李海軍，莫子烯，游 坤

(海軍航空工程學(xué)院 機(jī)械電子工程系， 山東 煙臺 264001)

【機(jī)械制造與檢測技術(shù)】

兩種彈射方案對旋轉(zhuǎn)發(fā)射架的振動影響分析

李海軍，莫子烯，游 坤

(海軍航空工程學(xué)院 機(jī)械電子工程系， 山東 煙臺 264001)

美國與俄羅斯戰(zhàn)略轟炸機(jī)內(nèi)部彈艙能夠掛載旋轉(zhuǎn)發(fā)射架，以旋轉(zhuǎn)供彈方式發(fā)射巡航導(dǎo)彈。如戰(zhàn)略轟炸機(jī)內(nèi)部彈艙能掛載和投放炸彈，巡航導(dǎo)彈一般采取外掛式發(fā)射。這種發(fā)射方式氣動阻力大，不利于飛機(jī)隱身。為國產(chǎn)轟炸機(jī)彈艙設(shè)計(jì)一種適用的旋轉(zhuǎn)發(fā)射架，制定一種新式的投彈方案，不同于美俄主流轟炸機(jī)投彈的方式。分析兩種投彈順序下旋轉(zhuǎn)發(fā)射架的振動情況。分析結(jié)果表明：投彈時(shí)保證剩余掛彈對稱可減小旋轉(zhuǎn)發(fā)射架的離心振動，更適合在國產(chǎn)轟炸機(jī)上應(yīng)用。

戰(zhàn)略轟炸機(jī)；旋轉(zhuǎn)發(fā)射架；投彈方案；振動

戰(zhàn)略轟炸機(jī)隱身性能和氣動性能的優(yōu)劣決定其是否能夠遠(yuǎn)程順利突防進(jìn)行戰(zhàn)略打擊[1]。美俄戰(zhàn)略轟炸機(jī)，彈艙體積巨大，一般采取內(nèi)埋式旋轉(zhuǎn)發(fā)射架發(fā)射巡航導(dǎo)彈，極大地增強(qiáng)了突防打擊能力[2]。國產(chǎn)轟炸機(jī)彈艙一般掛載炸彈，導(dǎo)彈采取外掛式，突防能力較差，只能中遠(yuǎn)程打擊目標(biāo)，不易達(dá)到戰(zhàn)略轟炸機(jī)的標(biāo)準(zhǔn)。因此，對旋轉(zhuǎn)發(fā)射架技術(shù)的研究是提升我軍戰(zhàn)略轟炸機(jī)性能的重要任務(wù)。本文參考了美俄戰(zhàn)略轟炸機(jī)旋轉(zhuǎn)發(fā)射架的工作原理，并根據(jù)國產(chǎn)轟炸機(jī)的性能水平和彈艙尺寸，設(shè)計(jì)了一種適用旋轉(zhuǎn)發(fā)射架；分析比較旋轉(zhuǎn)發(fā)射架在兩種投彈順序下的離心振動情況，為旋轉(zhuǎn)發(fā)射架的實(shí)際應(yīng)用提供理論參考。

1 旋轉(zhuǎn)發(fā)射架設(shè)計(jì)

美軍B1-B飛機(jī)可以在其彈艙內(nèi)安裝3個(gè)旋轉(zhuǎn)發(fā)射架[3]，圖-160飛機(jī)也能安裝兩個(gè)旋轉(zhuǎn)發(fā)射架[4]。如轟炸機(jī)的彈艙尺寸狹小，其內(nèi)部彈艙只能安裝1個(gè)旋轉(zhuǎn)發(fā)射架，用以掛載我軍某型空艦巡航導(dǎo)彈。在設(shè)計(jì)過程中，要注意在滿足旋轉(zhuǎn)發(fā)射架工作性能的前提下，盡量使裝配體足夠緊湊，不影響飛機(jī)的飛行技術(shù)指標(biāo)。

旋轉(zhuǎn)發(fā)射架工作原理如下：旋轉(zhuǎn)發(fā)射架安裝在轟炸機(jī)的彈艙內(nèi)部，6枚巡航導(dǎo)彈通過專用掛架固定在裝置的滾筒上，專用掛架上裝有彈射器。裝置通過旋轉(zhuǎn)的方式供彈，當(dāng)導(dǎo)彈轉(zhuǎn)動到最下方指定彈射位置時(shí)，鎖定機(jī)構(gòu)鎖定滾筒的轉(zhuǎn)動，掛架上的彈射器開始彈射導(dǎo)彈。當(dāng)導(dǎo)彈彈射完畢后，解鎖機(jī)構(gòu)解除對滾筒鎖定，繼續(xù)進(jìn)行旋轉(zhuǎn)供彈。

