0 引言
榴弹发射器是一种通过常规枪弹原理发射轻型榴弹的武器装备,武器射程介于手榴弹与迫击炮之间,同时综合了枪弹的低伸弹道和迫击炮的弯曲弹道的特点,且弹药具备一定的面杀伤能力,可以有效地摧毁敌方有生力量以及开阔地带的敌方轻型装甲目标,在世界各国得到广泛装备。
我国于20世纪80年代开始进入榴弹发射器研制领域,经过几十年的发展,已经形成包含LG5狙击榴弹发射器在内的多个系列的榴弹发射器产品(含部队列装及外贸),口径大多在35 mm或40 mm。由于目前的狙击榴弹发射器产品的膛口速度(膛口速度不超过300 m/s)仍较低,对中远距离高价值目标的打击精度有限。同时,国内外针对高初速(膛口速度超过700 m/s)狙击榴弹发射器的研究的文献较少。赵排航等[1]通过静载与动载实验研究了橡胶缓冲部件的本构关系,建立了狙击榴弹发射器橡胶缓冲ADAMS动力学仿真模型,深入研究了某型狙击榴弹发射器橡胶缓冲部件对其发射性能的影响。赵排航等[2]依托ADAMS仿真平台对某型狙击榴弹发射器的膛口制退器进行优化设计,最终确定制退器最佳腔室角度。张熠[3]采用前冲击发原理开展了一种新型自动榴弹发射器的发射动力学及减后坐技术研究,弹丸最高速度达600 m/s,为高初速自动榴弹发射器的设计提供了新的思路。赵排航[4]基于Isight平台,采用多岛遗传算法对某型狙击榴弹发射器的相关参数进行了优化计算,以进一步降低其后坐力及提高人机工效。
传统武器装备的研发往往建立在经验结合试验的基础上,不仅会耗费大量的人力和物力,研发投入巨大,且往往会大大延长研发周期并造成较为严重的资源浪费。近年来随着计算机仿真技术的快速发展,充分借助计算机仿真计算方法,可大幅降低项目研发的时间成本与经济成本。在此前提下,国内众多学者依托虚拟样机平台以自动机运动特性为核心对榴弹发射器动力学特性展开了大量研究。郑秋[5]、任冠逢等[6]分别针对某自动榴弹发射器以及某25 mm单兵手持式高性能榴弹发射器建立了虚拟样机模型并开展了动力学仿真研究,通过分析仿真动画和动力学响应并将仿真结果与试验结果相对比,验证了所建立的虚拟样机的合理性和可靠性。贡芬云等[7]以一种35 mm外能源转管高射速榴弹发射器为研究对象,开展了ADAMS动力学仿真,对其自动机主要部件运动特性参数,验证了该榴弹发射器结构的可靠性。宋杰等[8]基于气体动力学理论和热力学理论,推导考虑热量散失及枪管浮动作用的内弹道和导气装置气流问题的基本方程组。利用该计算模型,结合ADAMS对榴弹发射器发射动力学进行仿真,研究导气与枪管浮动混合式自动机在榴弹发射器上应用的可行性,将仿真结果与实验结果进行对比,验证了模型的正确性。王瑞[9]、隋超杰[10]等基于ADAMS仿真平台分别针对某霰弹枪和自动步枪开展了动力学仿真,总结其动力学运动规律并验证其设计模型。
在此前提下,实现杀伤力、人机工效、射击精度、弹丸初速等多方面因素的平衡对榴弹发射器的综合作战性能十分关键[11-12]。新型高初速狙击榴弹发射器以实现高精度为前提,其弹丸初速超过700 m/s,弹道更加平直,在不降低威力的前提下可以对敌方各类高价值的防御工事或隐蔽工事火力点进行“精准面打击”,完美地契合了步兵分队在未来战场对这种高精度、可单兵携带的大威力狙击武器的需要[13]。同时借助动力学仿真软件ADAMS对该新型狙击榴弹发射器开展一系列动力学仿真,计算其关键部件或组件的动力学响应,分析和总结其动力学特性及规律,相关研究成果进一步丰富了高初速榴弹发射器领域的设计思路,为后续高初速狙击榴弹发射器的设计和优化提供理论参考。
1 虚拟样机建立
新型狙击榴弹发射器采用半自动发射方式,闭锁方式为鱼鳃式刚性闭锁,采用导气式自动原理,由导气室活塞推动自动机完成开锁和后坐,同时自动机与机匣之间设置复进簧,自动机后坐到位后在复进簧的作用下复进。供弹具采用弹匣供弹,自动机复进过程中完成推弹上膛。发射器身管与机匣固定连接,且与枪尾外机匣之间设置小行程的浮动,弹丸发射瞬间身管和机匣也能完成较小的后坐行程,可以一定程度上减小发射器的整体后坐力。虚拟样机仿真流程如图1所示。
