基于LS-DYNA的导弹引信触地过载仿真分析*

冯彦哲, 冯鹏洲, 邓 鹏, 陈福红

(1 四川航天系统工程研究所, 成都 610100; 2 中国运载火箭技术研究院, 北京 100076; 3 沈阳理工大学, 沈阳 110159)

基于LS-DYNA的导弹引信触地过载仿真分析*

冯彦哲1, 冯鹏洲2, 邓 鹏3, 陈福红1

(1 四川航天系统工程研究所, 成都 610100; 2 中国运载火箭技术研究院, 北京 100076; 3 沈阳理工大学, 沈阳 110159)

为了深入分析导弹引信触地过载环境,采用LS-DYNA软件对四种不同落速落角条件下的触地过载进行了仿真计算,得出了四种条件下的引信触地过载曲线,结合应力波和过载在弹体内的传递过程,总结出了以加速度传感器为基础的引信惯性触发发火控制系统设计的相关规律。这些规律对惯性敏感元件的布局、引信强度校核和发火控制逻辑设计具有参考价值。

引信;触地过载;LS-DYNA;数值仿真

0 引言

由于电子安全系统具有安全性、可靠性高,通用性好,环境信息接收与处理能力强,与制导系统融合便于实现制导引信一体化等诸多优点[1],在导弹引信中的应用越来越广泛。

采用电子安全系统的引信,触发功能通常由以加速度传感器为基础的过载检测电路实现,具有瞬发度高,可实现较复杂逻辑功能等优势,实现触地作用引战匹配最佳效果。

引信对采集到的过载信号进行信号处理,按预设发火控制逻辑起爆雷管。发火控制逻辑设计需要相对准确的过载时间历程曲线,以区分干扰信号和触地过载信号,消除引信早炸隐患,确保引信作用可靠性。

导弹触地过程与土壤的性质、弹重、弹形、弹触地姿态和弹落速等因素相关,目前尚无公认的完善理论模型。过去多采用半经验公式计算,由于年代久远,当时试验条件已不能完全反映现代情况,需要根据现代条件下的试验数据加以修正[2]。

文中根据文献[3]提供的弹靶参数,运用文献[4]和文献[5]中的半经验公式派洛弟公式和萨布斯基公式计算得到的触地过载值,与文献[3]中试验实测值相差较大。而通过大量试验得到过载数据的时间进度成本和经济成本高昂,实际操作亦十分困难,难以满足低成本、快速化的设计要求,而数值仿真分析方法可以解决这一问题。

1 数值仿真

通用显式动力分析软件LS-DYNA特别适合非线性结构的冲击动力学问题,在高速碰撞分析、侵彻动力学分析等领域得到了深入广泛的应用[6]。采用LS-DYNA软件仿真分析地对地导弹触地动态环境切实可行,能够得到相对准确的分析结果。

1.1 仿真模型

如图1、图2,导弹模型简化为头部、前段、中段和后段4个部分,各部分接触面共节点。每个部分又分为壳体和填充体,壳体材料与真实导弹保持一致,结构合理简化,填充体采用等效密度,保证各部分重量与实际一致。引信位于前段,所处位置的填充体节点加速度表征引信过载。

用半无限土壤靶模拟大地,对称面施加对称约束,其它边界施加无反射边界条件,以消除冲击波在边界处反射对结果的影响。

文献[3]对国内外常用半经验公式进行量纲分析后得出结论:影响侵彻过载的主要因素有弹体参数、目标介质特性、落速和落角等。作战时,弹体参数和目标介质特性是已知的,对触地过载影响最大因素是落速和落角。根据弹道数据,导弹分别以最高落速680 m/s、最低落速350 m/s、最大落角90°和最小落角40°共4种组合的初始条件撞击土壤靶。为了减少计算时长,90°落角条件下只建立四分之一模型,如图1。40°落角条件下建立二分之一模型,如图2。模型采用g-cm-μs单位制,三维实体单元Solid164。

1.2 假设

为了提高计算效率,作出如下合理假设:

a)弹靶撞击全过程不考虑热效应;

b)忽略空气阻力;

c)忽略导弹重力;

d)弹靶初始应力值均为零。

1.3 网格划分

使用HyperMesh软件对弹体和土壤靶几何模型进行合理分割,划分质量较好的映射网格,见图3。土壤靶尺寸较大,为提高计算效率,采用变网格方式划分,即弹着点附近较密,其它区域相对较疏。参照文献[7],使导弹半径与网格边长比值在6左右。

1.4 材料模型及破坏准则

导弹和土壤分别选用Johnson-Cook材料模型和Plastic-Kinematic材料模型,各部段材料参数见表1。

表1 弹靶材料参数[6,8]

金属材料和土壤分别以失效应力和失效应变作为失效判据,若材料失效,则失效单元被删除。

1.5 接触算法

弹靶之间采用面-面侵蚀接触算法“CONTACT_ERODING_SURFACE_TO_SURFACE”。该接触算法基于罚函数原理,在节点与被穿透面之间引入界面接触力,称为罚函数值,其大小与穿透深度和接触刚度成正比,物理含义为在两者间放置一法向弹簧,以限制节点对面的穿透。