根據(jù)其工作原理，省略電動機(jī)和減速器的建模，在SolidWorks中作出旋轉(zhuǎn)發(fā)射架的三維裝配圖如圖1。

為使裝配體足夠緊湊，導(dǎo)彈應(yīng)采取折疊彈翼模式，彈射后彈翼展開。由于加工條件的限制，滾筒不能設(shè)計(jì)成封閉型，宜設(shè)計(jì)成組合式空心軸，空心軸中間圓筒和掛架配合，并用螺栓與兩端蓋板將其緊固連接[4]。

2 投彈方案與偏心距

2.1 投彈方案設(shè)計(jì)

以圖-160飛機(jī)為例，若將投彈過程分為6個(gè)行程。旋轉(zhuǎn)發(fā)射架的投彈順序一般采用方案一，如圖2所示的，導(dǎo)彈每個(gè)行程按圖中逆時(shí)針轉(zhuǎn)動60°，直至所有的導(dǎo)彈依次彈射完畢。

采取這種投彈順序時(shí)剩余掛彈不對稱，使戰(zhàn)機(jī)受載不平衡。而且滾筒在轉(zhuǎn)動時(shí)，受到較大的離心力，甚至產(chǎn)生劇烈的振動。倘轟炸機(jī)的抗振能力和抗過載能力不如圖-160等飛機(jī)，不宜采用上述投彈方案。

轟炸機(jī)彈艙在投放炸彈時(shí)，一般遵循“一前一后，一左一右”的原則，盡量使飛機(jī)受載平衡[5]。同理，旋轉(zhuǎn)發(fā)射架發(fā)射導(dǎo)彈時(shí)，也應(yīng)該遵循對稱的原則。因此，設(shè)計(jì)一種投彈順序如方案二所示，如圖3。這樣使剩余掛彈盡可能對稱，減小滾筒轉(zhuǎn)動引起的離心力，能收到減振的效果。

圖2 投彈方案一示意圖

圖3 投彈方案2示意圖

如圖3所示，行程Ⅰ為旋轉(zhuǎn)發(fā)射架滿載導(dǎo)彈時(shí)情況，導(dǎo)彈1位于彈射準(zhǔn)備位置；導(dǎo)彈1彈射完畢后，導(dǎo)彈逆時(shí)針轉(zhuǎn)動180°使導(dǎo)彈2轉(zhuǎn)動至彈射準(zhǔn)備位置，為行程Ⅱ；導(dǎo)彈2彈射后，導(dǎo)彈逆時(shí)針轉(zhuǎn)動60°使導(dǎo)彈3轉(zhuǎn)動至彈射準(zhǔn)備位置，為行程Ⅲ；同理，行程Ⅳ滾筒轉(zhuǎn)動180°，行程Ⅴ滾筒轉(zhuǎn)動60°，行程Ⅵ滾筒轉(zhuǎn)動180°，直至所有導(dǎo)彈彈射完畢。

2.2 偏心距計(jì)算

∑mi=Mn=nm1+6m2+m筒,n為彈射后剩余導(dǎo)彈數(shù)；m1為導(dǎo)彈質(zhì)量；m2為掛架質(zhì)量；m筒為滾筒質(zhì)量。

投彈方案一各行程滾筒轉(zhuǎn)動前截面示意圖如圖4。

n=6時(shí)，滾筒滿載導(dǎo)彈。滾筒、導(dǎo)彈和掛架各部分質(zhì)量相對中心慣性軸平衡，此時(shí)系統(tǒng)的偏心距e為0；

將導(dǎo)彈質(zhì)量m1，掛架質(zhì)量m2，滾筒質(zhì)量m筒=ρV，導(dǎo)彈質(zhì)心與中心軸l1代入，得到剩余掛載導(dǎo)彈數(shù)目n與所造成的偏心距e的關(guān)系如表1。

圖4 方案一滾筒截面示意圖

導(dǎo)彈數(shù)n654321數(shù)值/mm083.7167.3228.4241.8179.7

由表1可以看出，投彈方案一中n=2時(shí)，有最大偏心距。

投彈方案二各行程滾筒轉(zhuǎn)動前截面示意圖如圖5。

圖5 方案二滾筒截面示意圖

同理，代入得到剩余掛載導(dǎo)彈數(shù)目n與的偏心距e的關(guān)系如表2。

表2 方案一n與e的關(guān)系

由表2可知，掛載導(dǎo)彈數(shù)為偶數(shù)時(shí)，偏心距為0。剩余導(dǎo)彈數(shù)n=1時(shí)，有最大偏心距。

4 基于ADAMS平臺的振動仿真分析

4.1 ADAMS模型建立

將SolidWorks中建立旋轉(zhuǎn)發(fā)射架的三維裝配體模型保存為ADAMS能識別的擴(kuò)展名為x_t的PARASOLID文件,將其Import進(jìn)入ADAMS/VIEW中[7]。根據(jù)要求設(shè)置坐標(biāo)系、工作柵格、單位、重力加速度。對模型進(jìn)行簡化，去除不必要的原件，如電動機(jī)，傳動機(jī)構(gòu)，電機(jī)支承，螺栓，螺母等[8]。

