航空弹药旋转弹射装置滚转机构力学特性分析

李海军， 莫子烯， 游 坤

(海军航空工程学院 机械电子工程系， 山东 烟台 264001)

航空弹药旋转弹射装置滚转机构力学特性分析

李海军， 莫子烯， 游 坤

(海军航空工程学院 机械电子工程系， 山东 烟台 264001)

针对目前我军战略轰炸机外挂式巡航导弹气动阻力大、 不利于隐身等缺点， 设计了一种旋转弹射装置， 安装在战略轰炸机内部弹舱， 用以挂载和弹射巡航导弹或其他航空弹药. 通过三维建模软件SolidWorks建立旋转弹射装置的三维装配模型， 设计其动力学模型并运用ADAMS进行分析， 找出装置的滚转机构在运动过程中负载最恶劣情况， 并利用SolidWorks Simulation对该情况下的滚转机构进行静力学分析. 仿真结果表明： 滚转机构在运动过程中均能满足强度和刚度要求.

航空弹药； 战略轰炸机； 旋转弹射装置； 滚转机构力学特性

飞机武器的装载方式有外挂式、 半嵌入式和内埋式. 内埋式主要应用在战略轰炸机、 第四代战斗机和无人作战飞机上[1]. 目前我军战略轰炸机只能对巡航导弹采取外挂式装载， 气动阻力大， 不利于隐身， 难以实现远程突防进行战略打击.

设计一种以旋转方式供弹的新型弹射装置， 安装在战略轰炸机内部弹舱， 实现巡航导弹的挂载和弹射. 本文主要对旋转弹射装置滚转机构的力学性能进行分析.

1 旋转弹射装置原理

图 1 旋转弹射装置的工作原理Fig.1 Working principle of Rotary launcher

设计一种新型的弹射装置， 装置通过旋转的方式供弹， 当导弹转动到指定弹射位置时， 锁定机构锁定滚转机构的转动， 导弹以弹射的方式实现脱离. 当导弹弹射完毕后， 解锁机构解除对滚转机构的锁定， 装置继续进行旋转供弹.

如图 1 所示， 一枚导弹弹射后， 滚转机构开始旋转， 并带动下一枚导弹转动到指定弹射位置， 直至所有导弹弹射完毕.

2 滚转机构尺寸选取

2.1 滚转机构设计

根据旋转弹射装置的结构特点及使用要求， 滚转机构宜设计成空心轴和前后盖板组成的转筒， 空心轴与盖板之间以螺栓连接. 如图 2 所示.

图 2 转筒三维模型Fig.2 Three-dimensional model of rotating cylinder

基于某型轰炸机的弹舱尺寸， 使转筒和导弹装配体的结构足够紧凑， 并能够安装在轰炸机弹舱内部， 初定空心轴的长度l=5 000 mm， 外径D=500 mm.

空心轴的长度l和外径D确定不变后， 设计的主要矛盾是空心轴壁厚δ与其强度和刚度的关系. 壁厚太厚， 自重增加， 浪费材料； 壁厚太薄， 强度与刚度满足不了， 扭转稳定性也难以确保. 本文初选转筒壁厚δ=20 mm， 并通过材料力学有关知识对其进行强度和刚度校核. 选取转筒的材料为铸造合金钢[2]， 材料参数见表 1.

表 1 转筒的材料参数

2.2 转筒强度校核

已知空心轴的危险截面在其跨度中间处， 危险点位于该截面竖直方向的顶端和底端两点[3]. 空心轴受力分析简图如图 3 所示， 将底端直线上4点位从左到右依次定义为A，B，C，D. 其中A,D处受到支撑力，B,C处受到挂架和导弹拉力， 4点所受到的力分别为FA，FB，FC，FD.

图 3 空心轴受力分析简图Fig.3 The stress analysis of hollow shaft

假设导弹和挂架由密度均匀物质组成，FB=FC=G导弹+挂架/2= 3 258.5 N. 根据材料力学知识得到弯矩最大处的点位于BC之间, 利用公式

式中：x为空心轴底端任意一点到A点的距离；a为FB到A点的距离；b为FC到D点的距离；l为全长.