由于弹与靶的材料性质相差悬殊,面-面侵蚀接触算法的默认参数值不再适用,应将选项SOFT值设置为1,并根据碰撞过程穿透情况,调整缩放因子SLSFAC。

2 结果与分析

导弹落速取350 m/s和680 m/s,落角取40°和90°,两两组合后得到4种仿真模型,这四种模型中落速和落角均取极限值,计算结果具有代表性。

2.1 触地过程应力分析

根据文献[9],应力波是两物体高速撞击过程中应力传递的一种形式。当冲击载荷的作用时间小于撞击物体的固有周期时,弹塑性应力波将在物体中传播,从而引起物体中每一点的应力、位移、速度和加速度发生突变。研究表明,应力波传播对触地过载(加速度)影响为:

a)导弹某点加速度峰值由应力波传播过程中该点的加速度突变引起,靶的材质越“硬”,突变越强,则加速度峰值越高。对于Plastic-Kinematic材料模型的土壤靶,弹性模量值对过载峰值影响较大。弹性模量的准确取值对结果的准确性至关重要。

b)触地过程中加速度是时间的函数,该函数与应力波的传播时间相关,故弹尾部加速度响应滞后于弹头部。引信越靠近弹头,过载传递到引信的时间越短,瞬发度越高。从提高瞬发度的角度,引信应尽量靠近弹头。

c)加速度峰值在应力波前处,随后加速度值迅速下降,峰值的脉宽一般很窄。所以仿真时间步长取值应足够小,否则峰值可能失真,小于真实值。

2.2 引信触地过载分析

图4为90°落角,680 m/s落速条件下引信触地过载时间历程曲线,过载传递到引信位置大约需要80 μs,历时约40 μs轴向过载升至第一个峰值约15 000。对于以加速度传感器作为信息感知元件的引信发火控制系统,应在过载上升至第一个峰值前完成加速度采集、处理和作出发火决策。

触发引信通常选取轴向过载作为发火能量来源或者环境激励,单轴加速度传感器敏感方向平行弹轴,径向过载对加速度传感器是不利的。由于引信偏离轴线不远,图4中径向过载与轴向过载相比可以忽略,故引信触发发火控制系统应尽量布置于弹轴附近。

图5中过载传递到引信位置大约需要80 μs,此后历时约40 μs轴向过载升至第一个峰值约10 000。其它条件不变,落速降低,过载峰值明显下降,主要原因是导弹动能降低。

如图6和图7,过载传递到引信位置大约需要80 μs,再历时约40 μs轴向过载升至第一个峰值,680 m/s落速时为10 000左右,350 m/s落速减少至约6 000,均明显小于90°落角条件下的对应过载。另外,径向过载仍明显小于轴向过载,这与引信靠近轴线布置有关,仿真结果表明导弹壳体上的径向过载远高于引信径向过载。

4种条件下触地开始到过载传递到引信的时间均为80 μs左右,该值与落速落角关系不大,主要与导弹结构和引信所处位置相关,这与应力波相关理论是吻合的。

2.3 结果分析

由于土壤性质的复杂性,以及应用领域的局限性,查阅国内外大量文献,尚未发现高速碰撞土壤靶的相关试验数据,仿真结果的准确性暂时无法得到验证,待将来获取试验数据后填补这一空白。但可以从上述4种条件下的仿真结果对比中,得到关于引信惯性敏感触发发火控制系统设计的规律:

a)从提高瞬发度角度,引信应尽量靠近弹头。

b)引信轴向触地过载的方向正负交替,应重点关注第一个峰值前的过载曲线,并注意加速度方向与过载方向相反,加速度传感器正方向与导弹飞行方向应相反。

c)惯性敏感元件应选取轴向触地过载作为环境激励,并尽量布置于弹轴附近,以减少径向过载的影响。

d)最低落速和最小落角条件下的轴向过载峰值最小,应以该过载曲线为基准设计发火决策,保证触发可靠性;最高落速和最大落角条件下的轴向过载峰值最大,应以此为依据校核引信结构强度,进行抗过载防护设计。

e)采用加速度传感器的惯性触发发火控制系统,应合理选取处理器读取加速度值的频率、次数和阈值。模拟输出加速度传感器输出的是电压,在战场复

杂电磁环境下,易受干扰,如果取值频率过高,次数过少,阈值偏低,处理器会将干扰信号误认为加速度信号而误发火,导致引信早炸。反之,作出发火决策的时间会延长,瞬发度降低,甚至导致引信瞎火。

3 结论

运用LS-DYNA软件,采用失效侵蚀接触算法对导弹引信触地过程进行了数值仿真,对应力波和过载在弹体内传递进行了分析,对比分析4种不同落速落角条件下的引信触地过载曲线,得出了引信惯性敏感触发发火控制系统设计的相关规律,为惯性敏感元件的布局、引信强度校核和发火控制逻辑设计提供了参考。

[1] 何光林, 李世义. 电子安全系统 [J]. 仪器仪表用户, 2005, 9(4): 8-10.

[2] 兵器工业总公司. 引信工程设计手册: GJB/Z 135—2002 [S]. 北京: 总装备部军标出版发行部. 2003.

[3] 张志安. 硬目标侵彻引信半实物仿真技术研究 [D]. 南京: 南京理工大学, 2007: 107.

[4] 曹柏桢. 飞航导弹战斗部与引信 [M]. 北京: 宇航出版社, 1995: 343-344.

[5] 王儒策, 赵国志. 弹丸终点效应 [M]. 北京: 北京理工大学出版社, 1993: 9-10.

[6] 尚晓江, 苏建宇, 王化锋. ANSYS/LS-DYNA动力分析方法和工程实例 [M]. 2版. 北京: 中国水利出版社, 2008: 1, 217.

[7] 门建兵, 隋树元, 蒋建伟, 等. 网格对混凝土侵彻数值模拟的影响 [J]. 北京理工大学学报, 2005, 25(8): 659-662.

[8] Livermore Software Technology Corporation (LSTC). LS-DYNA Keyword User’s Manual: Volume I (Version 971) [M]. California: LSTC, 2007.

[9] 王礼立. 应力波基础 [M]. 北京: 国防工业出版社, 1985: 28-30.

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

冯彦哲(1984-),男,湖北当阳人,工程师,研究方向:火箭弹、导弹引信系统分析与总体设计。