基于LS-DYNA的導(dǎo)彈引信觸地過載仿真分析*

馮彥哲, 馮鵬洲, 鄧 鵬, 陳福紅

(1 四川航天系統(tǒng)工程研究所, 成都 610100; 2 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院, 北京 100076; 3 沈陽理工大學(xué), 沈陽 110159)

基于LS-DYNA的導(dǎo)彈引信觸地過載仿真分析*

馮彥哲1, 馮鵬洲2, 鄧 鵬3, 陳福紅1

(1 四川航天系統(tǒng)工程研究所, 成都 610100; 2 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院, 北京 100076; 3 沈陽理工大學(xué), 沈陽 110159)

為了深入分析導(dǎo)彈引信觸地過載環(huán)境,采用LS-DYNA軟件對四種不同落速落角條件下的觸地過載進(jìn)行了仿真計(jì)算,得出了四種條件下的引信觸地過載曲線,結(jié)合應(yīng)力波和過載在彈體內(nèi)的傳遞過程,總結(jié)出了以加速度傳感器為基礎(chǔ)的引信慣性觸發(fā)發(fā)火控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的相關(guān)規(guī)律。這些規(guī)律對慣性敏感元件的布局、引信強(qiáng)度校核和發(fā)火控制邏輯設(shè)計(jì)具有參考價(jià)值。

引信;觸地過載;LS-DYNA;數(shù)值仿真

0 引言

由于電子安全系統(tǒng)具有安全性、可靠性高,通用性好,環(huán)境信息接收與處理能力強(qiáng),與制導(dǎo)系統(tǒng)融合便于實(shí)現(xiàn)制導(dǎo)引信一體化等諸多優(yōu)點(diǎn)[1],在導(dǎo)彈引信中的應(yīng)用越來越廣泛。

采用電子安全系統(tǒng)的引信,觸發(fā)功能通常由以加速度傳感器為基礎(chǔ)的過載檢測電路實(shí)現(xiàn),具有瞬發(fā)度高,可實(shí)現(xiàn)較復(fù)雜邏輯功能等優(yōu)勢,實(shí)現(xiàn)觸地作用引戰(zhàn)匹配最佳效果。

引信對采集到的過載信號進(jìn)行信號處理,按預(yù)設(shè)發(fā)火控制邏輯起爆雷管。發(fā)火控制邏輯設(shè)計(jì)需要相對準(zhǔn)確的過載時間歷程曲線,以區(qū)分干擾信號和觸地過載信號,消除引信早炸隱患,確保引信作用可靠性。

導(dǎo)彈觸地過程與土壤的性質(zhì)、彈重、彈形、彈觸地姿態(tài)和彈落速等因素相關(guān),目前尚無公認(rèn)的完善理論模型。過去多采用半經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算,由于年代久遠(yuǎn),當(dāng)時試驗(yàn)條件已不能完全反映現(xiàn)代情況,需要根據(jù)現(xiàn)代條件下的試驗(yàn)數(shù)據(jù)加以修正[2]。

文中根據(jù)文獻(xiàn)[3]提供的彈靶參數(shù),運(yùn)用文獻(xiàn)[4]和文獻(xiàn)[5]中的半經(jīng)驗(yàn)公式派洛弟公式和薩布斯基公式計(jì)算得到的觸地過載值,與文獻(xiàn)[3]中試驗(yàn)實(shí)測值相差較大。而通過大量試驗(yàn)得到過載數(shù)據(jù)的時間進(jìn)度成本和經(jīng)濟(jì)成本高昂,實(shí)際操作亦十分困難,難以滿足低成本、快速化的設(shè)計(jì)要求,而數(shù)值仿真分析方法可以解決這一問題。

1 數(shù)值仿真

通用顯式動力分析軟件LS-DYNA特別適合非線性結(jié)構(gòu)的沖擊動力學(xué)問題,在高速碰撞分析、侵徹動力學(xué)分析等領(lǐng)域得到了深入廣泛的應(yīng)用[6]。采用LS-DYNA軟件仿真分析地對地導(dǎo)彈觸地動態(tài)環(huán)境切實(shí)可行,能夠得到相對準(zhǔn)確的分析結(jié)果。

1.1 仿真模型

如圖1、圖2,導(dǎo)彈模型簡化為頭部、前段、中段和后段4個部分,各部分接觸面共節(jié)點(diǎn)。每個部分又分為殼體和填充體,殼體材料與真實(shí)導(dǎo)彈保持一致,結(jié)構(gòu)合理簡化,填充體采用等效密度,保證各部分重量與實(shí)際一致。引信位于前段,所處位置的填充體節(jié)點(diǎn)加速度表征引信過載。