图1 虚拟样机仿真基本流程
Fig.1 Basic flow diagram of virtual prototype simulation
1.1 基本假设
本文研究对象为一种新型的高初速榴弹发射器,其内弹道、外弹道性能以及弹丸与发射器之间的相互作用所产生的结构动响应均与现有发射器存在显著区别,为总结和分析其主要动力学特性,仿真过程中会忽略一些次要因素的影响,因而会对计算模型及计算条件进行相应的简化处理[15]。
1) 发射器所有部件简化为刚体参与计算,部件之间的连接设置为刚性连接,忽略柔性体对动力学特性的影响。
2) 榴弹发射器射角为零度。
3) 忽略弹簧的惯性,同时将发射器中的弹簧、橡胶垫等采用弹簧-阻尼模块代替,同时忽略橡胶的非线性效应。
4) 新型高初速狙击榴弹发射器属于抵肩发射武器,后坐力相对较小,在开展仿真分析时将两脚架与土壤之间的作用简化为刚体接触。同时考虑到拔弹力、抽壳阻力及供弹阻力等远小于火药气体压力,故在仿真计算中忽略该部分影响。
5) 发射器各运动构件均以发射器身管轴线为基准做直线或旋转运动。
1.2 模型导入
本文借助Solidworks完成榴弹发射器几何模型的建立,并从Solidworks中输出x_t格式的中间文件,将此中间文件利用ADAMS的import功能导入到软件中,即可实现仿真模型的建立[16-17]。虚拟样机模型如图2所示。
图2 动力学仿真模型示意图
Fig.2 Schematic of dynamic simulation model
对于没有相对运动且材料相同的部件,可以利用ADAMS中的merge功能,将不同的零部件合并为同一个零件,合并后的零件与合并前保持了相同的质量和质心等参数,不会对计算结果造成影响,完成零件的合并在减少约束副数量的同时可以大大节省计算资源。
自动机仿真运动初始状态为闭锁状态(即仿真t=0时刻),此刻自动机的机身在复进簧作用下与机头贴合,闭锁片张开且与机匣完全贴合,身管机匣组件在最前方位置。弹丸发射瞬间火药燃气压力开始作用于机头,随后导气室压力推动机身后自动机开锁并后坐。仿真模型中设置两脚架与地面相对固定,但两脚架与枪身之间设置了弹簧-阻尼缓冲系统;橡胶肩托由弹簧-阻尼系统进行代替;考虑到该发射器用于射手抵肩射击,仿真模型中将射手等效为大刚度弹簧-阻尼系统进行模拟。
1.3 载荷施加
1.3.1 膛底载荷
火药形状函数为[15]
ψ=χZ(1+λZ+μZ2)
(1)
式(1)中:ψ表示火药已燃相对质量;χ、λ表示火药形状特征量;Z表示火药已燃相对厚度。
燃速函数为
(2)
式(2)中:μ表示燃速常数;n表示燃速指数;e1表示火药起始厚度;p表示膛压。
弹丸运动方程为:
(3)
式(3)中:v表示弹丸速度;S表示身管截面积;φ表示次要功系数;m表示弹丸质量。
内弹道基本方程为[18]:
(4)
θ=k-1
式(4)中:lψ表示药室自由容积缩径长;β为装填密度;ρp为火药密度;α为火药余容;l为弹丸的膛内行程;f为火药力;k为绝热比,通常取1.2～1.25。
弹丸速度与行程关系式为
(5)
将式(1)—式(5)进行联立,利用Matlab程序进行方程组的数值求解可得到膛压等响应。部分内弹道计算参数如表1所示。
表1 部分内弹道计算参数
Table 1 Part of the internal ballistic calculation parameters
内弹道参数数值弹丸行程/mm960弹丸质量/g105启动压力/MPa26药室容积(cm3)32.9火药力/(J·kg-1)550000火药热力系数0.23火药密度/(kg·m-3)1600火药密度/(kg·mm-3)1.57余容/(dm3·kg-1)0.95燃速指数0.92燃速系数6.0E-6次要功系数0.9绝热指数1.24
