某火箭炮高低行軍固定器設(shè)計(jì)與仿真分析

崔二巍，王 東

（1.中國(guó)兵器工業(yè)集團(tuán)第202研究所，陜西 咸陽 712099；2.貴州航天天馬機(jī)電科技有限公司，貴州 遵義 563000）

某火箭炮高低行軍固定器設(shè)計(jì)與仿真分析

崔二巍1，王 東2

（1.中國(guó)兵器工業(yè)集團(tuán)第202研究所，陜西 咸陽 712099；2.貴州航天天馬機(jī)電科技有限公司，貴州 遵義 563000）

根據(jù)某火箭炮的特點(diǎn)和行軍固定器的設(shè)計(jì)要求，對(duì)比各種鎖緊方式的優(yōu)缺點(diǎn)，為其設(shè)計(jì)了機(jī)械式高低行軍固定器，通過計(jì)算初步確定了楔形塊和駐鉤上斜面的傾角、回復(fù)彈簧的剛度系數(shù)等主要參數(shù)。在Adams中仿真行軍固定器的鎖緊、解鎖和受沖擊載荷作用的過程，檢驗(yàn)其是否能滿足使用要求。根據(jù)動(dòng)力學(xué)仿真結(jié)果得到的載荷數(shù)據(jù)，在Abaqus中對(duì)行軍固定器的關(guān)鍵部件支臂進(jìn)行有限元分析。仿真和計(jì)算結(jié)果表明：行軍固定器可實(shí)現(xiàn)自動(dòng)鎖緊，解鎖過程所需的手柄力符合設(shè)計(jì)要求，在沖擊載荷作用下鎖緊可靠，支臂的剛強(qiáng)度滿足要求。

高低行軍固定器，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，鎖緊，解鎖，仿真

0 引言

行軍固定器作為火箭發(fā)射裝置的一個(gè)重要輔助機(jī)構(gòu)，在行軍時(shí)牢靠地固定火箭發(fā)射裝置的俯仰部分和回轉(zhuǎn)部分，防止發(fā)射裝置各部分因行軍振動(dòng)沖擊而受到損壞；在瞄準(zhǔn)、射擊時(shí)解除限制。為提高火箭武器的快速反應(yīng)能力，行軍固定器在行軍和戰(zhàn)斗狀態(tài)之間轉(zhuǎn)換時(shí)，應(yīng)動(dòng)作迅速，縮短轉(zhuǎn)換時(shí)間。行軍狀態(tài)下，由于發(fā)射裝置俯仰和回轉(zhuǎn)部分慣性力和沖擊力的作用，行軍固定器受力較大，因此，必須保證其有足夠強(qiáng)度和剛度。在滿足以上要求的前提下，結(jié)構(gòu)應(yīng)盡量簡(jiǎn)單，這樣既便于操作使用，也便于加工制造和維護(hù)保養(yǎng)［1］。行軍固定器按其操作方式分為自動(dòng)、半自動(dòng)、和手動(dòng)3類。

由于某火箭炮特殊的戰(zhàn)術(shù)要求，需要行軍固定器在高低方向上承受更為劇烈的沖擊，對(duì)可靠性要求更加嚴(yán)格，而且結(jié)構(gòu)應(yīng)盡可能簡(jiǎn)單，鎖緊和解脫過程操作方便。針對(duì)該火箭炮的特點(diǎn)，文中為其設(shè)計(jì)了固定俯仰部分運(yùn)動(dòng)的高低行軍固定器，并對(duì)設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行仿真分析。

1 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

1.1 鎖緊方式的選擇

行軍固定器的鎖緊方式主要有液壓式、氣動(dòng)式、電機(jī)式和機(jī)械式4種［2］，每種鎖緊方式的優(yōu)缺點(diǎn)如表1所示。

表1 4種鎖緊方式的優(yōu)缺點(diǎn)

根據(jù)該火箭炮行軍固定器高可靠性、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、操作方便的設(shè)計(jì)要求，比較表1中的4種鎖緊方式，決定采用機(jī)械式鎖緊，通過機(jī)械部件之間的相互配合作用實(shí)現(xiàn)鎖緊。

