內(nèi)埋彈艙彈射沖擊載荷特性研究

祁武超， 劉恒， 金德玉

(沈陽航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院， 遼寧 沈陽 110136)

0 引言

20世紀(jì)80年代以來，美國和俄羅斯(包括前蘇聯(lián))等都開始了新一代隱身戰(zhàn)機(jī)的研發(fā)工作，如美國的F22戰(zhàn)機(jī)、俄羅斯的T50戰(zhàn)機(jī)及日本的“心神”戰(zhàn)機(jī)等。由于外掛武器可使得雷達(dá)反射截面增大，且在飛行過程中形成空氣阻力，因此要求載機(jī)盡可能地減少外掛裝備，采用內(nèi)埋式武器艙將掛架和武器藏于機(jī)體內(nèi)部。戰(zhàn)機(jī)超音速飛行時內(nèi)埋式導(dǎo)彈可采用水平或垂直彈射裝置發(fā)射，其彈射裝置與外掛式裝置不同。美國的F22A戰(zhàn)機(jī)采用LAU-142/A彈射發(fā)射裝置發(fā)射導(dǎo)彈，發(fā)射AIM-120C導(dǎo)彈的彈射行程僅為230 mm，彈射時間僅為0.1 s左右，并以最大40g的加速度將導(dǎo)彈以7.62 m/s的速度彈出武器艙[1]。在彈射機(jī)構(gòu)展開釋放導(dǎo)彈過程中，無論是水平彈射還是垂直彈射，彈射導(dǎo)彈施加的作動力及導(dǎo)彈釋放瞬間產(chǎn)生的作用力都同樣會反作用于載機(jī)上的艙體結(jié)構(gòu)等。因此，研究內(nèi)埋式導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)的彈射原理、掛載點處的沖擊載荷特性，對新一代戰(zhàn)機(jī)的研發(fā)有著重要的意義。

國外對內(nèi)埋彈艙相關(guān)設(shè)計的研究起步較早，20世紀(jì)中葉便開展了相關(guān)的理論研究工作[2]，并已經(jīng)有比較成熟的工程實踐應(yīng)用，如F22、F35兩款隱身戰(zhàn)機(jī)和其他大型轟炸機(jī)的內(nèi)埋武器彈艙。美國國家航空航天局及美國空軍等部門為解決戰(zhàn)斗機(jī)和轟炸機(jī)內(nèi)埋彈艙的氣動噪聲及其設(shè)計問題開展了一系列研究工作，并積累了大量技術(shù)成果[3-7]。已公開的研究主要集中在內(nèi)埋武器安全分離研究、內(nèi)埋彈艙彈射機(jī)構(gòu)和結(jié)構(gòu)設(shè)計、彈艙流場氣動聲學(xué)問題及艙門運動與彈艙流場耦合問題，并進(jìn)行了大量的分析與試驗，已經(jīng)形成了一套完整的理論與設(shè)計流程。

國內(nèi)對內(nèi)埋彈艙及其分離技術(shù)的研究還處于起步階段，其中大致的研究內(nèi)容可分為兩部分：一是針對內(nèi)埋武器在進(jìn)行彈射分離時各種氣動問題的研究；二是針對內(nèi)埋武器彈射分離時機(jī)構(gòu)動力學(xué)問題的研究。

針對內(nèi)埋武器彈射分離時的各種氣動問題，國內(nèi)已有了一些研究成果。張群峰等[8-9]基于Menter剪應(yīng)力輸運(SST)k-ω(k為湍動能，ω為比耗散率)湍流模型的分離渦模擬方法，研究了內(nèi)埋式武器艙彈體投放過程中下落彈體對艙體內(nèi)部流場的影響；利用基于Menter SST湍流模式的改進(jìn)延遲分離渦模擬(IDDES)方法以及重疊網(wǎng)格技術(shù)，研究了亞聲速和超聲速條件下外掛投放與內(nèi)埋投放彈體的下落規(guī)律。邵亞軍等[10]基于高壓空氣黏性效應(yīng)分析，建立了考慮氣體摩擦的高壓空氣彈射內(nèi)彈道數(shù)學(xué)模型，并對其進(jìn)行了數(shù)值求解。閆盼盼等[11]基于Menter SSTk-ω湍流模型的分離渦模擬方法，分析了艙門對內(nèi)埋武器分離特性的影響。吳繼飛等[12-13]利用高速風(fēng)洞研究了內(nèi)埋式彈射裝置發(fā)射時復(fù)雜的空氣動力學(xué)問題，并分析了武器模型不同分離位置及艙門對彈艙流場的影響。王琰等[14]在消音室中進(jìn)行試驗研究了不同流速前緣擾流板、后緣擋板等對含彈的內(nèi)埋彈艙空腔噪聲的影響。