求解完成后的内弹道膛压曲线如图3所示。
图3 发射器膛压曲线及弹丸速度曲线
Fig.3 Curve of chamber pressure and bullet velocity
在得出内弹道膛压的前提下,可根据膛压曲线计算出内弹道时期的膛底压强。膛底压强计算公式为
(6)
式(6)中:ω表示装药量;φ1表示阻力系数;q表示弹丸质量;p表示膛压平均值;pt表示膛底压强。
枪膛合力计算公式为
Ft=pt·S
(7)
式(7)中,S表示枪管横截面积。
1.3.2 导气室载荷
针对导气室压力载荷,本文采用布拉文经验公式进行榴弹发射器的导气室压力计算[19]。
导气室压力公式为
(8)
(9)
(10)
Fs=PsS
(11)
式(8)—式(11)中:Ps表示气室压力;Pd表示弹头经过导气孔瞬间膛内平均压力;Fs表示气室压力;b表示与膛内压力冲量相关的时间系数;i0表示膛内压力的单位全冲量;α表示与导气装置结构参数相关的系数;ηs表示导气装置的冲量效率;S表示导气室的活塞面积。
通过结合内弹道部分弹丸火药燃气计算结果,编制Matlab 程序对导气室压力进行计算,计算得到的导气室压力随时间的变化曲线如图4所示。
图4 导气室压力曲线
Fig.4 Pressure curve of gas chamber
1.3.3 载荷施加
1) 火药气体载荷施加。由于火药气体产生、消散过程与发射器之间相互作用无法通过ADAMS直接进行仿真,因此火药气体对结构件的作用均由其他方式计算并导入ADAMS。
将计算得到的膛底压力曲线数据保存为.txt文件,然后导入ADAMS中生成数据曲线Spline。对弹丸施加压力时通过单向力的形式作用在自动机上。并借助AKISPL函数调用压力曲线数据。导气室内火药气体压力的施加与膛底压力的施加方法类似。
2) 摩擦载荷施加。摩擦载荷主要施加在相关的运动副中,根据不同的材料和工作状态设置相应的摩擦系数。
3) 弹簧载荷施加。模型中各个弹簧作用关系可通过选择弹簧作用点(Marker点)进行弹簧设置,同时为弹簧设定合适的刚度、阻尼以及预压力。
4) 接触载荷的施加。ADAMS针对接触力主要有冲击函数法(impact)和补偿法(restitution)2种方式。
榴弹发射器的多刚体系统通常采用冲击函数法进行接触力的计算。其根据冲击函数来计算2个构件之间的接触力。设置接触力时需要设置合适的法向接触刚度K、接触阻尼系数C、材料刚度项贡献值的指数e以及法向穿透深度δ等参数[16]。
5) 制退力。某高初速狙击榴弹发射器的膛口制退器采用半开腔式多腔形式。考虑到该发射器口径较小且膛压较高,膛口制退器对发射器的制退效果较为明显,需在仿真计算的载荷中考虑制退力的影响。膛口制退力的计算公式为
(12)
(13)
Fzt=Fhz-Fbhz
(14)
式(14)中: Fhz为未安装制退器时的后坐力; Fbhz为安装制退器时的后坐力; Fzt为安装膛口制退器时的制退力。
经过计算得到的制退力曲线如图5所示。
图5 制退力随时间变化曲线
Fig.5 Regression force curve with time
根据图5所示曲线可以看出,制退力峰值为21.9 kN,且峰值出现时间点与弹丸离开膛口时间接近,仿真计算时将制退力以载荷曲线的形式导入软件参与仿真计算。
1.4 约束关系建立
在开展榴弹发射器仿真分析过程中需要建立的约束关系通常为固定副、滑动副及碰撞副。将只存在相对滑动的组件设置为滑动副,如自动机与机匣,将运动过程中出现碰撞和接触的组件之间设置为碰撞副,如机头与机身、闭锁片与机匣等。
发射器重要部件的约束关系如表2所示。
表2 发射器重要组件之间的约束关系