另外， 转筒的自重不能忽略， 可将转筒自重近似成均匀载荷， 算出q=mg/l=2 274.7 N/m. 并利用公式

(1-x).

经过计算， 得到总的最大弯矩Mmax=13 742.7 N·m.

当导弹和挂架转动到非竖直方向时， 会对转筒产生一个扭矩T， 转筒到达水平位置，T达到最大， 计算得出最大扭矩Tmax=32 441.4 N·m.

根据第三强度理论和空心轴截面的扭转最大切应力公式以及弯曲最大应力公式[4]

式中：τmax为最大切应力；σmax为最大正应力；Wz为抗弯截面系数；It为惯性矩.

可以算出此时的σr3=10.1 MPa， 远小于屈服强度[σb]=248.1 MPa， 转筒强度符合强度要求.

2.3 转筒刚度校核

转筒为大跨度的空心轴， 强度要求容易满足， 刚度校核为分析的重点， 要保证转筒具有良好的扭转稳定性. 根据空心轴的扭转角度公式

式中：T为扭矩；l为空心轴长度；G为材料抗剪模量；d为轴内径；D为轴外径；φ为扭转角度.

代入Tmax， 算出空心轴的最大扭转角度φ=0.67°/m,小于[φ]=2°/m[5]. 由此可知， 选取空心轴的长度l=5 000 mm， 外径D=500 mm， 壁厚δ=20 mm满足强度和刚度要求.

3 ADAMS动力学仿真

3.1 ADAMS模型的建立

在ADAMS建立系统的动力学方程[6]

式中：P为系统的广义动量；H为外力的坐标转换矩阵.

图 4 ADAMS平台下旋转弹射装置仿真模型示意图Fig.4 Rotary launcher simulation model under ADAMS platform

依照上述计算得出的转筒尺寸参数以及导弹和挂架的标准尺寸参数， 在Solidworks中建立旋转弹射装置的三维装配体模型， 并保存为ADAMS能识别的扩展名为x_t的PARASOLID文件, 将其Import进入ADAMS/VIEW中[7].

根据旋转弹射装置的工作原理， 对各构件添加约束[8]： 支撑轴与地面的固定副(joint_1)； 转筒与前后两轴承之间的旋转副(joint_2和joint_3)； 6个挂架分别与转筒之间的固定副(joint_4～jonit_15)； 为简化模型， 支撑轴和轴承之间、 导弹与挂架之间受力情况不予以考虑. 省略电动机和传动系统的建模， 将其等效为一个旋转驱动(motion)加载在转筒后盖板突轴上， 如图 4 所示.

3.2 转筒转速确定

在ADAMS中进行动力学仿真时， 根据转筒的剩余载弹数， 将仿真过程分为6个行程. 电机在启停瞬间， 转筒受到冲击， 转筒每经过一个行程转动60°， 其转动时间不同， 则转筒转速不同， 转筒在启停瞬间的冲击也不同. 图 5 为经过1个行程转动时间与转筒的驱动力矩关系. 选取行程3为例， 求出适当的转动时间.

图 5 转动时间与驱动力矩关系图Fig.5 Relation between rotation time and driving torque

图5中可以看出， 转动时间为2, 3, 4 s时， 转筒在启停瞬间受到冲击较小； 转动时间小于2 s时， 转筒在启停瞬间受到冲击突增， 故选取临界时间2 s作为转筒转动的一个行程时间.

3.3 动力学仿真

设置仿真时间为4 s， 仿真步数为400步， 驱动函数[9]motion= STEP(time,0,0,1,0) +STEP(time,1,0,3,-60d)+STEP(time,3,0,4,0). 意为： 0到1 s期间， 由于锁定机构的作用， 转筒不旋转； 1 s到3 s期间， 锁定机构解除对转筒的锁定， 并且外接电机启动， 使转筒往逆时针转动60°； 3 s到4 s期间， 锁定机构重新锁定转筒， 转筒不旋转. 转筒该仿真行程实际转动时间为2 s.