1.2 總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

高低行軍固定器限制火箭炮俯仰方向的運(yùn)動(dòng)，即搖架繞耳軸的轉(zhuǎn)動(dòng)，其與火箭炮的裝配關(guān)系如圖1所示。

圖1 高低行軍固定器與火箭炮裝配圖

其中，高低行軍固定器的具體結(jié)構(gòu)如圖2所示。

高低行軍固定器分為上下兩部分，上部分為支臂，固定于搖架的橫梁；其余為下部分。安裝座固定于發(fā)射裝置的底座，其底部裝有轉(zhuǎn)軸；駐鉤和手柄分別通過花鍵與轉(zhuǎn)軸相連，扳動(dòng)手柄可帶動(dòng)駐鉤繞轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)；回復(fù)彈簧兩端通過銷釘分別與安裝座和駐鉤相連；楔形塊在滾珠絲杠帶動(dòng)下可沿安裝座上表面的導(dǎo)軌滑動(dòng)。

圖2 高低行軍固定器

高低行軍固定器的鎖緊和解鎖狀態(tài)如圖3所示，鎖緊和解鎖位置設(shè)置限位機(jī)構(gòu)。

圖3 高低行軍固定器的鎖緊和解鎖狀態(tài)

鎖緊時(shí)，將火箭炮的方向角調(diào)整為0°，支臂隨搖架放下后恰好能與行軍固定器下部分對(duì)準(zhǔn)。搖架繞耳軸向下轉(zhuǎn)動(dòng)，支臂與駐鉤上斜面接觸后，擠壓駐鉤使其繞轉(zhuǎn)軸向外轉(zhuǎn)動(dòng)，當(dāng)駐鉤的鉤舌對(duì)準(zhǔn)支臂的溝槽時(shí)，駐鉤在回復(fù)彈簧的作用下回到豎直位置，鉤舌伸入溝槽。轉(zhuǎn)動(dòng)滾珠絲杠手輪，使楔形塊向前運(yùn)動(dòng)直至牢牢頂住支臂。搖架向上的運(yùn)動(dòng)由駐鉤鎖定，向下的運(yùn)動(dòng)由楔形塊和搖架支撐座鎖定。

解鎖時(shí)，將手柄向上扳動(dòng)20°，駐鉤的鉤舌從支臂的溝槽內(nèi)伸出，行軍固定器解鎖，可調(diào)整火箭炮的高低角。

1.3 楔形塊和駐鉤斜面傾角的確定

為保證鎖緊可靠，應(yīng)使支臂底面與楔形塊上斜面之間實(shí)現(xiàn)自鎖［3］，無論受到多大的向下沖擊力，楔形塊與支臂都不會(huì)相對(duì)滑動(dòng)。查閱機(jī)械設(shè)計(jì)手冊(cè)，支臂與楔形塊材料間摩擦系數(shù)為μ=0.17，摩擦角：

斜面傾角小于該摩擦角時(shí)即發(fā)生自鎖，因此，取楔形塊上斜面傾角為10°。

鎖緊過程中支臂擠壓駐鉤上斜面，若斜面傾角過小而發(fā)生自鎖，無法完成自動(dòng)鎖緊。駐鉤向外轉(zhuǎn)動(dòng)，其上斜面與水平面的夾角不斷變小，越容易發(fā)生自鎖。當(dāng)轉(zhuǎn)角為φ1=13°時(shí)，支臂與上斜面脫離。保證脫離時(shí)刻不發(fā)生自鎖，則整個(gè)過程都不會(huì)自鎖。查閱機(jī)械設(shè)計(jì)手冊(cè)，支臂與楔形塊材料間摩擦系數(shù)為μ=0.17，摩擦角：

為保證不發(fā)生自鎖，則駐鉤上斜面傾角至少應(yīng)大于：

取駐鉤上斜面傾角為30°，在該角度下，整個(gè)鎖緊過程支臂與駐鉤上斜面之間都不會(huì)發(fā)生自鎖。

1.4 回復(fù)彈簧剛度的確定

回復(fù)彈簧剛度過大，鎖緊時(shí)支臂與駐鉤之間的碰撞力增大，解鎖時(shí)所需的手柄力也增大，操作不便；剛度過小，則不能可靠地將駐鉤保持在鎖緊位置。

手柄向上扳動(dòng)20°到解鎖位置，此時(shí)彈簧伸長(zhǎng)量最大，所需手柄力也最大。根據(jù)一般戰(zhàn)士的體力和操作方便原則，設(shè)最大手柄力為60 N［4］。為保證鎖緊可靠，設(shè)駐鉤在豎直位置時(shí)彈簧初始拉力F0為50 N。忽略摩擦和駐鉤自身重力對(duì)轉(zhuǎn)軸的力矩，則在解鎖過程中，手柄和彈簧對(duì)轉(zhuǎn)軸的力矩平衡，設(shè)手柄力作用方向始終垂直于手柄，則有：