Table 2 Constraint relationships between important components of grenade launcher
序号组件1组件2约束方式1机匣外机匣滑动副2机头机身滑动副3机匣机身滑动副4外机匣大地滑动副5机匣身管固定副6活塞导气箍碰撞副7机匣尾外机匣碰撞副8机匣尾缓冲座碰撞副9闭锁片机匣碰撞副10闭锁片机头碰撞副11闭锁片机身碰撞副12机头机身碰撞副13机头身管碰撞副14机身机匣尾碰撞副15机匣机头碰撞副
2 动力学特性分析
2.1 自动机运动特性
图6为机身位移及自动机速度随时间的变化曲线。结合自动机速度曲线可以发现,在运动初期由于导气室火药气体的作用,机身的速度迅速增加,在2 ms时刻达到最大后坐速度11.4 m/s。此时机身完成自由行程后带动机头速度迅速增加,在2.3 ms时刻机头速度增加至9.4 m/s,机身速度降低至9.4 m/s,表明此刻机头和机身已经达到同一速度,开锁完成。由于开锁过程中闭锁片与机匣及机身之间的碰撞作用导致了自动机的速度会出现一定损失,因此在开锁完成后机身与机头由于惯性的原因均出现一定的速度提升,于4.5 ms时刻二者速度达到最大值9.78 m/s,此后二者速度在复进簧的作用下开始同步缓慢下降。在35.3 ms时刻,机身与机头的速度同时出现突变,由5.63 m/s突变至0.55 m/s,表明此刻自动机与机匣尾之间出现碰撞,即自动机后坐到位。但由于自动机撞击机匣后机匣相对大地也会出现一定的后坐运动,因此自动机在后坐到位后会继续随机匣往后运动一段较小行程,直至最终在41.3 ms时刻速度下降为零,此后自动机在复进簧的作用下开始复进,并在133.6 ms时刻恢复至复进方向的最大值4.14 m/s,此后自动机的速度逐渐降低。在144 ms时刻机头速度从3.3 m/s迅速衰减为零,机身速度由3.3 m/s瞬间衰减为2.3 m/s,表明此刻机头与身管尾部产生撞击并停止,机头复进到位,机身依靠惯性继续前进,开始闭锁。在149.3 ms时刻机身速度从2.08 m/s迅速衰减为零,机身与机头之间产生碰撞并停止,表明此刻机身复进到位,自动机速度为零。
图6 机身位移及自动机速度随时间的变化曲线
Fig.6 Displacement and velocity curves of action with time
结合机身位移曲线可以看出,弹丸发射后机身位移迅速增加并在32.5 ms达到282 mm,此时自动机后坐到位,但因身管机匣相对大地存在一定的浮动,因此自动机仍会后坐一小段行程,在35.3 ms时达到最大位移282 mm,此后机身在复进簧的作用下不断复进,最终在149.3 ms机身复进到位,回到初始位置,完成一次循环。
图7为单侧闭锁片与机匣之间接触力随时间的变化曲线,根据图7可知,弹丸发射瞬间单侧闭锁片与机匣之间的接触力达到峰值,最大为40.4 kN,表明此刻处于闭锁状态,火药气体产生的轴向压力由机头传递给闭锁片,然后传递至机匣。接触力达到峰值后迅速衰减,在2 ms左右时刻衰减为0,表明此时处于开锁状态,闭锁片基本不受轴向压力,随后闭锁片跟随机身一起完成后坐。
图7 单侧闭锁片与机匣之间接触力与随时间的变化曲线
Fig.7 Contact force curve of unilateral blocking plate and receiver with time
图8为闭锁片和自动机机体的位移随时间的变化曲线,根据图8曲线可以看出,在整个自动机循环过程中闭锁片与机体的运动轨迹基本相同,但在完成开锁前以及自动机复进到位后的局部时间段内,机体的位移变化量明显大于闭锁片,说明此时机体在自动机的自由行程范围内相对闭锁片产生相对运动。
图8 闭锁片和自动机机体位移随时间的变化曲线
Fig.8 Curve of displacement of blocking plate and airframe with time