針對內(nèi)埋武器彈射分離時艙門機(jī)構(gòu)、發(fā)射裝置機(jī)構(gòu)設(shè)計及運動規(guī)律等問題，國內(nèi)也有了相關(guān)的研究成果。戴龍成等[15]以高壓氣體為彈射能源思路，研究了懸掛發(fā)射裝置的動作過程和運動規(guī)律，并提出了一套新型懸掛發(fā)射裝置的設(shè)計方法。何大平等[16]建立了氣動驅(qū)動彈射-回收的拋放彈彈射機(jī)構(gòu)數(shù)值計算模型，并分析了懸掛物彈射展開到回縮的整個過程。芮守禎等[17]分析了7種導(dǎo)彈彈射動力系統(tǒng)的特點，并在一定條件下進(jìn)行了4種彈射動力系統(tǒng)內(nèi)彈道模型的設(shè)計計算工作。杜泉峰等[18]設(shè)計了一套導(dǎo)彈彈射式發(fā)射架，并分析了在不同彈射力、不同彈射架位置參數(shù)條件下的載機(jī)動力學(xué)響應(yīng)分析。許斌等[19]采用數(shù)學(xué)仿真軟件MATLAB/Simulink與有限元分析軟件ADAMS開展聯(lián)合仿真，研究了機(jī)載導(dǎo)彈彈射式發(fā)射的動力學(xué)行為。劉浩等[20]基于多柔體動力學(xué)拉格朗日乘子法、構(gòu)件級模態(tài)試驗和載機(jī)大機(jī)動條件，提出了一種隱身戰(zhàn)機(jī)大機(jī)動內(nèi)埋彈艙彈射剛-柔-液耦合的動力學(xué)建模方法，并對內(nèi)埋彈艙發(fā)射動力學(xué)特性進(jìn)行了研究。

在進(jìn)行新一代隱身戰(zhàn)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計時，需要考慮內(nèi)埋彈艙結(jié)構(gòu)在彈射機(jī)構(gòu)工作時，其彈射沖擊載荷對相關(guān)艙體結(jié)構(gòu)的影響。因此，研究彈射機(jī)構(gòu)及獲取準(zhǔn)確的彈射沖擊載荷，對內(nèi)埋彈艙結(jié)構(gòu)設(shè)計具有重要的意義。本文建立了內(nèi)埋彈艙的導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)的動力學(xué)模型，通過分析彈射機(jī)構(gòu)的彈射機(jī)理，從而獲取更為準(zhǔn)確的彈射沖擊載荷特性，以期為內(nèi)埋彈艙彈射機(jī)構(gòu)設(shè)計和抗沖擊艙體結(jié)構(gòu)設(shè)計提供參考。

1 彈射機(jī)構(gòu)的物理模型

導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)采用5連桿的平面連桿機(jī)構(gòu)，其結(jié)構(gòu)簡圖如圖1所示。彈射機(jī)構(gòu)上方為進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)，其與彈射機(jī)構(gòu)通過掛點相連接，如圖2所示。

圖1 彈射機(jī)構(gòu)模型Fig.1 Ejection mechanism model

圖2 艙體結(jié)構(gòu)及彈射機(jī)構(gòu)模型Fig.2 Bay structure and ejection mechanism model

