硕士学位论文硕士学位论文 某分离导向机构动力学仿真研究 DYNAMICS SIMULATION AND ANALYSIS FOR A SEPRATION GUIDE MECHANISM 李春洪李春洪 哈尔滨工业大学哈尔滨工业大学 2013 年年 6 月月 国内图书分类号：V421.7 学校代码：10213 国际图书分类号：520 密级：公开 工学硕士学位论文工学硕士学位论文 某分离导向机构动力学仿真研究 硕 士 研 究 生 ： 李春洪 导 师 ： 赵阳 申 请 学 位 ： 工学硕士 学科 ： 飞行器设计 所 在 单 位 ： 航天学院 答 辩 日 期 ： 2013 年 6 月 授予学位单位 ： 哈尔滨工业大学 Classified Index: V421.7 U.D.C.:520 Dissertation for the Master Degree in Engineering DYNAMICS SIMULATION AND ANALYSIS FOR A SEPRATION GUIDE MECHANISM Candidate： Li Chunhong Supervisor： Prof. Zhao Yang Academic Degree Applied for： Master of Engineering Specialty： Aircraft Design Affiliation： School of Aerospace Date of Defense： June, 2013 Degree-Conferring-Institution： Harbin Institute of Technology 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 I 摘 要 本文以航天运载器分离系统为背景，针对长行程分离系统开发设计了由弹性 杆和滚珠组成的新型分离导向机构，并对应用此导向机构的某导弹分离系统进行 了建模研究。通过分析弹性杆多个参数对分离过程的影响，得到弹性导向机构的 参数优化组合。 本文首先设计了新型导向机构，克服现阶段导向机构易卡死，分离体之间相 互影响大的缺点，新型导向机构采用弹簧片加滚珠设计方案，减小分离过程中上 下级之间的相互影响。 针对采用本导向机构的某型号导弹的分离方案进行仿真分析，建立分离机构、 导向机构、控制系统以及分离体碰撞检测模型。将分离体简化为刚体，采用牛顿 欧拉方法建立 6 自由度仿真模型，通过 MATLAB 中的 SIMULINK 功能开发仿 真模型的计算模块。 本文以某型导弹为研究对象，对带弹性导向机构的分离过程进行动力学仿真， 获得导向机构弹性元件刚度系数、安装高度、预紧力三种因素对分离过程的影响 规律，并进行多因素综合仿真，得到最佳导向机构设计参数组合。 仿真结果表明，导向机构弹性杆刚度系数、导向机构预紧力，上层导向机构 安装高度均对分离过程存在重要影响。以分离过程中两体最小间距为判断标准， 在给定参数范围内，刚度系数越大，分离体最小间隙越大，而上部导向机构安装 高度和导向机构预紧力的增大，则导致分离体最小间距先增大后减小。将单因素 优化参数组合后进行综合仿真，得到导向机构的多参数优化组合，结果优于单因 素仿真结果。 关键词：导向机构；分离；仿真；动力学 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 II Abstract In this paper, the background is the space launch vehicle separation system. For long stroke separation system, we developed and designed new separation guide mechanism that composed of an elastic rod and ball. We studied the separation system of one missile which used this guide mechanism. By analyzing the elastic rod multiple parameters influence on the separation process to obtain the optimal combination of the elastic guide mechanism parameters. Firstly, a new guide mechanism had been designed. Overcome the problems that guide mechanism is easy to get stuck and the separation bodies impact each other. The design use spring piece and pulley. It can reduce the interactions between the upper and lower levels of the separation process. This article designed the scheme of separation which including separation mechanism, guide mechanism, control system and the separation body collision detection. And then, simplified detached body as rigid body, Newton - Euler method was adopted to establish the calculation model, according to a set of given parameters, built separated 6 degrees of freedom