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[摘 要]随着我国国力日渐强盛，军事事业的发展也逐渐增快，军事技术也随着社会的进步逐渐变多变强，我国导弹研发技术一直处于世界前列。导弹是国家军事发展的重要装备，导弹发动机的正常与否对导弹发射使用有很大影响。本文主要从是导弹发动机的发射筒出现的裂纹形态，以动力学角度对其进行爆破原因的探讨分析，并针对得出的结论提出相应的解决措施。
[关键词]动力学；导弹发动机；故障研究
中图分类号：O313 文献标识码：A 文章编号：1009-914X（2015）09-0102-01
旋转导弹的发射可以采用多种起旋方式，本文以某一例采用于发射筒内定距螺线对导弹进行起旋发射实验，在导弹发射试验中，因发动机出现空中穿火爆炸导致导弹发射试验失败。在本例中，发射筒爆破点处距离发动机尾端有约700毫米，筒体上上存在一些裂纹（发动机壳体裂纹如图1），裂纹主要有横向裂纹和纵向裂纹。根据动力学角度推断，纵向裂纹出现的主要原因可能是发射筒的内部压力导致，横向裂纹主要是由弯曲作用力导致。同时，弹体上还有一些纵向45度角的裂纹（。设弹体纵向为X轴，横向为Y轴，受力物体截面法向与X轴的夹角为α，根据平面应力状态的斜截面应力公式
可得当=0时，筒体与Y轴在45度的角没有任何外力的影响下硬不存在X轴的裂纹。因此，发动机筒体在发射时存在某种在45度角的外力。
一、爆破故障出现原因分析
本例中的导弹发射方式为筒内定距螺线起旋发射，设筒体半径为a，螺线间距为2πb，瞬时转速为，螺旋线升角为≈90度，cos≈1，是用于表示导轨中螺旋升角变化的曲率，用于表示螺旋线压力角变化的挠率，螺旋矢量计算方程为：，导弹运动速度为：，根据计算公式
得到在忽略重量以及导弹不脱离导轨的情况下，导弹旋转走向即为其于发射筒内的运动方向，其旋转速度主要和螺旋线参数以及达到发射速度有关。在导弹出筒期间，发动机的推力变化会导致导弹的发射速度和加速度产生很大的改变，为了让导弹速度及其转速能够满足相应的线性关系，导轨导弹产生的起旋力矩也需要随之改变，即导轨对导弹的作用力需要随着以上变化而改变，保持导弹与导轨始终处于接触状态。设起旋力为P，起旋力臂为D，发动机的推力为F，导弹纵向间距为J，导弹重量为m，由公式
由于J和m都是绝对不可忽略因素，尤其是捣蛋的质量，会对在发射过程中陈胜无法忽视的改变。因此，导弹与导轨始无法终处于接触状态。导轨在设计过程中需要保证其高强度的质地，防止导轨被振动击穿。且由于发动机的制造结构为薄壁圆筒的形式，横向旋转的接触碰撞应力让发动机的筒体受到一种纯扭转作用力，这种力的主要作用方向在与筒体成45度角螺旋旋转线上，当这种应力达到筒体前段时，由于筒体前段直径比尾端致敬要大很多，导致筒体前段受到的波阻抗也比尾端受到的波阻抗要大很多，一般这种冲击力可认为是作用于发射机筒壁，这样能够导致其反射波和入射波在相同的位置上传播，两者的波峰之间和波谷之间相互重叠，造成应力叠加。且由于壳体的构造属于弹性模相较于绝热层的占比多很多，很容易造成绝热层的剥落，在高频率的碰撞以及应力波重叠的情况下，就会导致导弹发射器的筒体出现爆破现象。
根据上文的分析，采用Abaqus软件对此例试验进行动力学仿真模拟，由于发动机的壳体制造结构是薄壁结构，因此在进行实体建模时以壳单元为其建模，并采用实体单元对壳体的后部进行连接建模。在进行发动机内部建模时，装药可使用非结构质量进行模拟，参数设置为：网格构建尺寸为3×3毫米，并对在然间内进行实体建模。更具模拟实验显示，在筒体上应急主要集中于距尾端700毫米和1250毫米区域，应力波集中区域为据尾端650毫米到1600毫米之間。经过模拟实验表明，能够在发动机壳体上，大部分应力监测点基本没有反应，在距离壳体尾端700毫米和1350毫米的两处地方出现的应力反应非常强烈，应力反省由小到大在最高峰所用的时间能够达到250毫秒，这种高频率应力冲击能够轻易的造成应力多层次的叠加。
