火箭發(fā)射電氣分離機構(gòu)設(shè)計和試驗①

黑 蕾,曾 志,楊 森,王永超,江小娟, 趙鵬程,史利瑩,趙憲斌

(1.西安航天動力技術(shù)研究所,西安 710025; 2.航天動力技術(shù)研究院,西安 710025;3.西北工業(yè)集團有限公司,西安 710043)

0 引言

電氣分離機構(gòu)設(shè)計可靠性與火箭總體要求的分離方式、脫落電連接器種類以及火箭和定向器結(jié)構(gòu)位置等息息相關(guān)。電氣分離機構(gòu)一般分為點火前分離和火箭聯(lián)動分離兩種形式。前者以電磁信號為基礎(chǔ),機構(gòu)設(shè)計簡單;后者依靠火箭動力,結(jié)構(gòu)設(shè)計比較復(fù)雜。國內(nèi)外為此進行了一些技術(shù)研究。馮虎田等[1]建立了液壓阻尼器阻尼力與阻尼系數(shù)的數(shù)學模型,進行了基于連桿運動的聯(lián)動分離機構(gòu)液壓阻尼器設(shè)計分析,為提高火箭發(fā)射系統(tǒng)可靠性及安全性設(shè)計提供了重要的參考依據(jù);安進等[2]依據(jù)導彈總體要求,提出不同類型的插頭分離時序、連接插頭形式和紅外導彈氣路接口安裝位置和方式問題,并探討了分離機構(gòu)實施途徑;孟圓等[3]研究了脫落電連接器插拔與電接觸行為,基于 COMSOL Multiphysics 有限元軟件詳實地研究了電連接器的機械插拔與常規(guī)聯(lián)動分離機構(gòu)的物理過程;楊明星、趙憲斌等[4]根據(jù)某型號火箭脫落電連接器結(jié)構(gòu)形式和聯(lián)動發(fā)射分離要求,設(shè)計了具有燃氣防護的脫落機構(gòu)專利產(chǎn)品,滿足火箭發(fā)射要求。20世紀90年代以來,美國、俄羅斯等國家相繼在發(fā)射裝置上研制出連桿分離機構(gòu)和電磁脫落機構(gòu)。就聯(lián)動分離而言,美國軍方制定了導彈脫落電連接器設(shè)計規(guī)范(MIL-DTL-38999),研制了三聯(lián)體脫落電連接器,并采用拉火繩分離機構(gòu)方式;國內(nèi)也研制出GJB 599系列等三聯(lián)體電連接器,并應(yīng)用在機載導彈發(fā)射領(lǐng)域。上述電連接器采用分離軸線與火箭平行的方式。目前,針對此電連接器還沒有其軸線和火箭垂直的分離機構(gòu),而且現(xiàn)有針對一般電連接器的聯(lián)動機構(gòu)垂向補償距離相對太小。

基于火箭研制新要求,聯(lián)動分離面臨三大新問題:(1)即快速液壓起豎機構(gòu)發(fā)射火箭,能在很大范圍內(nèi)實現(xiàn)無級變速[5],但液壓彈性使得發(fā)射擾動增加,會出現(xiàn)意外脫落故障問題,因此要求機構(gòu)具有大的保持力;(2)脫落電連接器由原來常規(guī)兩聯(lián)體接插形式變成GJB 599帶有緩沖插頭的三聯(lián)體套接結(jié)構(gòu),分離方式由軸向拉火繩方式變?yōu)閷к壪虏繌较虬l(fā)射聯(lián)動形式,需要解決緩沖插頭套接引起的大分離力問題;(3)火箭質(zhì)心越過滑塊支腳出現(xiàn)“低頭”現(xiàn)象,起豎后需要機構(gòu)賦予大的補償量。

本研究團隊針對GJB 599三聯(lián)體電連接器結(jié)構(gòu)研制出一種新型的發(fā)射分離機構(gòu)。此發(fā)射分離機構(gòu)的主要優(yōu)點在于能夠補償火箭懸臂主級端上插座較大的垂向位移量,確保接插牢靠;并且適應(yīng)帶有套接結(jié)構(gòu)的特種電連接器的快速可靠分離。本文采用Pro E軟件完成結(jié)構(gòu)部件三維成型和質(zhì)量質(zhì)心、轉(zhuǎn)動慣量生成,然后采用集中參數(shù)數(shù)值計算和ADAMS動力學仿真對不同連桿長度和有無撥動桿幾種狀態(tài)進行動力學和強度分析。最終設(shè)計產(chǎn)品具有高度補償、脫落徹底和到位鎖定可靠等特點,通過了地面箭架試驗和飛行試驗驗證。