整體結(jié)構(gòu)由艙體結(jié)構(gòu)、臺架、推桿1、推桿2、推桿3、推桿4、作動筒、活塞桿、連桿及導(dǎo)彈等組成。臺架與艙體結(jié)構(gòu)通過兩個掛點連接固定，連桿用于固定導(dǎo)彈。在彈射導(dǎo)彈時，作動筒開始工作，活塞桿運動、帶動推桿1及推桿3沿臺架內(nèi)的滑槽向前運動并旋轉(zhuǎn)，推桿2及推桿4也同時旋轉(zhuǎn)，其中連桿為同步機(jī)構(gòu)，用于保證上述旋轉(zhuǎn)關(guān)系運動的同步性。連桿及導(dǎo)彈保持一定姿態(tài)并豎直向下運動，當(dāng)活塞桿達(dá)到一定行程后釋放導(dǎo)彈，使導(dǎo)彈獲得一定的初始速度和分離姿態(tài)。其中，彈射機(jī)構(gòu)的建模坐標(biāo)系如圖1所示。

2 彈射機(jī)構(gòu)仿真模型

2.1 基于ADAMS軟件建立剛性仿真模型

ADAMS/View模塊提供了兩種創(chuàng)建模型的方法，但是內(nèi)埋式導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)的整體結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，因此，在建立彈射機(jī)構(gòu)的虛擬樣機(jī)仿真模型時，基于三維計算機(jī)輔助設(shè)計軟件CATIA建立彈射機(jī)構(gòu)的三維數(shù)字化模型；通過ADAMS軟件與CATIA軟件之間的數(shù)據(jù)通訊接口將幾何模型導(dǎo)入ADAMS軟件中；根據(jù)彈射機(jī)構(gòu)各個零部件之間的幾何關(guān)系，基于ADAMS/View模塊中的已有約束類型，對各桿件施加約束來定義構(gòu)件間的連接方式和相對運動形式。在進(jìn)行彈射機(jī)構(gòu)動力學(xué)仿真分析建模時，將作動筒-活塞桿機(jī)構(gòu)設(shè)為動力源，并同時對作動筒、活塞桿施加大小相同、方向相反的作用力。在仿真分析過程中，通過添加位置傳感器來監(jiān)視彈射機(jī)構(gòu)的沖程大小，控制仿真彈射體模型與彈射架的分離過程，并通過編寫腳本文件來控制整個仿真過程。

由于彈射機(jī)構(gòu)比較復(fù)雜，而且本文工作重點在彈射沖擊載荷特性的研究上，在進(jìn)行機(jī)構(gòu)動力學(xué)建模時，需要作一些簡化及假設(shè)：

1) 將導(dǎo)彈和彈射機(jī)構(gòu)各部件均視作剛體，且仿真過程中各個部件質(zhì)量不變；

2) 假設(shè)地面坐標(biāo)系為慣性坐標(biāo)系；

3) 不考慮各個零部件之間的連接零件，建模時直接在各個連接位置添加相關(guān)約束。

2.2 建立剛性- 柔性耦合仿真模型

在研究彈射機(jī)構(gòu)掛載點沖擊載荷特性時，需要考慮彈射機(jī)構(gòu)與艙體結(jié)構(gòu)的連接形式以及艙體結(jié)構(gòu)的剛性情況，其中艙體結(jié)構(gòu)的質(zhì)量屬性及剛度屬性對掛載點的沖擊載荷分配有重要的影響。因此，在仿真時需要對艙體結(jié)構(gòu)進(jìn)行柔性處理，建立艙體結(jié)構(gòu)與彈射機(jī)構(gòu)相結(jié)合的剛性-柔性耦合動力學(xué)模型。

首先通過Abaqus軟件建立艙體結(jié)構(gòu)的有限元模型；然后通過創(chuàng)建兩個多點約束，得到后續(xù)彈射機(jī)構(gòu)的兩個掛點位置；最后通過有限元軟件計算得到艙體結(jié)構(gòu)的模態(tài)中性文件(MNF)。通過上述方法，在有限元軟件中對艙體結(jié)構(gòu)進(jìn)行柔性化處理。其中，彈射機(jī)構(gòu)前掛點坐標(biāo)為(796.75 mm，0 mm，63.75 mm)，后掛點坐標(biāo)為(16 mm，0 mm，85 mm)。