用半無限土壤靶模擬大地,對稱面施加對稱約束,其它邊界施加無反射邊界條件,以消除沖擊波在邊界處反射對結(jié)果的影響。

文獻(xiàn)[3]對國內(nèi)外常用半經(jīng)驗(yàn)公式進(jìn)行量綱分析后得出結(jié)論:影響侵徹過載的主要因素有彈體參數(shù)、目標(biāo)介質(zhì)特性、落速和落角等。作戰(zhàn)時,彈體參數(shù)和目標(biāo)介質(zhì)特性是已知的,對觸地過載影響最大因素是落速和落角。根據(jù)彈道數(shù)據(jù),導(dǎo)彈分別以最高落速680 m/s、最低落速350 m/s、最大落角90°和最小落角40°共4種組合的初始條件撞擊土壤靶。為了減少計(jì)算時長,90°落角條件下只建立四分之一模型,如圖1。40°落角條件下建立二分之一模型,如圖2。模型采用g-cm-μs單位制,三維實(shí)體單元Solid164。

1.2 假設(shè)

為了提高計(jì)算效率,作出如下合理假設(shè):

a)彈靶撞擊全過程不考慮熱效應(yīng);

b)忽略空氣阻力;

c)忽略導(dǎo)彈重力;

d)彈靶初始應(yīng)力值均為零。

1.3 網(wǎng)格劃分

使用HyperMesh軟件對彈體和土壤靶幾何模型進(jìn)行合理分割,劃分質(zhì)量較好的映射網(wǎng)格,見圖3。土壤靶尺寸較大,為提高計(jì)算效率,采用變網(wǎng)格方式劃分,即彈著點(diǎn)附近較密,其它區(qū)域相對較疏。參照文獻(xiàn)[7],使導(dǎo)彈半徑與網(wǎng)格邊長比值在6左右。

1.4 材料模型及破壞準(zhǔn)則

導(dǎo)彈和土壤分別選用Johnson-Cook材料模型和Plastic-Kinematic材料模型,各部段材料參數(shù)見表1。

表1 彈靶材料參數(shù)[6,8]

金屬材料和土壤分別以失效應(yīng)力和失效應(yīng)變作為失效判據(jù),若材料失效,則失效單元被刪除。

1.5 接觸算法

彈靶之間采用面-面侵蝕接觸算法“CONTACT_ERODING_SURFACE_TO_SURFACE”。該接觸算法基于罰函數(shù)原理,在節(jié)點(diǎn)與被穿透面之間引入界面接觸力,稱為罰函數(shù)值,其大小與穿透深度和接觸剛度成正比,物理含義為在兩者間放置一法向彈簧,以限制節(jié)點(diǎn)對面的穿透。

由于彈與靶的材料性質(zhì)相差懸殊,面-面侵蝕接觸算法的默認(rèn)參數(shù)值不再適用,應(yīng)將選項(xiàng)SOFT值設(shè)置為1,并根據(jù)碰撞過程穿透情況,調(diào)整縮放因子SLSFAC。

2 結(jié)果與分析

導(dǎo)彈落速取350 m/s和680 m/s,落角取40°和90°,兩兩組合后得到4種仿真模型,這四種模型中落速和落角均取極限值,計(jì)算結(jié)果具有代表性。

2.1 觸地過程應(yīng)力分析

根據(jù)文獻(xiàn)[9],應(yīng)力波是兩物體高速撞擊過程中應(yīng)力傳遞的一種形式。當(dāng)沖擊載荷的作用時間小于撞擊物體的固有周期時,彈塑性應(yīng)力波將在物體中傳播,從而引起物體中每一點(diǎn)的應(yīng)力、位移、速度和加速度發(fā)生突變。研究表明,應(yīng)力波傳播對觸地過載(加速度)影響為:

a)導(dǎo)彈某點(diǎn)加速度峰值由應(yīng)力波傳播過程中該點(diǎn)的加速度突變引起,靶的材質(zhì)越“硬”,突變越強(qiáng),則加速度峰值越高。對于Plastic-Kinematic材料模型的土壤靶,彈性模量值對過載峰值影響較大。彈性模量的準(zhǔn)確取值對結(jié)果的準(zhǔn)確性至關(guān)重要。

b)觸地過程中加速度是時間的函數(shù),該函數(shù)與應(yīng)力波的傳播時間相關(guān),故彈尾部加速度響應(yīng)滯后于彈頭部。引信越靠近彈頭,過載傳遞到引信的時間越短,瞬發(fā)度越高。從提高瞬發(fā)度的角度,引信應(yīng)盡量靠近彈頭。

c)加速度峰值在應(yīng)力波前處,隨后加速度值迅速下降,峰值的脈寬一般很窄。所以仿真時間步長取值應(yīng)足夠小,否則峰值可能失真,小于真實(shí)值。

2.2 引信觸地過載分析

圖4為90°落角,680 m/s落速條件下引信觸地過載時間歷程曲線,過載傳遞到引信位置大約需要80 μs,歷時約40 μs軸向過載升至第一個峰值約15 000。對于以加速度傳感器作為信息感知元件的引信發(fā)火控制系統(tǒng),應(yīng)在過載上升至第一個峰值前完成加速度采集、處理和作出發(fā)火決策。

觸發(fā)引信通常選取軸向過載作為發(fā)火能量來源或者環(huán)境激勵,單軸加速度傳感器敏感方向平行彈軸,徑向過載對加速度傳感器是不利的。由于引信偏離軸線不遠(yuǎn),圖4中徑向過載與軸向過載相比可以忽略,故引信觸發(fā)發(fā)火控制系統(tǒng)應(yīng)盡量布置于彈軸附近。