1 機構(gòu)和火箭的接口需求

綜合考慮某型火箭大直徑的助推級和小直徑的主級兩者組合結(jié)構(gòu),以及火箭飛行氣動特性,箭上脫落插座采用控制艙下部徑向位置安裝形式。發(fā)射裝置定向器為上支撐式導軌結(jié)構(gòu),電氣分離機構(gòu)安裝在導軌組件下部。為了保證火箭和地面之間的電氣信號正常接通和分離,要求電氣分離機構(gòu)能夠補償橫向和垂向各種偏差而可靠接插。在規(guī)定的氣象條件和發(fā)射角下,保證電路迅速接通并保持在接通狀態(tài)?；鸺l(fā)射運動時,要克服接插力,可靠將電路分離;插頭脫落分離總時間,即機構(gòu)到位時間小于規(guī)定值,不能和火箭助推級發(fā)生磕碰,并避免燃氣流燒蝕和沖擊;同時操作維護方便,簡單可靠[6]。由于該火箭主級直徑小、助推級直徑大的特殊結(jié)構(gòu)和箭架位置誤差影響,加上特殊的脫落電連接器需求,設(shè)計時要求機構(gòu)主要技術(shù)參數(shù):脫落電連接器對接間隙小于1.5 mm;機構(gòu)橫向調(diào)整量±2 mm;機構(gòu)垂向補償量不小于5 mm;電連接器插合保持力不小于150 N;機構(gòu)分離力不小于200 N;機構(gòu)分離總時間不大于150 ms。

2 機構(gòu)組成原理和工作程序

該電氣分離機構(gòu)是以火箭運動為動力的基于平行四連桿結(jié)構(gòu)的機械分離聯(lián)動機構(gòu)[7]。由插頭夾、插頭支架、壓縮彈簧、平動板、撥動桿、前、后連桿、拉簧、支撐底板、鎖定卡銷和緩沖墊等組成,如圖1所示。

圖1 電氣分離機構(gòu)結(jié)構(gòu)Fig.1 Structure of the electrical disconnecting mechanism

在水平狀態(tài)下,由于火箭具有較大的長徑比,而且質(zhì)心位于火箭前、后滑塊之外,重力引起一定的結(jié)構(gòu)變形。火箭滑塊和導軌存在間隙,使得火箭產(chǎn)生“低頭”現(xiàn)象。在火箭起豎過程中,隨著重力分量減小,火箭頭部逐漸“抬起”。該電氣分離機構(gòu)的壓縮彈簧結(jié)構(gòu)必須滿足這一新的設(shè)計要求。

按照定向器結(jié)構(gòu)要求,發(fā)控電纜插頭通過插頭夾與插頭支架相連,插頭支架通過4個壓縮彈簧與平動板聯(lián)接。壓縮彈簧通過自適應(yīng)調(diào)整直接提供給插頭向上的保持力,以保證插頭可靠插入火箭上對應(yīng)插座。為了提高脫插動作的可靠性,針對GJB 599三聯(lián)體電連接器很大的分離力狀態(tài)[8],本文對連桿運動和撥動桿輔助脫落特性進行分析。撥動桿及位置如圖2所示,零部件功能如表1所示。

圖2 撥動桿結(jié)構(gòu)形式Fig.2 Pull lever structure

表1 電氣分離機構(gòu)零部件及功能Table1 Parts and functions of the electrical disconnecting mechanism

由于火箭起豎后平動板質(zhì)心偏向?qū)к壊勖嬉粋?cè),設(shè)計2個拉簧保證及時讓開和收回,避免和火箭發(fā)生磕碰現(xiàn)象。為提高可靠性,結(jié)構(gòu)設(shè)計時還采取以下措施:

(1)設(shè)計插頭夾對插頭進行固定,再將插頭夾安裝到插頭支架上,消除插頭和插頭夾間的相對運動,增強發(fā)射插座的連接剛度,如圖3所示。

圖3 插頭支架組合結(jié)構(gòu)Fig.3 Plug bracket combination construction

(2)設(shè)計鎖定卡銷,防止電氣分離機構(gòu)到位后回彈,避免與箭體產(chǎn)生磕碰干涉,如圖4所示。

圖4 鎖定卡銷限位圖Fig.4 Protective lock pin locked in fixed position

電氣分離機構(gòu)工作程序如下:

(1)火箭裝填后,通過調(diào)整安裝底板上的U型孔連接螺栓使得機構(gòu)橫向?qū)χ?滿足橫向±2 mm;然后把插頭安裝進火箭插座,并以定位銷定位,達到插針分離面間隙不大于1.5 mm要求,電連接器各點導通良好。根據(jù)插頭支架對應(yīng)位置,擰緊蝶形螺釘固定撥動桿位置,使撥動桿接觸插頭支架支耳,然后對發(fā)控電纜進行熱防護。

(2)火箭發(fā)射時,平動板在火箭帶動下開始運動,拉簧拉動連桿轉(zhuǎn)動,撥動桿施加力到插頭支架的支耳上,給脫落插頭附加脫落力,輔助完成脫落功能。在電氣分離機構(gòu)接觸到緩沖墊之后,鎖定卡銷完成鎖定,防止電氣分離機構(gòu)平動板回彈磕碰火箭。

3 機構(gòu)分離下落動力學計算

在火箭點火起飛時,平動板帶動插頭沿著四連桿運動,隨著箭體一起向前轉(zhuǎn)動。插頭拔出瞬間具有一定轉(zhuǎn)速ω1,插頭拔出時刻平動板轉(zhuǎn)角為αf;此后脫離箭體,在拉簧和平動板、連桿轉(zhuǎn)臂重力矩作用下加速運動,直到接觸緩沖墊為止,到位后平動板轉(zhuǎn)角為αm,如圖5所示。

取發(fā)射仰角θ=55°,電氣分離機構(gòu)轉(zhuǎn)角為

(1)

式中αf為插頭拔出時轉(zhuǎn)角;l1為四連桿轉(zhuǎn)臂bc(ad)長度,mm;h0為插頭定位銷的高度,mm。

定位銷拔出過程,火箭滑行距離為

插頭在拔出以前的插頭轉(zhuǎn)角α變化關(guān)系為

(2)

式中ω為機構(gòu)轉(zhuǎn)動角速度;a1為火箭加速度,m2/s;v1為插頭拔出瞬間火箭速度,m/s。

圖5 電氣分離機構(gòu)運動分析模型Fig.5 Movement analysis model of the electrical disconnecting mechanism

插頭拔出瞬間t=t1,ω=ω1:

(3)

由拉格朗日方程[9-10]得出:

(4)

式中T為系統(tǒng)動能;αi為系統(tǒng)廣義坐標;Qi為廣義力。

結(jié)合剛體繞定軸轉(zhuǎn)動動能定理,拔出后轉(zhuǎn)動角速度ω可由式(5)得出:

(5)

式中α為拔出后某一時刻平動板轉(zhuǎn)角,rad;R2為拉簧的拉力,N;hR為R2的力臂,m;J2為ad桿對轉(zhuǎn)動軸轉(zhuǎn)動慣量,kg·m2;J3為bc桿對轉(zhuǎn)動軸轉(zhuǎn)動慣量,kg·m2;W1為平動板的重力,N;W2、W3為電氣分離機構(gòu)ad、bc桿重力,N;l1(α)為重力W1到b點的力臂,m;l2(α)為W2到a點的力臂;l3(α)為W3到b點的力臂,m。

其中拉簧拉力:

R2=Rmax-K(Hmax-H)

(6)

式中Rmax為拉簧最大拉力,N;K為拉簧彈性系數(shù),N/m;Hmax為拉簧最大長度,m;H為拉簧瞬時長度,m。

機構(gòu)自拔出后運動到某一轉(zhuǎn)角所需的時間:

(7)

考慮火箭和發(fā)射裝置的箭架匹配結(jié)構(gòu)和機構(gòu)位置尺寸,連桿長度選擇范圍為200～250 mm。初步設(shè)計時,不考慮撥動桿作用,計算連桿長度200～ 250 mm時拔出分離角速度和總的分離時間變化結(jié)果如表2所示。