其中，F(xiàn)1為手柄力，H1為手柄力作用點(diǎn)與轉(zhuǎn)軸中心點(diǎn)距離，根據(jù)手柄幾何尺寸，H1為130 mm，F(xiàn)2為回復(fù)彈簧拉力，H2為其力臂。

解鎖過程的示意圖如圖4所示。

圖4 解鎖過程示意圖

其中，點(diǎn)A為回復(fù)彈簧與底座連接點(diǎn)，點(diǎn)B為轉(zhuǎn)軸中心，C1和C2分別為鎖緊和解脫狀態(tài)時(shí)回復(fù)彈簧與駐鉤連接點(diǎn)的位置。

由圖中幾何關(guān)系計(jì)算可得：

駐鉤在解鎖位置時(shí)，所需回復(fù)彈簧拉力

回復(fù)彈簧拉力增大量

回復(fù)彈簧伸長(zhǎng)量

剛度系數(shù)

因此，初步選定回復(fù)彈簧剛度系數(shù)為10 N/mm，并在后續(xù)仿真中驗(yàn)證解鎖過程手柄力是否符合要求，自動(dòng)鎖定過程能否順利完成，鎖緊是否可靠。

2 動(dòng)力學(xué)仿真分析

2.1 鎖緊過程仿真分析

在Adams軟件中仿真高低行軍固定器的鎖緊過程。設(shè)仿真初始狀態(tài)火箭炮方向角為0°，高低角為5°，駐鉤在豎直位置，支臂在駐鉤上方，兩者未接觸。搖架以的角速度向下轉(zhuǎn)動(dòng)，5 s后到達(dá)鎖定位置并停止運(yùn)動(dòng)，仿真過程持續(xù)6 s。以駐鉤初始位置為基準(zhǔn)，自動(dòng)鎖緊過程中駐鉤繞轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)角變化如圖5所示。

圖5 鎖緊過程駐鉤轉(zhuǎn)角變化曲線

圖6 鎖緊過程支臂與駐鉤之間接觸力

由圖中可得，支臂在2.4 s時(shí)與駐鉤上斜面發(fā)生接觸，擠壓駐鉤向外轉(zhuǎn)動(dòng)。支臂與駐鉤上斜面接觸時(shí)轉(zhuǎn)角增大速度較快；支臂從駐鉤上斜面滑下后與鉤舌的前端面接觸，轉(zhuǎn)角增大速度變緩；之后駐鉤的鉤舌伸入支臂的溝槽，駐鉤在回復(fù)彈簧作用下快速回到豎直位置，鎖緊到位后有輕微的振動(dòng)。鎖緊過程支臂與駐鉤之間的接觸力如圖6所示。

2.2 解鎖過程仿真分析

在Adams軟件中仿真高低行軍固定器的解鎖過程。手柄在2 s內(nèi)由初始水平位置勻速向上轉(zhuǎn)動(dòng)20°到達(dá)解鎖位置。由于仿真中無法直接得到解鎖過程的手柄力，根據(jù)1.4節(jié)中的式（1）和式（2），手柄力可由回復(fù)彈簧拉力和角α計(jì)算得到：

由解鎖過程的仿真結(jié)果可得到回復(fù)彈簧拉力和角α的變化曲線，根據(jù)式（3）計(jì)算，解鎖過程的手柄力如圖7所示。

圖7 解鎖過程手柄力曲線

圖8 沖擊載荷

由圖7可得，解鎖過程中手柄力不斷增大，但并非線性增大，解鎖到位時(shí)手柄力達(dá)到最大值62 N，滿足手柄力的設(shè)計(jì)要求。

2.3 沖擊載荷作用過程仿真分析

行軍時(shí)，由于俯仰體慣性力和沖擊力的作用，高低行軍固定器受力較大。為檢驗(yàn)其鎖緊可靠性，在Adams軟件中仿真沖擊載荷作用的過程。鎖緊狀態(tài)下，在搖架上施加如圖8所示的沖擊載荷（向上為正方向）。