在整个自动机运动过程中,机身与机头的运动轨迹基本相同,但二者在开锁和闭锁过程中存在较为明显运动特性差异,该类细致的动力学响应数据,通过试验方法获取通常较为困难,且其对于改进自动机的工作性能具备十分重要的意义。
2.2 身管运动特性
图9为榴弹发射器身管在后坐过程中的速度和位移随时间的变化曲线。弹丸发射后火药气体一方面驱动弹丸迅速向前飞行,同时也给自动机和身管等机构巨大的反方向推力。由于初始时间段内自动机处于闭锁状态,自动机会带动身管机匣及相关附属机构(如集气座、导气管等)一起在外机匣中向后运动。
图9 发射器身管后坐过程中的位移及速度随时间的变化曲线
Fig.9 Displacement and velocity curve of barrel with time
根据身管速度曲线可以看出,身管在1.5 ms时达到最大速度为2.03 m/s,随后身管速度在身管与枪身外机匣之间的缓冲簧的作用下开始衰减。当时间达到7.5 ms时身管速度为零,表明此时身管机匣与外机匣发生首次碰撞并与外机匣分离。身管机匣与外机匣分离后身管开始出现反向速度,即身管机匣开始在外机匣上复进,在13.5 ms时刻达到反向最大速度1.097 m/s,然后再次衰减。在35.3 ms时刻身管速度突然再次增加,并在35.5 ms时刻达到最大速度0.907 m/s 后再次衰减,表明此时由于开锁后的自动机后坐过程中与身管机匣产生撞击,身管机匣再次出现速度增加,自此后速度逐渐下降并在缓冲簧的作用下呈现一定的简谐运动特征。
结合身管的位移曲线可以看出,身管在7.5 ms时刻达到最大行程8.5 mm,与身管碰撞外机匣的时间十分吻合,表明此刻身管机匣压缩缓冲后坐到位然后开始向前运动。在18.4 ms时刻身管回到初始位置,即完成第一次后坐循环过程。此后在35.3 ms时刻身管再次开始后坐,并在41.3 ms时刻达到位移峰值4 mm然后开始复进,并于52.3 ms时刻回到初始位置,第二次后坐循环的原因是自动机后坐过程中撞击机匣所致,且该次撞击提供的能量明显小于初次,从而导致第二次循环的速度和位移都明显小于第一次。第二次循环结束后身管机匣在缓冲簧的作用下继续做小幅度的简谐运动,直至最后停止。
2.3 外机匣运动特性
为细致分析抵肩发射过程中发射器整体的运动状态,在此针对外机匣的仿真运动特性展开分析。
图10为外机匣在发射器后座过程中的速度随时间的变化曲线,由图10可见,外机匣有2次速度峰值,分别对应于弹丸发射瞬间及自动机后坐到位瞬间。3 ms时刻外机匣达到第一次后坐速度峰值0.638 m/s,然后速度迅速衰减并开始复进,14.5 ms时刻达到复进速度0.389 m/s,此时出现短暂下降后又一次增加至峰值速度0.629 m/s,峰值速度时刻为17.5 ms,短暂下降的原因可能是由于外机匣复进过程中受到身管组件及与之间的缓冲簧的反向作用导致,在缓冲簧影响结束后一同继续复进至峰值速度。
图10 后坐过程中外机匣速度随时间的变化曲线
Fig.10 Displacement and velocity curve of barrel with time
机匣组件达到峰值速度后迅速衰减,在19 ms时刻衰减为0,然后在平衡位置附近做小幅振动。并于36.5 ms时刻再次后坐至第二次峰值速度0.249 m/s,然后反向开始复进,然后再重复前一个周期的运动特征,但相关的速度峰值均明显弱于第一个周期,表明弹丸发射瞬间对发射器的影响明显强于自动机后坐到位瞬间。在第二个后坐复进周期结束后,机匣组件在平衡位置做微小幅度的振动,直至自动机复进到位。
2.4 后坐力特性
为便于分析榴弹发射器工作工程中所受后坐力的大小随时间的变化情况,在进行后坐力仿真计算时,将发射器与射手之间的相互作用过程采用弹簧-阻尼模块进行模拟,可完成发射过程中发射器的后座距离的模拟[17]。