圖5中過載傳遞到引信位置大約需要80 μs,此后歷時約40 μs軸向過載升至第一個峰值約10 000。其它條件不變,落速降低,過載峰值明顯下降,主要原因是導(dǎo)彈動能降低。

如圖6和圖7,過載傳遞到引信位置大約需要80 μs,再歷時約40 μs軸向過載升至第一個峰值,680 m/s落速時為10 000左右,350 m/s落速減少至約6 000,均明顯小于90°落角條件下的對應(yīng)過載。另外,徑向過載仍明顯小于軸向過載,這與引信靠近軸線布置有關(guān),仿真結(jié)果表明導(dǎo)彈殼體上的徑向過載遠(yuǎn)高于引信徑向過載。

4種條件下觸地開始到過載傳遞到引信的時間均為80 μs左右,該值與落速落角關(guān)系不大,主要與導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)和引信所處位置相關(guān),這與應(yīng)力波相關(guān)理論是吻合的。

2.3 結(jié)果分析

由于土壤性質(zhì)的復(fù)雜性,以及應(yīng)用領(lǐng)域的局限性,查閱國內(nèi)外大量文獻(xiàn),尚未發(fā)現(xiàn)高速碰撞土壤靶的相關(guān)試驗(yàn)數(shù)據(jù),仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性暫時無法得到驗(yàn)證,待將來獲取試驗(yàn)數(shù)據(jù)后填補(bǔ)這一空白。但可以從上述4種條件下的仿真結(jié)果對比中,得到關(guān)于引信慣性敏感觸發(fā)發(fā)火控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的規(guī)律:

a)從提高瞬發(fā)度角度,引信應(yīng)盡量靠近彈頭。

b)引信軸向觸地過載的方向正負(fù)交替,應(yīng)重點(diǎn)關(guān)注第一個峰值前的過載曲線,并注意加速度方向與過載方向相反,加速度傳感器正方向與導(dǎo)彈飛行方向應(yīng)相反。

c)慣性敏感元件應(yīng)選取軸向觸地過載作為環(huán)境激勵,并盡量布置于彈軸附近,以減少徑向過載的影響。

d)最低落速和最小落角條件下的軸向過載峰值最小,應(yīng)以該過載曲線為基準(zhǔn)設(shè)計(jì)發(fā)火決策,保證觸發(fā)可靠性;最高落速和最大落角條件下的軸向過載峰值最大,應(yīng)以此為依據(jù)校核引信結(jié)構(gòu)強(qiáng)度,進(jìn)行抗過載防護(hù)設(shè)計(jì)。

e)采用加速度傳感器的慣性觸發(fā)發(fā)火控制系統(tǒng),應(yīng)合理選取處理器讀取加速度值的頻率、次數(shù)和閾值。模擬輸出加速度傳感器輸出的是電壓,在戰(zhàn)場復(fù)

雜電磁環(huán)境下,易受干擾,如果取值頻率過高,次數(shù)過少,閾值偏低,處理器會將干擾信號誤認(rèn)為加速度信號而誤發(fā)火,導(dǎo)致引信早炸。反之,作出發(fā)火決策的時間會延長,瞬發(fā)度降低,甚至導(dǎo)致引信瞎火。

3 結(jié)論

運(yùn)用LS-DYNA軟件,采用失效侵蝕接觸算法對導(dǎo)彈引信觸地過程進(jìn)行了數(shù)值仿真,對應(yīng)力波和過載在彈體內(nèi)傳遞進(jìn)行了分析,對比分析4種不同落速落角條件下的引信觸地過載曲線,得出了引信慣性敏感觸發(fā)發(fā)火控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的相關(guān)規(guī)律,為慣性敏感元件的布局、引信強(qiáng)度校核和發(fā)火控制邏輯設(shè)計(jì)提供了參考。

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SimulationAnalysisoftheTouchdownOverloadofMissileFuzeBasedonLS-DYNA

FENG Yanzhe1, FENG Pengzhou2, DENG Peng3, CHEN Fuhong1

(1 Research Institute of Sichuan Aerospace System Engineering, Chengdu 610100, China; 2 China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China; 3 Shenyang Ligong University, Shenyang 110159, China)

In order to deeply analyze the touchdown overload environment of missile fuze, the touchdown overloads with four kinds of falling velocity and falling angle were simulated using LS-DYNA, then the touchdown overload curves of fuze under four different conditions were obtained. Refer to the propagation progress of stress wave and overload in missile bodies, the relevant rules of design of the fuze inertia trigger firing control system based on acceleration transducer were summarized. These rules had reference values for the layout of inertial sensors, fuze strength check and the logical design of ignition control.

fuze; touchdown overload; LS-DYNA; numerical simulation

TJ43

A

2016-07-12

馮彥哲(1984-),男,湖北當(dāng)陽人,工程師,研究方向:火箭彈、導(dǎo)彈引信系統(tǒng)分析與總體設(shè)計(jì)。