動力學仿真在某尾翼系統(tǒng)彈起機構(gòu)設(shè)計中的應用*

李昌坤，陶 苑，宋 勇，肖秀友

(1中國兵器工業(yè)第59研究所，重慶 400039;2南京理工大學機械工程學院，南京 210094)

0 引言

在傳統(tǒng)的彈箭設(shè)計中，為了驗證設(shè)計，通常要制造樣機進行多次試驗，有時這些驗證試驗甚至是破壞性的。而當試驗失敗或者發(fā)現(xiàn)不合理的設(shè)計之處時，又要重新設(shè)計、試制，并再進行驗證試驗，這樣的設(shè)計模式浪費了大量的人力、物力和財力等資源。利用現(xiàn)代仿真設(shè)計技術(shù)對方案進行論證和優(yōu)化，是避免資源浪費、節(jié)約研制成本、縮短研制周期的有效手段之一，同時，仿真設(shè)計技術(shù)可以實現(xiàn)設(shè)計過程的可視化，并可以在仿真過程中，隨時改變模型的各個參量，對其進行跟蹤測量，得到相應曲線圖，便于對模型進行動態(tài)分析和優(yōu)化，為最終的方案設(shè)計提供依據(jù)。

1 ADAMS軟件簡介

ADAMS(automatic dynamic analysis of mechanical systems)全稱是機械系統(tǒng)動力學自動分析軟件，由美國MDI公司(Mechanical Dynamics Inc.)開發(fā)，該軟件集建模、求解、可視化技術(shù)于一體，是世界上目前使用范圍最廣，最負盛名的機械系統(tǒng)仿真分析軟件。

ADAMS/View是ADAMS系列產(chǎn)品的核心模塊之一，使用以用戶為中心的交互式圖形環(huán)境，該模塊將圖標操作、菜單操作、鼠標點選操作與交互式圖形建模、仿真計算、動畫演示、優(yōu)化設(shè)計、曲線圖處理和結(jié)果分析等功能完美的集成在一起。

2 尾翼系統(tǒng)動作原理

2.1 尾翼系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

該尾翼系統(tǒng)是某制導炮彈的穩(wěn)定裝置，主要由尾翼、解閉鎖機構(gòu)、彈起機構(gòu)等組成，布局示意圖如圖1。

圖1 尾翼系統(tǒng)結(jié)構(gòu)布局示意圖

2.2 作用原理

該系統(tǒng)作用原理可以概括為:發(fā)射前，慣性器件被固定在安全位置，解鎖機構(gòu)的滑動套鎖住4片尾翼;發(fā)射時，慣性器件后座，聯(lián)合鎖定滑動套;彈丸出炮口泄壓后，慣性器件與滑動套聯(lián)合體回彈，尾翼脫離滑動套束縛，處于待展開的狀態(tài);在尾翼彈起機構(gòu)的作用下，尾翼迅速展開到位并鎖緊，保證彈丸的穩(wěn)定飛行。尾翼系統(tǒng)動作作用流程示意圖如圖2。

圖2 尾翼系統(tǒng)作用流程示意圖

2.3 尾翼彈起機構(gòu)的重要性

尾翼系統(tǒng)的全套運動主要取決于彈起機構(gòu)彈力的設(shè)計，其重要性體現(xiàn)如下:

1)彈力大，尾翼與解鎖機構(gòu)(滑動套)摩擦大，不能解鎖;

2)彈力小，解鎖機構(gòu)解鎖后，尾翼不能迅速展開，影響彈丸穩(wěn)定飛行。

3 ADAMS仿真結(jié)果及分析

3.1 模型及施加載荷

利用Solid Works軟件進行復雜零部件結(jié)構(gòu)的建模，形成裝配體，導入ADAMS/View模塊。

對導入的模型按接近實際受力情況施加載荷，如圖3。

圖3 仿真模型截圖

1)運動副:裝配體沿X正向的發(fā)射運動;滑動套沿X正向滑動運動;慣性體沿X負向的后座運動;出炮口后慣性體和滑動套沿X正向的解鎖運動;

2)旋轉(zhuǎn)副:裝配體22r/s的右向旋轉(zhuǎn)運動;尾翼沿自身轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動;

3)摩擦副:主要零部件之間的摩擦;

4)固定副:中心管、底座等支撐結(jié)構(gòu)的固定連接;5)解鎖、鎖定等函數(shù)編制。

所有載荷施加完成后，對尾翼的彈起機構(gòu)施加不同的彈簧彈力，仿真運動，并測定尾翼從彈丸出炮口到展開到位的時間。

3.2 仿真測試結(jié)果及分析

當尾翼彈起機構(gòu)的彈簧彈力取200N時，設(shè)定點對點測量，即尾翼上的定位銷與尾翼座上的定位銷孔重合時(X坐標一致)，系統(tǒng)停止仿真，通過測量曲線可以看出尾翼展開到位的時刻，如圖4。

圖4 彈起機構(gòu)提供200N彈力時的仿真截圖

根據(jù)上述載荷加載過程進行不同的彈起機構(gòu)彈力取值和展開時間的仿真分析及計算，對應關(guān)系如表1。

表1 彈力取值和尾翼展開時間仿真對應關(guān)系

通過上表仿真數(shù)據(jù)可以看出:

1)尾翼彈起機構(gòu)彈力的取值在300～500N之間變化時，對尾翼展開時間的影響不大;

2)受彈起機構(gòu)結(jié)構(gòu)尺寸限制，考慮機械加工制造工藝，選用提供200N彈力的彈起機構(gòu)，尾翼展開到位時間為27ms;

3)彈丸出炮口27ms后，處于炮口后效作用時期以外，有利于尾翼展開和彈丸的穩(wěn)定飛行。

因此根據(jù)仿真結(jié)果，制作了能夠提供200N彈力的彈起機構(gòu)，進行靶場飛行試驗。

4 靶場試驗及其與仿真情況對比

靶場試驗時布高速攝影，以某型火炮為射擊平臺，射擊彈丸7發(fā)，尾翼可靠展開3發(fā)。

通過高速攝影觀察，尾翼展開的平均時間為29ms。試驗結(jié)果與仿真結(jié)果相近，但是仍需要提高整個機構(gòu)的工作可靠性。試驗及高速攝影如圖5。

圖5 靶場試驗及高速攝影

5 結(jié)論

利用動力學仿真設(shè)計尾翼系統(tǒng)彈起機構(gòu)，為整套尾翼系統(tǒng)的設(shè)計提供了依據(jù)。仿真設(shè)計結(jié)果與靶場試驗結(jié)果相近，體現(xiàn)了仿真設(shè)計的先進性和準確性。

在后續(xù)彈藥項目研制過程中，應逐步推薦使用仿真設(shè)計，進而改善畫加打的彈藥傳統(tǒng)設(shè)計模式，縮短研制周期，提高設(shè)計效率，降低設(shè)計成本。

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