(以下简称导弹)在发射过程中的受力分析可知,导弹必然承受轴向超大冲击载荷作用,在进行弹体结构和弹上设备设计时必须解决其结构的抗超大过载作用的结构承载能力和可行性,最后寻求最优的解决方案。基于此,本文从结构设计的角度初步探讨了弹体、弹上设备及其安装抗超大过载作用的结构设计可行性。关键词:导弹;超大过载;结构设计导弹是利用电磁发射技术研制的一种先进的动能杀伤武器。利用电磁力(洛仑兹力)沿导轨发射,具有速度高、稳定性好、隐蔽性强、发射成本低等特点。2010年12月10日,美国海军又一次成功进行电磁炮试射。据公布,美国海军此次电磁炮试射,炮弹的出口动能达到3兆焦耳(M)J,据此测算,炮弹可以以5倍音速飞行110海里(约合Zokm)。按照美国海军提出的指标,电磁炮的射程能够达到370km左右川。在这样的背景下,针对未来陆、海、空、二炮近程末端防御系统提升抗大规模饱和攻击能力和提高作战效费比的需求,开展基于电磁发射的导弹原理样机的研制,重点突破基于电磁发射的导弹总体技术、抗大冲击载荷的末端防空导弹结构技术和弹载电子设备电磁兼容技术等关键技术,为基于电磁发射的导弹工程化应用奠定基础。本文就导弹抗超大过载结构设计进行了初步探讨。附一生mv,=生x20又1200,一14.4、一06(J)(一)22导弹沿发射导轨运动获得的动能是作用在导弹的平均电磁力(F)在发射导轨这一路径中所作的功,因此根据动力学中关于功的定义可知作用在导弹的平均电磁力(F)为:F_竺_14.4xl06l0=14.4xlo,(N)(2)由牛顿第二定律可知,导弹的平均加速度(a)为:F14.4xl05a=—二—=7·Zx,0`(m`s,)一7200(g)(3)因此,电磁力对导弹的作用时间()t为:120072000一16·7xlo一,(s)=16·7(ms)(4)1电磁发射过程中的导弹受力分析某导弹自身无动力推进装置,山电磁导轨产生的电磁力为导弹提供全程飞行所需要的能量。而发射过程中,电磁力作用时间短、作用距离短,为了获得足够的能量,根据能量定律环任sF,当电磁导轨长度s一定时,只能通过增大作用力的方式使导弹获得足够的能量。但是在增大作用力的同时,导弹自身需要承受超大过载作用。假定某质量(m)为Zokg的导弹要利用电磁力(洛仑兹力)在10m长(L)的发射导轨加速到1200m/s的飞行速度(v),根据动能定理可知其离轨动能(附)为:根据工程设计,初步估算某导弹的一阶固有频率在40一60zH之间,也就说其一阶固有振动周期在16.7~25ms之间。而电磁力的作用时间为16.7ms,正好与受力体导弹的一阶固有振动周期相当。因此,给导弹提供推力加速的电磁力是一个作用时间极短、作用强度极大(72009的大过载)的冲击载荷,这为导弹的结构设计带来了难以想象的困难和挑战。如何提高某导弹结构及弹上设备的抗超大过载冲击载荷能力,是提升导弹总体性能的一项关键技术。2弹体及弹上设备抗大过载的一体化结构设计某导弹的主要弹上设备有:引信、激光接收机、激光译码器、电气系统、中心信息处理器、舵机、制导仪、战斗部和安全执行机构等。为了提高设备的抗大过载能力,要结合设备自身结构形式,综合考虑设备安装固定方式,进行一体化设计。设备小型化不仅能节省弹体内部空间、减小导弹质量,还能有效减轻弹体结构的载荷。因此,需针对弹上设备进行小型化设计。例如,将光学系统设计微型化、所有电子元件均选用贴片器件,以减轻任务设备的自身质量,减小体积。同时,小型化设计还能提高设备的抗振、抗冲击能力。为了提高设备自身的抗大过载能力,需要巧妙设计其设备内部元器件间的连接方式。