二、解决爆破故障出现的措施
根据以上分析，可以知道，一般导弹发射时，发动机出现故障为主要原因在于，使用发射筒内定距螺线对导弹进行起旋发射方式，导致起旋发射过程中出现导轨和导弹运作不协调，两者之间不断出现碰撞，并在发动机上产生应力波，让筒体尾部700毫米左右出现应力叠加，同时，由于导弹发射燃烧产生的热压力，让发动机出现爆破现象。对于这种情况，可采取以下防范措施：
首先，可采取发射筒螺旋线变矩起旋的发射方式，从根本上减小导轨和导弹间的冲击力，能够在一定程度上控制发动机故障的发生。其次，在发射器的主要应力承受区域知道局部自由端，这个方法从理论上来讲，能够让入射弹性波与其反射波正好互为倒像，这样就能够将主要应力承受区域的应力及应力波进行分散，避免形成应力峰值叠加，将应力主要承受点上的应力峰值降到其一半以下，降低出现爆破的风险。再次，刻在导力路线区域加入衬垫材料，从理论上来讲，选择与基本材料的波阻抗能力相差较大的材料衬垫材料效果较好，能够很大程度上降低筒体上的应力波强度。最后，在制造发动机壳体的过程中，能够以变截面旋压技术来提高壳体的应力承受部位的强度，降低出现爆破的可能性。
三、结束语
导弹是军事行业的要研究项目，导弹发射是导弹研究的重要环节，导弹发动机的的状态决定着导弹能否顺利发射。根据上例可以看出在采用于发射筒内定距螺线对导弹进行起旋发射的方式下，导弹发动机的筒壁上出现爆破故障的主要原因在于，发射机筒壁的螺旋导轨和导弹持续发生高频率的碰撞，对筒壁形成了一种高频度的扭转应力波，导致发射机筒体的局部部位承受应力过大，进而造成发射机出现爆破现象。本文主要是从动力学角度对导弹的发动机出现故障的原因进行了分析，并对此提出了一些防御措施建议，希望能够给相关专业人员带来一些帮助。
参考文献
[1] 任天荣.基于动力学的导弹发动机故障分析[J].失效分析与预防，2009，02：101-104.
[关键词]动力学；导弹发动机；故障研究
中图分类号：O313 文献标识码：A 文章编号：1009-914X（2015）09-0102-01
旋转导弹的发射可以采用多种起旋方式，本文以某一例采用于发射筒内定距螺线对导弹进行起旋发射实验，在导弹发射试验中，因发动机出现空中穿火爆炸导致导弹发射试验失败。在本例中，发射筒爆破点处距离发动机尾端有约700毫米，筒体上上存在一些裂纹（发动机壳体裂纹如图1），裂纹主要有横向裂纹和纵向裂纹。根据动力学角度推断，纵向裂纹出现的主要原因可能是发射筒的内部压力导致，横向裂纹主要是由弯曲作用力导致。同时，弹体上还有一些纵向45度角的裂纹（。设弹体纵向为X轴，横向为Y轴，受力物体截面法向与X轴的夹角为α，根据平面应力状态的斜截面应力公式
可得当=0时，筒体与Y轴在45度的角没有任何外力的影响下硬不存在X轴的裂纹。因此，发动机筒体在发射时存在某种在45度角的外力。
一、爆破故障出现原因分析
本例中的导弹发射方式为筒内定距螺线起旋发射，设筒体半径为a，螺线间距为2πb，瞬时转速为，螺旋线升角为≈90度，cos≈1，是用于表示导轨中螺旋升角变化的曲率，用于表示螺旋线压力角变化的挠率，螺旋矢量计算方程为：，导弹运动速度为：，根据计算公式
得到在忽略重量以及导弹不脱离导轨的情况下，导弹旋转走向即为其于发射筒内的运动方向，其旋转速度主要和螺旋线参数以及达到发射速度有关。在导弹出筒期间，发动机的推力变化会导致导弹的发射速度和加速度产生很大的改变，为了让导弹速度及其转速能够满足相应的线性关系，导轨导弹产生的起旋力矩也需要随之改变，即导轨对导弹的作用力需要随着以上变化而改变，保持导弹与导轨始终处于接触状态。设起旋力为P，起旋力臂为D，发动机的推力为F，导弹纵向间距为J，导弹重量为m，由公式