根據(jù)旋轉(zhuǎn)發(fā)射架的工作原理，對各構(gòu)件添加約束和驅(qū)動如圖6所示。

圖6 ADAMS平臺下旋轉(zhuǎn)彈射裝置仿真模型示意圖

研究滾筒的振動情況時(shí)，剛性的系統(tǒng)模型要轉(zhuǎn)換為剛?cè)峄旌系南到y(tǒng)模型，將滾筒這個(gè)剛性構(gòu)件轉(zhuǎn)換為柔性構(gòu)件。在分析振動情況時(shí)，沒有采取傳統(tǒng)的有限元分析方法，如在有限元軟件中構(gòu)建某個(gè)滾筒的柔性體MNF文件，然后代替剛體系統(tǒng)中的滾筒剛體，從而構(gòu)建剛?cè)峄旌夏Ｐ?；而是利用ADAMS軟件中對某部件“Make flexible”功能直接構(gòu)建剛?cè)峄旌夏Ｐ停@種方法可以對簡單的部件直接柔化。

給予滾筒一定轉(zhuǎn)動速度時(shí)，由于系統(tǒng)質(zhì)量不平衡，滾筒質(zhì)心位置產(chǎn)生變化。對系統(tǒng)振動求解時(shí)，以滾筒的質(zhì)心運(yùn)動情況來代替系統(tǒng)的響應(yīng)，該響應(yīng)主要為滾筒質(zhì)心的位移和加速度的變化情況。分析即可得到系統(tǒng)穩(wěn)定的判別條件，與通用標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行比較。

4.2 投彈方案一仿真

由理論計(jì)算得出，投彈方案一滾筒在轉(zhuǎn)動時(shí)，每個(gè)行程轉(zhuǎn)動60°。已知該型空艦巡航導(dǎo)彈實(shí)現(xiàn)連發(fā)的時(shí)間間隔為T<3.5 s，設(shè)滾筒轉(zhuǎn)動一個(gè)行程的時(shí)間2 s，留出充裕的時(shí)間保證導(dǎo)彈正常定位的鎖定和解鎖。

行程Ⅰ時(shí)，即滾筒掛載剩余導(dǎo)彈n=6時(shí)，導(dǎo)彈1直接彈射，不需要轉(zhuǎn)動。行程Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ、Ⅴ、Ⅵ時(shí)，滾筒依次轉(zhuǎn)動60°。且在行程Ⅴ時(shí)，即剩余導(dǎo)彈n=2時(shí)，系統(tǒng)的偏心距最大。此處只分析該情況下的滾筒振動。滾筒的轉(zhuǎn)速應(yīng)滿足梯形加減速模式，設(shè)置滾筒轉(zhuǎn)速變化函數(shù)式為：

編寫驅(qū)動函數(shù)為基于速度(velocity)的motion=step(time,0,0,0.5,40d)+step(time,1.5,0,2,-40d),意為：驅(qū)動在仿真時(shí)長的前0.5 s為加速階段，轉(zhuǎn)速由0緩慢上升到40 (°)/s，中間的1 s為按照該速度平穩(wěn)運(yùn)行，后0.5 s為減速階段，轉(zhuǎn)速緩慢下降為0，滾筒在2 s仿真時(shí)長內(nèi)轉(zhuǎn)動60°。

在仿真界面測試轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的運(yùn)動[10]。分析仿真結(jié)果，在Post Processor模塊中對結(jié)果進(jìn)行處理?？梢缘玫剑瑵L筒轉(zhuǎn)速變化圖。

圖7 方案一滾筒轉(zhuǎn)速變化

由圖7可以看出，滾筒運(yùn)行能按照預(yù)期設(shè)定的梯形加減速模式平穩(wěn)運(yùn)行。

滾筒質(zhì)心相對軸承支撐方向(Y軸)的位移和加速度分別如圖8和圖9。

圖8 方案一行程Ⅴ時(shí)滾筒質(zhì)心位移

圖9 方案一行程Ⅴ時(shí)滾筒質(zhì)心加速度

4.3 投彈方案二仿真

同理，方案二n=1時(shí)，滾筒轉(zhuǎn)速變化函數(shù)式可表達(dá)為：

編寫驅(qū)動函數(shù)為基于速度(velocity)的motion=step(time,0,0,0.5,120d)+step(time,1.5,0,2,-120d)。在仿真界面測試轉(zhuǎn)子系統(tǒng)的運(yùn)動，得到滾筒轉(zhuǎn)速圖如圖10。