例如,光学镜片之间采用镀膜钢质弹片连接,利用弹片的弹性和阻尼特性来储存和耗散冲击能量,减小冲击载荷对镜片的破坏作用;镜头与CCD及电路板之间用环氧树脂固封,防止各部件之间产生相对位移,避免接触空隙的存在;对于所有的贴片器件均采用胶脂固封,起到支撑和介质绝缘作用。而设备的安装、固定方式则通过以下几种措施进行一体化设计,达到提高设备抗大过载能力。l)改善结构体应力分布。如通过钝化拐角、改变结构形状等方法调节结构体内的应力分布,尤其要防止局部受力,消除应力集中,使设备与舱体间的接触变为面接触,实现一体化设计。2)转移结构的受载危险部位。在结构设计时,尽量使大载荷作用点设置在承受能力较强的部位,改变接触方式,将点接触或线接触受力改成面接触受力。3)采用弹簧隔振装置。若各元器件与支撑本体采用刚性连接,势必无法满足发射强度的要求。因此,需增加隔振装置。隔振装置的设计要兼顾隔振效率和位移的矛盾,在保证隔振效果的前提下,尽可能减小冲击变形,避免各元器件产生过大相对位移可能造成的连接线路断裂或脱落,防止系统偏离正常位置发生破坏。4)对弹体内部采用灌封。对弹体内部的灌封,将使弹上设备与弹体间紧密接触,实现一体化设计。在承受载荷过程中将会使载荷的传递更加均匀,有利于提高结构的整体强度。3抗超大过载结构设计仿真验证本文以某导弹初步作为例,对其结构设计抗超大过载能力的可行性进行设计仿真验证。该设计方案的特点是:由于某导弹在发射过程中处于超大轴向过载作用下,拟采用弹身作为升力面,在收缩尾上布置控制面。同时收缩尾式设计可以有效的减小气动阻力,降低导弹飞行过程中的能量损耗,使射程更远。某导弹外形及弹上设备布局见图1所示。导弹头部安装有引信(触发和近炸),战斗部位于导弹前部,制导及电气设备位于导弹收缩部,导弹尾部安装有舵机及激光束接收译码系统。图1某导弹外形及布局示意图3.1弹上设备杭大过载一体化结构设计仿真验证在发射过程中,各元器件随弹体施加的加速度做强迫运动,承受很大的惯性力,承受的载荷主要包括:受热膨胀而引起的温度应力、重力、轴向、径向和切向惯性力;相邻部件的作用力以及摩擦力等。这些载荷在作用过程中都是变化的,它们对发射强度的影响,相对于轴向惯性力要小很多。因此在仿真验证中,主要考虑装置的轴向抗冲击能力。在仿真过程中根据研究连接类型的形式,针对重点考察问题,忽略次要因素,进行建模分析。本文以弹簧隔振装置为例进行仿真验证的方法说明。3.1.1弹簧隔振连接装置建模在结构设计中,采用添加隔振装置(见图2)的方式设计设备与弹体的连接,提高弹上设备的抗超大过载能力。拟采用橡胶垫和碟簧组合的复合减振方式,橡胶垫采用吸能和滞回性能良好的泡沫硅橡胶,碟簧多片对合组合,碟簧与橡胶垫之间用胶木板隔离。图2隔振装置结构示意图在建立有限元分析模型的过程中,将采用创建三维实体模型的方式来模拟隔振装置,并通过不同材料属性的分配,设置橡胶垫、胶木隔板和碟簧装置。为方便计算,将弹上设备简化为集中质量处理,外筒和支撑本体作为不计变形的刚性基础。橡胶垫采用超弹性三维实体单元来模拟;碟簧采用等参六面体单元进行模拟。结构直接承受加速度载荷做强迫运动,本文采用大质量法,将加速度载荷转化为力载荷进行计算。隔振装置的有限元模型及载荷边界条件设置见图3所示。a(碱振装置有限元模型(b)加载图3隔振装置的有限元模型及载荷边界条件设置3.1.2隔振装置的有限元仿真分析结果载荷曲线及计算得出的集中质量点处的响应曲线如图4所示。一加速度载荷一加速度响应碑子二,、““、入度响应相比弹体响应减小50%。