將上述艙體結(jié)構(gòu)的MNF導(dǎo)入已創(chuàng)建好的彈射機(jī)構(gòu)剛性動力學(xué)模型中，通過對柔性結(jié)構(gòu)添加固定約束，并將剛性結(jié)構(gòu)的兩個掛載點與柔性結(jié)構(gòu)的兩個掛載點創(chuàng)建固定副約束，最終得到艙體結(jié)構(gòu)與彈射機(jī)構(gòu)的剛性-柔性耦合動力學(xué)模型。

其中，通過采用MNF的方式將艙體結(jié)構(gòu)的質(zhì)量屬性和剛度屬性添加到ADAMS軟件動力學(xué)仿真過程中，以此創(chuàng)建剛性-柔性耦合的動力學(xué)模型。因此，創(chuàng)建合理的有限元模型對剛性-柔性耦合動力學(xué)模型精度有著重要的意義。

2.3 作動力曲線

導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)在作動筒的拉力作用下，帶動彈射機(jī)構(gòu)運動并將導(dǎo)彈彈射出艙。不同的作動力曲線形式，必然會影響導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)的工作狀態(tài)、導(dǎo)彈彈射時獲取的速度、分離姿態(tài)及掛點處沖擊載荷等參數(shù)。因此，選定兩種作動力曲線形式：

1) 偏峰型：

(1)

式中：t為作動時間；K為峰值系數(shù)，通過調(diào)整K值的大小，可以改變作動力峰值。

2) 對稱型：

(2)

根據(jù)作動力曲線函數(shù)，在ADAMS軟件中建立作動力函數(shù)，分別作用在作動筒及活塞桿上，創(chuàng)建的作動力曲線如圖3所示。

圖3 對稱型和偏峰型作動力曲線(峰值為300 kN時)Fig.3 Dynamic curves of symmetrical and deflected peaks (with peak value of 300 kN)

3 仿真結(jié)果及分析

導(dǎo)彈在彈射時，其出艙分離條件為：1) 導(dǎo)彈質(zhì)量一定，按均勻分布考慮其質(zhì)心位置；2) 導(dǎo)彈彈射出艙臨界條件：彈體出艙末速度v=7.6 m/s，峰值過載a≤20g；3) 導(dǎo)彈分離時無外加氣動載荷。

3.1 掛點連接形式對沖擊載荷特性的影響

在建立彈射機(jī)構(gòu)動力學(xué)仿真模型時，其各個部件均視作為剛體，并且彈射機(jī)構(gòu)與艙體結(jié)構(gòu)通過兩個掛點之間的機(jī)械連接進(jìn)行固定。其中，在彈射機(jī)構(gòu)工作時，沖擊載荷會通過兩個掛點傳遞到艙體結(jié)構(gòu)上。因此，彈射機(jī)構(gòu)與艙體結(jié)構(gòu)間的連接形式對沖擊載荷特性有直接的影響，其連接形式將直接關(guān)系到?jīng)_擊載荷的分配情況。

本文將彈射機(jī)構(gòu)與艙體結(jié)構(gòu)的連接方式歸結(jié)為兩種情況：一種是艙體結(jié)構(gòu)與連接件的強(qiáng)度很大，可認(rèn)為是剛性連接，在進(jìn)行仿真時將艙體結(jié)構(gòu)視作為剛性體；另一種是艙體結(jié)構(gòu)與連接件可通過一定的形變將沖擊載荷緩沖吸收，可認(rèn)為是柔性連接，在進(jìn)行仿真時將艙體結(jié)構(gòu)視作為柔性體。本文通過彈射機(jī)構(gòu)與艙體結(jié)構(gòu)的掛點連接形式，來研究兩個掛點的沖擊載荷分配情況及連接形式對沖擊載荷特性的影響。其中在進(jìn)行仿真時，選擇的作動力為偏峰型作動力曲線，彈體質(zhì)量為200 kg，導(dǎo)彈彈射達(dá)到出艙臨界條件。仿真完成后，分別提取兩種連接形式下兩個掛點x軸、y軸、z軸方向的沖擊載荷。