图11为发射器后坐力随时间的变化曲线,根据曲线可以看出,发射器后坐力出现2个明显的波峰,分别是4 ms时刻以及38 ms时刻,峰值分别为3 873 N以及1 554 N。
图11 发射器后坐力随时间的变化曲线
Fig.11 Recoil curve of grenade launcher with time
结合时刻分析可知,发射器后坐力迅速增大分别对应于弹丸发射瞬间的火药气体对发射器的冲击以及自动机后坐到位时对发射器的冲击,弹丸发射瞬间自动机尚未开锁,发射器后坐力完全由机匣缓冲簧及肩托射手等缓冲,因此,此刻对发射器产生的后坐力明显大于自动机后坐到位时产生的后坐力。因此,对于该种类型的榴弹发射器,自动机后坐到位时刻以及弹丸发射瞬间火药气体对发射器所产生的后坐力都应重点关注。
发射器工作状态下,导气室气体不仅会对到期活塞产生作用,同时也会对导气箍产生一定的推力,为更进一步分析导气室气体压力作用于导气箍等部件时对发射器整体后坐力的影响,对该工况下开展了仿真分析,并与之前的后坐力结果进行对比,结果如图12所示。
图12 导气箍承受导气室火药气体后的后坐力变化曲线
Fig.12 The changed recoil curve of the gas block subjected to powder gas of gas chamber
根据图12后坐力对比曲线可以看出,当向导气箍及身管等后坐体同样加载导气室气体压力(即身管等受到导气室压力的前冲作用)时,发射器的第一次后坐力峰值下降为2 254 N,明显低于未加载的工况。加载后的第二次后坐力峰值下降为1 506 N,下降幅度不明显。表明当身管等受到导气室压力的前冲作用时可明显降低发射器的第一次后坐力峰值,但对第二次后坐力峰值影响不大。
2.5 仿真结果验证
为验证虚拟样机仿真计算结果的合理性,以身管和自动机在循环周期内的典型位置处的速度作为研究对象,将其与试验样机的试验结果进行对比。
试验样机通过螺栓紧固件固定在试验架上,试验架与试验底座之间可实现一定滑动,枪管组件及自动机组件均在枪管轴线方向设置相应标记,通过位移传感器获取自动机及身管的位移信号,同时借助高速摄像机进行关键运动节点的同步判断。通过上述方式测得各活动组件的位移-时间曲线,通过滤波求导后进而得到其速度-时间曲线。试验与仿真结果对比如表3所示。
表3 典型动力学响应仿真结果与试验结果对比
Table 3 Comparison between simulation results and test results of typical dynamic response
序号对比特征量仿真结果试验结果误差/%1自动机最大后坐速度/(m·s-1)119.713.42自动机后坐到位速度/(m·s-1)5.636.17.703身管最大后坐速度/(m·s-1)2.031.96.844理论射速/(发·min-1)3993834.18
由表3可以看出,自动机以及身管的速度仿真结果与试验结果之间的差距均小于15%,误差相对较小,证明了仿真计算方法的可靠性。
由于本文计算的导气室压力是基于经验公式计算得到,未充分考虑含膛口装置对导气室压力的影响,含膛口装置的后效期导气室压力计算较为复杂,当前尚没有成熟的理论。这也可能是导致试验与仿真结果存在一定偏差的重要原因。
3 身管结构强度分析
3.1 身管强度理论校核
针对身管强度,首先采用最大线应变理论进行检验,身管长度1 000 mm,身管材料为30SiMn2MoVA,计算公式为
(15)
式(15)中:PⅡ表示身管某断面的弹性强度极限,计算时取785 MPa;r1为身管某断面的内径;r2为身管某断面的外径;δe为身管材料的弹性极限。抽取了身管轴向上的典型界面进行理论分析,计算结果如表4所示。
表4 身管强度理论计算结果