在ADAMS中运行仿真后[10]， 得到各个行程转筒运动副的最大负载情况如表 2 所示.

表 2 各个行程转筒运动副最大负载情况

其中Jonit_1是支撑轴与地面的固定副， 与转筒受力无关. 分析表2得到： 在危险时间点， 挂载4枚导弹时转筒受到的驱动力矩最大； 挂载5枚导弹时有较大的驱动力矩和运动副载荷； 挂载6枚导弹时各个运动副受到载荷最大. 行程1，2，3的危险时间点都有可能是转筒运动的最恶劣情况， 故应分析转筒在挂载6枚， 5枚， 4枚导弹时的静力学特性， 从而校核转筒的力学性能.

4 静力学分析

图 6 转筒网格模型Fig.6 Mesh model of rotating cylinder

利用有限分析软件Solidworks Simulation分析转筒在各个行程危险时间点时的静力学特性[11]. 按照Simulation中的仿真步骤， 设置转筒材料属性为铸造合金钢， 添加夹具， 设置重力加速度， 依照表2行程1，2，3中的数据， 分别添加各个运动副的载荷， 生成网格模型如图 6 所示. 运行后得到仿真结果， 将变形比例设置为1 000， 得到各个行程应力云图与位移云图分别如图 7～图 9 所示.

图 7 行程1应力和位移云图Fig.7 Stress and displacement nephogram of travel 1

图 8 行程2应力和位移云图Fig.8 Stress and displacement nephogram of travel 2

图 9 行程3应力和位移云图Fig.9 Stress and displacement nephogram of travel 3

将分析结果整理如表 3 所示.

表 3 静力学分析结果

5 结 论

强度分析校核： 转筒3个行程受到的最大应力均小于铸造合金钢的屈服强度248.1 MPa， 故转筒满足强度条件. 行程1时， 转筒静止不转动， 最大应力位于转筒的两端； 行程2，3时， 由于动力从后盖板突轴输入， 后盖板受到驱动力矩， 故应力最大处位于后盖板， 且输入驱动力矩越大， 受到最大应力越大.

刚度分析校核： 考虑到转筒跨度为5 000 mm， 而转筒的最大合位移均小于0.2 mm， 变形量可忽略不计， 故转筒在3个行程内均满足刚度条件. 转筒挂载的导弹数越多， 最大合位移越大， 总体变形量也就越大， 位移最大处均位于转筒跨度中间， 符合实际情况.

上述结果分析表明： 旋转弹射装置滚转机构在运动过程中均能满足强度和刚度要求.

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Aircraft Ammunition Rotary Launcher Rolling Mechanism Mechanical Analysis

LI Haijun， MO Zixi， YOU Kun

(Dept. of Mechanical and Electrical Engineering, Naval Aeronautical and Astronautical University, Yantai 264001, China)

Aiming at the problem that strategic bombers can only load cruise missiles using the external-mounting way which increases the air resistance and Reduce the concealment. This paper designed a rotary launcher installed in the internal bay of strategic bomber to mount and launch cruise missiles or other aircraft ammunition. Established the 3D assembly model of rotary launcher by SolidWork, a 3D modeling software , and then analyze its dynamics in ADAMS, to find out the most adverse conditions in the process of movement. Then SolidWorks simulation is used to analyze statics of the rolling mechanism in such an extreme condition. The analysis result show that the rolling mechanism can meet requirements of strength and rigidity in its process of movement.

aircraft ammunition; strategic bomber； rotary launcher; rolling mechanism mechanical analysis

2016-11-21

李海军(1966-)， 男， 教授， 博士， 主要从事航空导弹测试与故障诊断研究.

1671-7449(2017)04-0277-06

TJ765.239

A

10.3969/j.issn.1671-7449.2017.04.001