圖4～圖6分別給出了剛性連接、柔性連接情況下兩個掛點x軸、y軸、z軸方向提取的沖擊載荷。比較兩種連接狀態(tài)下所提取的掛點載荷情況，結(jié)果表明：在剛性連接狀態(tài)下，后掛點處x軸方向載荷為0 N，前掛點處x軸方向載荷與作動力形式類似，這是由于連接過于剛硬而產(chǎn)生的理論結(jié)果，前、后兩掛點y軸方向載荷形式基本相似、大小相等、方向相反，相比于其他兩個方向上的載荷，前、后兩掛點y軸方向載荷基本可以忽略，前、后兩掛點z軸方向載荷方向相反，且前掛點z軸方向載荷明顯大于后掛點z軸方向載荷，其載荷峰值比例約為1.5∶1.0；在柔性連接狀態(tài)下，前、后兩掛點x軸方向載荷均不為0 N，并且前、后兩掛點的x軸方向載荷形式相似、方向相反，載荷峰值比例約為1∶1，前、后兩掛點y軸方向載荷形式基本相似、大小相等、方向相反，相比于其他兩個方向載荷，y軸方向載荷基本可以忽略，前、后兩掛點z軸方向載荷均不為0 N，且方向相同，其載荷峰值比例約為1.00∶1.07.

圖4 剛性和柔性連接下兩個掛點x軸方向載荷Fig.4 Loads along x direction at two hanging points in the case of rigid/flexible connection

圖5 剛性和柔性連接下兩個掛點y軸方向載荷Fig.5 Loads along y direction at two hanging points in the case of rigid/flexible connection

圖6 剛性和柔性連接下兩個掛點z軸方向載荷Fig.6 Loads along z direction at two hanging points in the case of rigid/flexible connection

分析兩種連接形式下的沖擊載荷可以看到：剛性連接情況下，后掛點x軸方向載荷為0 N，其x軸方向載荷并沒有在兩個掛點間進(jìn)行載荷分配；在柔性連接情況下，x軸方向載荷會在兩個掛點間進(jìn)行載荷分配，并且兩個掛點受到的x軸方向載荷基本相似，但方向相反?？梢钥吹絼傂赃B接情況下x軸、z軸方向掛點的沖擊載荷都要大于柔性連接，柔性連接情況下通過合理的載荷分配及一定的形變將沖擊載荷緩沖吸收，是有利于艙體結(jié)構(gòu)的，柔性連接更合理，也符合實際情況。

3.2 作動力形式對沖擊載荷特性的影響

彈射機(jī)構(gòu)在作動筒拉力作用下，將彈體彈出艙外，并具有一定的初速度。因此作動筒的性能，包括輸出的作動力形式和作動力峰值大小，將對彈射過程具有重要的影響。彈射機(jī)構(gòu)在進(jìn)行導(dǎo)彈彈射時，作動筒產(chǎn)生的作動力形式及大小可通過選擇不同類型的作動筒進(jìn)行控制，因此，分析作動力曲線形式將對彈射機(jī)構(gòu)的研究和掛點載荷的提取具有重要的意義。其中在進(jìn)行仿真計算時，選擇對稱型及偏峰型兩種形式的作動力曲線，彈體質(zhì)量為200 kg，導(dǎo)彈彈射達(dá)到出艙臨界條件。