圖10 方案二的滾筒轉(zhuǎn)速

由圖10可以看出，滾筒運(yùn)行能按照預(yù)期設(shè)定的梯形加減速模式，實(shí)現(xiàn)平穩(wěn)運(yùn)行。

滾筒質(zhì)心相對(Y軸)的位移和加速度分別如圖11和圖12。

圖11 方案二行程Ⅵ時(shí)滾筒質(zhì)心位移

圖12 方案二行程Ⅵ時(shí)滾筒質(zhì)心加速度

方案一行程Ⅴ和方案二Ⅵ分別是這兩種方案系統(tǒng)偏心距最大，由于系統(tǒng)離心力造成的振動幅度也是最大，故只須比較這兩種情況下的振動情況，即可判別哪種投彈方案更優(yōu)。由圖8、圖11可以看出，兩種情況下滾筒質(zhì)心均圍繞Y軸的負(fù)半軸某點(diǎn)振蕩，而非位于轉(zhuǎn)軸上。這是因?yàn)闈L筒受到自身重力和導(dǎo)彈重力的作用發(fā)生一定的彈性變形，使?jié)L筒質(zhì)心向下偏離轉(zhuǎn)軸。且方案一的滾筒質(zhì)心振幅比方案二更大，由此可知方案二比方案一更優(yōu)。由圖9、圖12可以看出，方案一滾筒質(zhì)心加速度比方案二更大，即其受到?jīng)_擊更大。方案二中滾筒質(zhì)心加速度最大為0.85g，小于我國軍標(biāo)GJB(軍用飛機(jī)強(qiáng)度和剛度規(guī)范-振動)規(guī)定的1.5g，也小于掛載的該型空艦巡航導(dǎo)彈發(fā)射過載2g。故該方案二可以應(yīng)用在國產(chǎn)轟炸機(jī)的旋轉(zhuǎn)發(fā)射架上，而不發(fā)生劇烈振動。

5 結(jié)論

本文初步為國產(chǎn)轟炸機(jī)構(gòu)思了一種旋轉(zhuǎn)發(fā)射架，構(gòu)建其物理三維模型，制定一種新式投彈方案，比較兩種轟炸機(jī)投彈方案下的振動情況。在選取投彈方案二時(shí)能盡量保證剩余掛彈的對稱性，減小系統(tǒng)的偏心距，減小了系統(tǒng)振動，更加適合在國產(chǎn)轟炸機(jī)上應(yīng)用。

采用制作物理樣機(jī)方式研究機(jī)載武器，可以減少重復(fù)設(shè)計(jì)與試驗(yàn)次數(shù)，節(jié)約了研究成本，為后續(xù)的試驗(yàn)工作提供重要的理論參考。

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(責(zé)任編輯 唐定國)

Vibration Simulation Analysis of Rotary Launcher in Two Missile Ejecting Plan

LI Haijun， MO Zixi， YOU Kun

(Department of Mechanical and Electrical Engineering, Naval Aeronautical University, Yantai 264001, China)

The US and Russia strategic bombers inner weapon bay can mount rotary launcher to launch cruise missile. But our strategic bombers weapon bay can only load bombs instead of cruise missile. Cruise missile can only be launched outside the weapon bay, which is not good for the aerodynamics and stealth performance of a strategic bomber. This paper designs a new kind of rotary launcher for our bombers in order to launch cruise missile inside its weapon bay. It chooses a new kind of missile launching order for this new rotary launcher to compare its differences with the traditional kind which was used by the US and Russian bombers. Then it analyzes its vibration situation of two rotating launchers. We find out that the missiles left are symmetry to make the vibration caused by centrifugation reduced.

strategic bomber; rotary launcher; ejecting plan; vibration

2017-04-25；

2017-05-15

李海軍(1965—)，男，主要從事航空武器機(jī)電控制技術(shù)研究。

10.11809/scbgxb2017.08.032

format:LI Haijun，MO Zixi，YOU Kun.Vibration Simulation Analysis of Rotary Launcher in Two Missile Ejecting Plan[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(8):153-156.

TJ762.2

A

2096-2304(2017)08-0153-04

本文引用格式：李海軍，莫子烯，游坤.兩種彈射方案對旋轉(zhuǎn)發(fā)射架的振動影響分析[J].兵器裝備工程學(xué)報(bào)，2017(8):153-156.