王飞

摘 要： 针对导弹适配器研制生产周期长，传统材料生产的适配器重量重，发射后容易与导弹发射干涉，进而影响导弹正常飞行等问题，提出采用3D打印快速成型制造轻型导弹适配器方法，应用于导弹适配器的研制生产。遵循适配器设计指导原则，进行导弹适配器结构设计，并进行轻量化评估。搭建弹-适配器-发射筒结构拓扑模型，并对发射筒进行柔性处理，建立适配器发射动力学模型。模型校核后进行相应工况的数值仿真分析，结果表明，适配器出筒流畅，与导弹可靠分离。

关键词： 3D打印；适配器；发射动力学

1引言

采用适配器支撑导弹发射技术是重要的导弹发射技术。导弹发射前，为支撑导弹发射筒筒体同轴，在导弹与发射筒之间设置适配器。适配器与导弹出筒后，会受到筒内流场的尾流、筒外大气的空气动力效应、导弹点火燃气射流效应等影响形成复杂的、不确定的运动轨迹，将严重影响导弹飞行[1]，为防止发射过程中适配器与导弹发生干涉，适配器应进行轻量化设计。

3D打印技术具有成型速度快、材料利用率高以及生产周期短等优点，越来越广泛地应用于航空航天制造产业，缩短科研阶段导弹适配器研制周期，最大限度体现数字化研制生产先进性，本文基于3D打印技术进行适配器轻量化设计，并对轻型适配器进行数值计算仿真分析，以验证其分离特性是否是否满足要求。

2适配器设计

轻型导弹适配器设计应遵循以下设计原则：

a）支撑导弹舱体圆柱段，使导弹与发射筒筒体同轴；

b）保证发射全程导弹适配器在发射筒内无卡滞；

c）发射出筒后导弹适配器应与导弹可靠分离。

2.1结构设计

依据设计原则进行导弹适配器结构设计，结构设计过程如下：

为满足发射后与导弹可靠分离，适配器在满足结构强度的前提下进行轻量化设计。适配器采用中间镂空设计，两端对称受力的结构型式，主要结构厚度为1.5mm；适配器内弧面支撑弹体，半径为100mm；适配器外弧面支撑筒体，为使适配器出筒顺畅，半径比筒体略微减小，半径为200mm；为增大迎风面积，便于发射后与导弹分离，将适配器前端作倒角处理，切削角度为45°。适配器结构设计如图1。

2.2材料选择

为保证适配器顺利出筒并可靠分离，适配器与发射筒和导弹接触部位应尽量光洁，从光滑度、密度以及3D打印材料配置等方面出发，选择尼龙作为适配器的制造材料。考虑到尼龙材质制造的适配器的刚性远小于导弹与发射筒的材料特性，若发生意外卡滞时，适配器会优先变形，让开卡滯区域；

经过轻量化设计，适配器整体质量为81g，远小于采用铝合金制造的适配器重量（约为1kg）。

3发射动力学分析

导弹采用倾斜无轨筒式热发射。导弹发射时，导弹发射筒通过导弹弹上凸起与适配器配合，适配器内弧面和外弧面分别与导弹和发射筒配合。适配器采用上下对称布置的搭配方式支撑导弹弹体以避免导弹与发射筒筒体的干涉。为验证适配器分离特性，对导弹发射过程进行动力学分析。

3.1模型建立与分析

导弹发射全程仅通过适配器与发射筒配合，如图2建立筒弹配合各元素拓扑关系。

为提高数值仿真可靠度，考虑导弹发射筒发射过程中的柔性变形，对其进行模态分析，各阶模态如图3。

3.2仿真参数设置

筒弹各部件质心局部坐标定义为：x向逆射向为正，y向垂直弹体外表面切面指向弹体为正，z向按右手定则确定。筒弹各部件惯性参数如表1。

本文基于成熟商业软件ADAMS进行导弹发射动力学分析，适配器与导弹及发射筒均考虑接触特性，相关参数设置见表2。

根据模拟的导弹发动机推力数据作为仿真载荷输入，如图4所示。

3.3仿真结果分析

数值仿真工况为导弹高低射角35°，进行动力学分析，适配器离筒状态如图5所示。

可以看出，适配器沿筒体运动状态良好，适配器受力状态正常，适配器出筒速度为17.48m/s。

导弹适配器离筒后沿导弹舵面滑离导弹，下适配器离筒后质心距弹体轴线最大位移量为250mm，上适配器最大位移量为167mm，见图6。

导弹在发动机点火后142ms离筒，同时导弹稳定尾翼开始展开，适配器离筒后沿舵面滑离导弹，并于169ms运动至尾翼处。根据导弹尾翼展开特性可知，适配器运动至导弹尾翼处时导弹尾翼已经完全展开。导弹尾翼展开即可认为导弹成功出筒，并且与适配器分离成功。

4结论

本文基于3D打印技术对导弹适配器进行数字化轻量化设计，并进一步对轻型适配器发射过程中的分离特性进行动力学分析，数值仿真分析结果表明，适配器出筒过程顺利，出筒后与导弹迅速分离。

根据3D打印技术的特点，3D打印适配器仅需一周即可完成一轮产品的研制，可有效提高研制效率，缩短研制周期，降低研制风险。3D打印适配器设计方案满足适配器设计原则，轻量化适配器设计方案可行。本文动力学建模过程中未考虑加工精度、导弹燃气流、流场、发射阵地风力等因素的影响，对适配器分离特性分析具有一定的局限性。■

参考文献

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