由于J和m都是绝对不可忽略因素，尤其是捣蛋的质量，会对在发射过程中陈胜无法忽视的改变。因此，导弹与导轨始无法终处于接触状态。导轨在设计过程中需要保证其高强度的质地，防止导轨被振动击穿。且由于发动机的制造结构为薄壁圆筒的形式，横向旋转的接触碰撞应力让发动机的筒体受到一种纯扭转作用力，这种力的主要作用方向在与筒体成45度角螺旋旋转线上，当这种应力达到筒体前段时，由于筒体前段直径比尾端致敬要大很多，导致筒体前段受到的波阻抗也比尾端受到的波阻抗要大很多，一般这种冲击力可认为是作用于发射机筒壁，这样能够导致其反射波和入射波在相同的位置上传播，两者的波峰之间和波谷之间相互重叠，造成应力叠加。且由于壳体的构造属于弹性模相较于绝热层的占比多很多，很容易造成绝热层的剥落，在高频率的碰撞以及应力波重叠的情况下，就会导致导弹发射器的筒体出现爆破现象。
根据上文的分析，采用Abaqus软件对此例试验进行动力学仿真模拟，由于发动机的壳体制造结构是薄壁结构，因此在进行实体建模时以壳单元为其建模，并采用实体单元对壳体的后部进行连接建模。在进行发动机内部建模时，装药可使用非结构质量进行模拟，参数设置为：网格构建尺寸为3×3毫米，并对在然间内进行实体建模。更具模拟实验显示，在筒体上应急主要集中于距尾端700毫米和1250毫米区域，应力波集中区域为据尾端650毫米到1600毫米之間。经过模拟实验表明，能够在发动机壳体上，大部分应力监测点基本没有反应，在距离壳体尾端700毫米和1350毫米的两处地方出现的应力反应非常强烈，应力反省由小到大在最高峰所用的时间能够达到250毫秒，这种高频率应力冲击能够轻易的造成应力多层次的叠加。
二、解决爆破故障出现的措施
根据以上分析，可以知道，一般导弹发射时，发动机出现故障为主要原因在于，使用发射筒内定距螺线对导弹进行起旋发射方式，导致起旋发射过程中出现导轨和导弹运作不协调，两者之间不断出现碰撞，并在发动机上产生应力波，让筒体尾部700毫米左右出现应力叠加，同时，由于导弹发射燃烧产生的热压力，让发动机出现爆破现象。对于这种情况，可采取以下防范措施：
首先，可采取发射筒螺旋线变矩起旋的发射方式，从根本上减小导轨和导弹间的冲击力，能够在一定程度上控制发动机故障的发生。其次，在发射器的主要应力承受区域知道局部自由端，这个方法从理论上来讲，能够让入射弹性波与其反射波正好互为倒像，这样就能够将主要应力承受区域的应力及应力波进行分散，避免形成应力峰值叠加，将应力主要承受点上的应力峰值降到其一半以下，降低出现爆破的风险。再次，刻在导力路线区域加入衬垫材料，从理论上来讲，选择与基本材料的波阻抗能力相差较大的材料衬垫材料效果较好，能够很大程度上降低筒体上的应力波强度。最后，在制造发动机壳体的过程中，能够以变截面旋压技术来提高壳体的应力承受部位的强度，降低出现爆破的可能性。
三、结束语
导弹是军事行业的要研究项目，导弹发射是导弹研究的重要环节，导弹发动机的的状态决定着导弹能否顺利发射。根据上例可以看出在采用于发射筒内定距螺线对导弹进行起旋发射的方式下，导弹发动机的筒壁上出现爆破故障的主要原因在于，发射机筒壁的螺旋导轨和导弹持续发生高频率的碰撞，对筒壁形成了一种高频度的扭转应力波，导致发射机筒体的局部部位承受应力过大，进而造成发射机出现爆破现象。本文主要是从动力学角度对导弹的发动机出现故障的原因进行了分析，并对此提出了一些防御措施建议，希望能够给相关专业人员带来一些帮助。
参考文献
[1] 任天荣.基于动力学的导弹发动机故障分析[J].失效分析与预防，2009，02：101-104.