simulation model in MATLAB SIMULINK module. A model of missiles as the research object，simulating the separation process that with elastic guiding mechanism，analyzing the influence rules for separation process from three guide mechanism elastic element : stiffness coefficient，installation height ， preload. Selected the three best work parameters for integrated simulation and observed simulation results. The results show that stiffness coefficient, installation, height, preload has great influence on the separation process. Taking the minimum distance between two bodies in the separation process as judgment standard, in the given parameter range, the bigger the stiffness coefficient, the greater the separation distance, but the installation height of the upper guide mechanism and preload increases, has led to the separation distance first increases then decreases. Combining the three single factor optimization parameter and simulate, the simulation results is better than that of single factor. Keywords：Guide Mechanism, Separation, Simulation, Dynamics 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 III 目 录 摘 要 . I Abstract . II 第 1 章 绪 论 . 1 1.1 课题背景 . 1 1.1.1 课题来源 1 1.1.2 研究目的及意义 1 1.2 国内外研究现状 . 2 1.2.1 国外研究现状 2 1.2.2 国内研究现状 3 1.3 本文主要内容 . 5 第 2 章 分离方案设计 . 8 2.1 分离方案设计指标 . 8 2.2 分离方案分析 . 8 2.3 分离导向机构 . 10 2.3.1 导向机构设计 10 2.3.2 导向机构安装方案 .11 2.3.3 弹性杆受力分析 13 2.4 控制系统设计 . 15 2.4.1 控制系统安装位置 16 2.4.2 控制装置工作原理 18 2.4.3 控制规律设计 19 2.5 碰撞检测 . 20 2.5.1 碰撞面简化 21 2.5.2 碰撞边界分析 22 2.6 本章小结 . 23 第 3 章 分离动力学建模 . 24 3.1 通用坐标系 . 24 3.2 动力学建模 . 25 3.2.1 牛顿欧拉动力学模型 25 3.2.2 确定欧拉角 26 3.2.3 仿真计算流程 27 3.3 分离受力分析 . 29 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 IV 3.3.1 导向弹性力计算 29 3.3.2 摩擦力计算 31 3.3.3 分离火箭计算 32 3.3.4 残余推力计算 33 3.4 Simulink 模块搭建 34 3.5 仿真参数配置 . 35 3.6 本章小结 . 36 第 4 章 仿真结果分析 . 37 4.1 实验安排 . 37 4.2 实验仿真分析 . 38 4.2.1 上层滚珠高度仿真分析 38 4.2.2 刚度系数仿真分析 43 4.2.3 预紧力仿真分析 47 4.2.4 综合仿真结果 50 4.3 本章小结 . 52 结 论 53 参考文献 54 攻读硕士学位期间发表的论文 58 哈尔滨工业大学学位论文原创性声明和使用权限 59 致 谢 60 个人简历 61 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 - 1 - 第 1 章 绪 论 1.1 课题背景 1.1.1 课题来源 第二次世界大战，德国制造了世界上最早的 V1 和 V2 型导弹，是现代巡航导 弹和弹道导弹的鼻祖。导弹的出现改变了现代战争的形式，导弹技术是高精尖技 术，一个国家的导弹技术水平是一个国家军事实力是否强大的重要标志。 当今世界，运载火箭技术和导弹技术的飞快发展，运载器分离技术的研究受 到国内外的越来越多的重视。通常涉及到的分离方式包括级间分离、助推器分离、 整流罩分离以及星箭分离四种，分离系统功用是将火箭或者导弹飞行过程中已完 成预定工作的部分抛掉，这些部分如果不抛弃，则会影响运载器的继续飞行，减 少火箭的有效载荷，影响火箭的质量特性。 分离系统包括长行程分离和短行程分离，本文主要关注运载器长行程分离导 向机构的设计和作用。在长行程分离过程中，分离导向机构设计十分重要。现阶 段导向机构一般采用导向杆或者导向轮结合导向槽来约束分离体的分离运动，避 免分离体之间发生碰撞现象。 1.1.2 研究目的及意义 在导弹出筒，助推器分离，级间分离，星箭分离等分离过程中，某些分离过 程上下级分离体之间重合部分长度较大，在分离过程中容易出现碰撞，摩擦甚至