圖7給出了對稱型、偏峰型作動力曲線，圖8～圖10分別給出了兩種作動力情況下兩個掛點x軸、y軸、z軸方向的載荷。比較兩種形式作動力下所提取的掛點載荷情況，結(jié)果表明：在同時滿足彈體彈射末速度及過載要求的條件下，偏峰型的作動力曲線峰值要高出對稱型作動力曲線峰值大約34%，但其彈射時間將縮短12.7%左右；在偏峰型作動力曲線及對稱型作動力曲線作用下，提取的兩個掛點x軸、y軸方向載荷曲線形式及峰值相差不大，相比于其他兩個方向載荷，y軸方向載荷基本可以忽略；偏峰型作動力情況下，提取的前點z軸方向載荷峰值比對稱型作動力情況下的前點z軸方向載荷峰值減小約20%左右，后點z軸方向載荷峰值減小約25%左右；由于偏峰型作動力情況下彈射時間要短于對稱型作動力曲線的情況，偏峰型作動力曲線情況下的沖擊載荷將更早達(dá)到峰值。

圖7 對稱型和偏峰型作動力曲線Fig.7 Dynamic curves of symmetrical and partial peaks

圖8 兩種作動力下提取的x軸方向載荷Fig.8 Loads along x direction under the action of two kinds of force

圖9 兩種作動力下提取的y軸方向載荷Fig.9 Loads along y direction under the action of two kinds of force

圖10 兩種作動力下提取的z軸方向載荷Fig.10 Loads along z direction under the action of two kinds of force

3.3 掛載質(zhì)量與沖擊載荷特性和作動力峰值之間關(guān)系

為保留彈射架改型設(shè)計和一機(jī)多用的可能，需要考慮掛彈種類不同產(chǎn)生的質(zhì)量變化對沖擊載荷的影響。導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)在工作時，根據(jù)不同任務(wù)類型掛載不同質(zhì)量的導(dǎo)彈，因此在設(shè)計導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)時，需要考慮因掛彈種類不同產(chǎn)生的質(zhì)量變化對沖擊載荷的影響。為研究掛載質(zhì)量與沖擊載荷特性的關(guān)系，可分為兩個方面進(jìn)行分析：

1) 工況1. 不改變彈射機(jī)構(gòu)作動力的峰值，通過導(dǎo)彈質(zhì)量的變化，研究導(dǎo)彈質(zhì)量對掛點沖擊載荷峰值的影響。

2) 工況2. 通過改變彈射機(jī)構(gòu)作動力的峰值及導(dǎo)彈質(zhì)量，讓彈體滿足一定的彈射末速度及過載要求，研究導(dǎo)彈質(zhì)量與沖擊載荷特性的關(guān)系,并最終得到設(shè)計選型時作動力峰值與導(dǎo)彈質(zhì)量之間的匹配關(guān)系。

工況1情況下，選擇的作動力為可使200 kg的導(dǎo)彈達(dá)到臨界出艙條件時的偏鋒型作動力曲線；工況2情況下，選擇的作動力類型為偏峰型作動力，導(dǎo)彈彈射末速度及過載要求為：v=7.6 m/s，a≤20g；導(dǎo)彈質(zhì)量m取值為50 kg≤m≤250 kg.

圖11和圖12為兩種工況下導(dǎo)彈質(zhì)量與前、后掛點x軸和z軸方向載荷峰值曲線圖，其中，y軸方向沖擊載荷相比于x軸、z軸方向太小，因此忽略。

圖11 掛點x軸、z軸方向沖擊載荷峰值特性(工況1)Fig.11 Peak load characteristics of impact load in x and z directions (Case 1)

圖12 掛點x軸、z軸方向沖擊載荷峰值特性(工況2)Fig.12 Peak load characteristics of impact load in x and z directions (Case 2)

在工況1情況下，隨著導(dǎo)彈質(zhì)量的增大，前、后掛點處的x軸、z軸方向沖擊載荷峰值將減小，反之，當(dāng)導(dǎo)彈質(zhì)量減小時，前、后掛點處的x軸、z軸方向沖擊載荷峰值將增大，并且導(dǎo)彈質(zhì)量與載荷峰值間呈非線性關(guān)系變化。其中，由于使用的作動力剛好使200 kg質(zhì)量的導(dǎo)彈達(dá)到臨界彈射條件，當(dāng)彈射質(zhì)量小于200 kg時，作動力是過大的。因此沖擊載荷峰值在導(dǎo)彈質(zhì)量小于200 kg后，前掛點x軸方向及后掛點x軸、z軸方向沖擊載荷峰值急劇增大，其中前掛點z軸方向沖擊載荷峰值增長較慢。在此仿真條件下，可以看到當(dāng)導(dǎo)彈質(zhì)量較小時，后掛點z軸方向的沖擊載荷峰值要遠(yuǎn)大于前掛點z軸方向的沖擊載荷峰值。