说明在设备连接时添加减振装置能够增加设备的抗冲击能力,提高设备的可靠性。.32导弹弹体结构抗超大过载冲击能力仿真验证.32.1导弹弹体建模按照某导弹结构方案几何尺寸建立仿真模型,在初步分析中,考虑到导弹一体化设计要尽量减少舱段的数量,因此在舱段分配未确定前,分析时暂忽略舱段间的连接结构刚度影响,建立弹体整体壳模型。舵面采用变截面技术利用壳单元进行模拟,同时忽略舵轴结构,将舵面直接固定在弹体上。根据轨道式电磁发射的原理,以及本项目所设计的发射方式,在仿真分析中将72009的加速度载荷作用在弹体底面。由于导弹受载时间为发射阶段,作用时间很短,根据本文第二章分析,从载荷形式上可将其作为冲击载荷来处理载荷曲线(见图5)及仿真模型如图6所不。.3.22导弹弹体结构抗超大过载冲击能力仿真分析结果利用有限元仿真分析软件中的动力学模块对模型进行仿真计算,得到如下结果。在导弹模型的底部、弹体中段、顶部各选取一个节点,观察其加速度变化,得到结果如图7所示。从结果中可以看出,底部的加速度曲线与设计载荷曲线是一致的,说明载荷的加载方式是可行的。而弹体中段和顶部的加速度曲线是在加载曲线附近来回波动,并逐渐趋于稳定的曲线。这是由于在分析中并没有考虑结构的阻尼系数,弹体是一个全弹性体,在加载的整个过程中,弹体自身存在应变能的产生和释放,对各个节点上的加速度大小有一定的影响。70印50432户.。·日=à.681012t(ms)图4减振效果比较由图4可以知,减振装置能够使设备承受的加速;l、飞、、飞111飞1`111二1气l厂日曰日曰曰盯留加的朋,c间创期乌时间图5载荷作用曲线分严酷。舵面、舵轴及舵轴与舱体的安装设计是极其关键的,也是弹体结构的薄弱部件。涉及到几何形状的设计,材料的选取,惯性载荷的分析、结构强度设计等,因此本文对其单独列为一节予以专题探讨。舵结构三维模型见图9所示。舵面和舵轴材料选取为TC4,舵面和舵轴分别为整体锻压成型,再进行机加工的整体式结构。舵面按40℃的工作环境温度考虑,在此温度条件下,c4T的密度夕=4期。kg加3,弹性模量=E80GPa,剪切模量G二36GPa,泊松比尸二0.37,几=645MPa[21。单个舵面和舵轴的物理属性如下:体积:=V23464`smm,;质量:m=0.1042kg;质心:xt=71.6mm,zt=69.0mm。图9舵结构三维模型.3.32结构薄弱部件(舵结构)抗超大过载冲击能力仿真分析结果舵结构有限元分析模型见图10。舵结构有限元分析结果见图11。根据有限元分析结果可知,舵结构最大应力为`ax一525MPa<几,舵根前缘绕度最大,为:max-.0568mm。因此,该结构设计方案是可行的。图1舵结构有限元分析结果4.3现阶段仿真分析中的不足及后续改进方案现阶段仿真分析中的不足及后续改进方案:l)在初步分析中导弹弹体部分是作为等厚度壳来进行分析的,从应力云图中可知:在弹体中、前段其应力并不是很大,在设计时可以调整导弹各个部分的壁厚,在充分考虑构造工艺性的前提下,综合考虑导弹各种状态下的载荷,使弹体能够近似达到等强度原则,以减轻导弹结构重量。2)初步分析中并没有考虑弹上设备以及导弹内部的灌封材料等结构,这些部分都会提高导弹的整体强度,需要在导弹初步设计完成后作进一步详细分析。必然承受轴向超大冲击载荷作用,在进行弹体结构和弹上设备设计时必须解决其结构的抗超大过载作用的结构承载能力和方案可行性,最后寻求最优的解决方案。基于此,作为一种全新的新型武器系统,只要弹体及弹上设备结构设计合理,材料选取适当,适当增加结构质量,从结构设计的角度认为弹体及弹上设备结构抗超大过载设计是可行的。参考文献刘思燕.’X战警”准备出发.中国航天报,201..2工程材料实用手册.中国化出版社,1989..71.Jl,一r.LF4结论通过对导弹在发射过程中的受力分析可知,导弹