在該沖擊載荷下，楔形塊對(duì)支臂向上的支持力和駐鉤對(duì)支臂向下的拉力如圖9和10所示。

圖9 楔形塊對(duì)支臂的支持力

圖10 駐鉤對(duì)支臂的拉力

由圖9可得，在仿真建立的初始時(shí)刻，由于搖架及安裝于搖架上的整個(gè)俯仰體的重力突然作用，楔形塊對(duì)支臂向上的支持力振蕩后趨于穩(wěn)定值。搖架受到向上的沖擊時(shí)，支持力減小，沖擊消失后，由于俯仰體的重力作用，支持力發(fā)生較大的振蕩；而受到向下的沖擊時(shí)，支持力增大，沖擊消失后支持力振蕩很小。由圖10可得，只有搖架受到向上的沖擊時(shí)，駐鉤才會(huì)對(duì)支臂有向下的拉力，沖擊消失后拉力即變?yōu)榱恪?/p>

整個(gè)沖擊載荷作用的過程，駐鉤和楔形塊均穩(wěn)定地保持在鎖緊位置，能為支臂提供所需的鎖緊力，高低行軍固定器鎖緊可靠。

3 有限元仿真分析

支臂作為行軍固定器的關(guān)鍵部件，受力情況最復(fù)雜，必須保證有足夠的剛強(qiáng)度。由動(dòng)力學(xué)仿真結(jié)果可知，行軍狀態(tài)下受到?jīng)_擊載荷作用時(shí)，支臂受力最大，沖擊最嚴(yán)重。在Abaqus有限元軟件中仿真支臂受沖擊載荷作用的過程，驗(yàn)證其強(qiáng)度是否滿足要求。

支臂材料選用45鋼，上端面固定，根據(jù)2.3節(jié)中的動(dòng)力學(xué)仿真結(jié)果為支臂施加載荷。由于支臂與楔形塊、駐鉤之間力的作用均為面接觸，因此，按作用面積的大小，將圖9和圖10中的作用力換算為隨時(shí)間變化的均布?jí)簭?qiáng)，在作用面上施加載荷。經(jīng)Abaqus仿真分析，支臂的應(yīng)力云圖如圖11所示。

圖11 支臂的應(yīng)力云圖

仿真結(jié)果顯示，在整個(gè)沖擊載荷作用的過程中，應(yīng)力最大值為95.6 Mpa，遠(yuǎn)小于材料的屈服極限，因此滿足使用要求。

4 結(jié)論

根據(jù)某火箭炮的特點(diǎn)為其設(shè)計(jì)了機(jī)械式高低行軍固定器。動(dòng)力學(xué)和有限元仿真結(jié)果表明，該行軍固定器可自動(dòng)鎖緊，解鎖過程的手柄力符合設(shè)計(jì)要求，在沖擊載荷作用下依然能可靠地鎖緊，支臂作為行軍固定器的關(guān)鍵部件，受沖擊最嚴(yán)重，其剛強(qiáng)度滿足使用要求。

［1］吳秉賢，嚴(yán)世澤，龔龍興.火箭發(fā)射裝置結(jié)構(gòu)分析［M］.北京:國(guó)防工業(yè)出版社，1988.

［2］徐周偉.行軍固定器的運(yùn)動(dòng)及力學(xué)分析［D］.成都:電子科技大學(xué)，2009.

［3］申永勝.機(jī)械原理教程 ［M］.北京:清華大學(xué)出版社，1999.

［4］丁玉蘭.人機(jī)工程學(xué)［M］.北京:北京理工大學(xué)出版社，2005.

Design and Simulation Analysis of Elevation Marching Fixture of a Rocket Launcher

CUI Er-wei1，WANG Dong2
（1.No.202 Institute of China Ordnance Industry Corporation，Xianyang 712099，China；
2.Guizhou Aerospace Tianma Electro Mechanicals Co.，Ltd，Zunyi 563000，China）

According to the features of a rocket launcher and the design requirements of marching fixture，the advantages and disadvantages of the various of lock modes are contrasted，and then a mechanical elevation marching fixture is designed.The wedge’s and the hook’s tilt angles and the spring’s stiffness coefficient are determined preliminarily by computing.The process of the marching fixture locking，unlocking，and being affected is simulated by impact load in Adams，and investigated whether it worked well.The result of load data is used to make finite element analysis of the supporting arm in Abaqus.The simulation results show that the marching fixture can lock automatically，the unlocking handle force meet the design requirements，the marching fixture can lock reliably under the condition of impact load，and the supporting arm’s stiffness and strength can meet the requirement.

elevation marching fixture，structure design，lock，unlock，simulation

TJ393

A

1002-0640（2015）06-0159-04

2014-05-06

2014-06-17

崔二?。?989- ），男，山西晉城人，碩士研究生。研究方向：火箭發(fā)射裝置。