Table 4 Theoretical calculation results of barrel strength
序号距身管尾端距离/mm断面内径r1/mm断面外径r2/mmPⅡ/MPa199012.818.5247284012.817.5215359012.817.5215440012.822.5342520012.827.541669013.528.0404
根据表4可以看出,在距离身管尾端不同位置处的断面的弹性强度极限远大于火药气体峰值压力,证明基于最大线应变理论身管满足强度要求。
3.2 身管强度有限元分析
为进一步检验身管在高膛压环境下的结构可靠性以及身管在膛压作用下的具体量化响应,借助ABAQUS,针对身管开展了有限元强度仿真分析。身管几何模型通过三维设计软件输出中间文件,然后导入有限元软件ABAQUS生成有限元模型,有限元模型如图13所示。
图13 身管有限元模型
Fig.13 Finite element model of barrel
有限元模型中设置材料密度为7 850 kg/m3,弹性模量为2.1×1011 Pa,材料屈服强度785 MPa,抗拉强度为880 MPa,泊松比0.3,网格单元为四面体网格。为尽可能真实地模拟身管的约束边界条件,将身管与机匣连接的位置设置为刚性边界约束。载荷方面,为建立比实际情况更严酷的工况条件,将上文计算得到的膛压载荷均匀加载在身管的内壁面并进行仿真计算。
仿真得到的后效期身管Mises等效应力云图和等效塑性应变云图如图14所示。根据应力云图可以看出,在后效期膛压载荷衰减后身管的最大Mises等效应力为77 MPa,该应力远低于材料的屈服强度。根据等效塑性应变云图可以看出身管应变为0,即表明在火药气体作用下身管始终在弹性范围内产生变形,未产生塑性变形,整体满足结构强度要求。
图14 身管Mises等效应力及等效塑性应变云图
Fig.14 Cloud image of Mises equivalent stress and equivalent plastic strain of barrel
为进一步分析身管膛内内壁不同位置处的应力变化情况,如图15所示,从弹膛至膛口方向分别间隔一定距离选取一个参考点(其中点1靠近枪尾、点4靠近枪口),对参考点的Mises等效应力变化情况进行重点分析。各参考点的应力变化曲线如图16所示。
图15 身管典型位置参考点
Fig.15 Reference points for typical position of barrel
图16 典型位置处的Mises等效应力时程变化曲线
Fig.16 Mises equivalent stress time-history curve at typical locations
根据图15不同参考点的Mises等效应力时程变化曲线可以看出,膛内节点的等效应力变化趋势基本与膛压变化趋势保持一致,即最大膛压时刻达到最大应力,然后载荷卸载后迅速衰减。同时根据曲线也可以看出,各参考点的应力峰值不超过500 MPa,表明即使在最大膛压状态下,壁厚较薄位置处(点3或点4)的的结构仍处于弹性变形状态,未出现塑性变形,再次证明身管结构强度满足要求。
4 结论
本文中基于ADAMS仿真平台对某新型高初速、高膛压狙击榴弹发射器开展动力学仿真分析并结合试验结果进行对比,研究结果表明:
1) 基于ADAMS的新型狙击榴弹发射器动力学仿真模型和计算方法得到的系统响应与试验值之间误差不超过14%,验证了仿真模型及仿真计算方法的可靠性,可有效指导后续新型榴弹发射器的结构优化设计。
2) 当身管受到导气室压力的前冲作用时可明显降低发射器的第一次后坐力峰值,即高初速高膛压的榴弹发射器采用导气式结构形式可一定程度降低系统后坐力。
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