在工況2情況下，由于改變了作動力的峰值，當(dāng)導(dǎo)彈質(zhì)量增大時，前、后掛點處的x軸、z軸方向載荷峰值增大，反之，當(dāng)導(dǎo)彈質(zhì)量減小時，前、后掛點處的x軸、z軸方向載荷峰值減小，并且導(dǎo)彈質(zhì)量與載荷峰值之間呈線性關(guān)系變化，這是符合實際情況的。其中，在進(jìn)行仿真時，選擇的作動力剛好使導(dǎo)彈達(dá)到臨界彈射條件，因此沖擊載荷峰值沒有出現(xiàn)急劇變化的情況。

另外，彈射機(jī)構(gòu)在工作時，導(dǎo)彈彈射出艙需要滿足兩個條件：一是彈體彈射末速度v≥7.6 m/s；二是彈體峰值過載a≤20g. 選擇偏峰型作動力曲線，當(dāng)導(dǎo)彈質(zhì)量變化時，可畫出滿足彈射條件時所需的作動力峰值取值范圍，如圖13所示。

圖13 滿足彈射條件的作動力峰值可行域Fig.13 Peak power feasible range for satisfying ejection conditions

圖13上界為彈射時導(dǎo)彈峰值過載a=20g、末速度v>7.6 m/s時的臨界情況，下界為彈射時導(dǎo)彈峰值過載a<20g、末速度v=7.6 m/s時的臨界情況，上界與下界之間為滿足彈射要求時作動力峰值的取值區(qū)間。從圖13可以看出：在進(jìn)行彈射仿真時，當(dāng)導(dǎo)彈質(zhì)量增加時，所需的作動力峰值呈線性趨勢增大；隨著導(dǎo)彈質(zhì)量的增大，可選的作動力峰值越寬。在進(jìn)行導(dǎo)彈彈射仿真時，可依據(jù)圖13選取作動力峰值，其導(dǎo)彈彈射末速度及峰值過載均滿足彈射要求。

4 結(jié)論

本文通過建立內(nèi)埋彈艙的導(dǎo)彈彈射機(jī)構(gòu)動力學(xué)模型，研究了彈射機(jī)構(gòu)的運動機(jī)理及其掛點沖擊載荷特性。本文的主要工作及所得結(jié)論如下：

1) 研究了剛性連接及柔性連接情況下，對兩個掛點沖擊載荷特性的影響。其中柔性連接情況下前掛點及后掛點x軸、y軸、z軸方向載荷分配合理，并且其艙體結(jié)構(gòu)通過一定的變形可將沖擊載荷緩沖吸收，有利于艙體結(jié)構(gòu)，也更符合實際情況。

2) 研究了兩種不同形式作動力曲線作用下，對兩個掛點沖擊載荷特性的影響。其中，偏峰型作動力曲線雖然所需的峰值較大，但其彈射時間較短，且前、后掛點z軸方向沖擊載荷峰值也較小。

3) 研究了掛載質(zhì)量與沖擊載荷特性的關(guān)系。其中，導(dǎo)彈質(zhì)量越大時，當(dāng)達(dá)到彈射臨界條件時，其兩個掛點受到的沖擊載荷峰值也將增大；在滿足彈射出艙條件下，當(dāng)導(dǎo)彈質(zhì)量增大時，其可選的作動力峰值越寬。

4) 基于相關(guān)彈射機(jī)構(gòu)展開的研究工作，其結(jié)論適用于本文所研究的對象和工況，但其研究方法對相關(guān)內(nèi)埋彈艙結(jié)構(gòu)及彈射機(jī)構(gòu)研究設(shè)計也具有一定的指導(dǎo)意義。