表2 幾種連桿長度下拔出分離角速度和總的分離時間變化Table 2 Change of the pull-out separation angular velocity and the total separation time under several connecting rod lengths

由表2可以看出,連桿長度越短,拔出時角速度越大,下落時間越小,避免和助推級碰撞。設(shè)計連桿長度200～210 mm時滿足分離時間要求,下落時間較短,分離動作比較順暢。選取較小的分離時間,由此確定連桿長度為200 mm。

4 集中參數(shù)數(shù)值計算分析

在進行Pro E構(gòu)建3D模型時,需要確定火箭起豎后插座高度的補償量,壓縮彈簧彈力和行程等基本動力學參數(shù)。

4.1 垂向補償量計算

火箭前后滑塊支撐于導軌定向器上,仿真分析建立的有限元模型如圖6所示。圖6中級間艙的前端與前部主級通過綁定,火箭尾部受到重力的作用,完全固定。水平和起豎狀態(tài)位移變化如圖7所示?？紤]起豎過程中脫落插座位移變化和火箭滑塊在導軌槽面內(nèi)轉(zhuǎn)動影響,則不同因素對分離機構(gòu)影響結(jié)果如表3所示。

圖6 火箭有限元模型Fig.6 Finite element model of the rocket

(a)Horizontal state (b)Vertical state圖7 火箭水平、起豎狀態(tài)位移云圖Fig.7 Displacement contours of the rocket at horizontal state and vertical state

表3 不同因素對火箭插座垂向高度影響Table 3 Influence of different parameter values on the height of socket in rocket

綜合上述因素和環(huán)境風場條件,在設(shè)計分離機構(gòu)時,分離機構(gòu)的補償距離不小于5 mm。根據(jù)這個距離設(shè)計具有補償功能的壓縮彈簧。

4.2 壓縮彈簧彈力設(shè)計

在起豎狀態(tài),插頭除了受沿導軌向上的彈簧彈力、插頭接插的靜摩擦力外,還受到自重、風場和振動等環(huán)境載荷。為了保證接插可靠,需滿足:

(8)

插頭支架上安裝有4個壓縮彈簧。單個彈簧鋼絲直徑為1.2 mm,彈簧中徑為12 mm,初始長度為70 mm。計算得彈簧的剛度為0.9 N/mm,計算水平狀態(tài)下初始壓縮量20 mm,插頭支架對插頭的總保持力為72 N;起豎后壓縮量為16.87 mm,彈力變?yōu)?0.73 N,加上插頭與插座之間的靜摩擦力,兩者之和160.73～172.00 N,大于插頭自重和風載等合力90 N,滿足指標要求(保持力不小于150 N的力)。壓縮彈簧完全可以滿足機構(gòu)垂向調(diào)整量為5 mm要求。如果插頭上移5 mm(計算插頭最大上移3.13 mm),壓縮彈簧壓縮量則變化為15 mm,依然可以補償,彈力保持力變?yōu)?54 N,滿足保持力不小于150 N,插頭和插座對接良好。

上述集中參數(shù)估算是在設(shè)計初期依據(jù)粗略的質(zhì)量、質(zhì)心原始數(shù)據(jù)數(shù)據(jù)進行;詳細的計算需要在精確的3D模型生成后進行機構(gòu)多體動力學仿真。

5 Ansys拓撲優(yōu)化和ADAMS動力學仿真

5.1 拓撲優(yōu)化

采用Ansys中的Workbench對分離機構(gòu)進行拓撲優(yōu)化。支撐底座固定在導軌定向器上,由于活動部分影響脫落時間,故對活動體部分進行結(jié)構(gòu)優(yōu)化。而連桿和插頭支架均為較輕質(zhì)的桿狀體結(jié)構(gòu),只對平動板進行結(jié)構(gòu)優(yōu)化,減輕平動板質(zhì)量。

材料為45鋼,彈性模型E=200 GPa,泊松比μ=0.3,密度ρ=7800 kg/m3;邊界條件為前、后連桿銷軸保持固定。考慮設(shè)計裕度,平動板上載荷取為水平狀態(tài)下插頭彈簧力的1.5倍,即108 N,對優(yōu)化前的平動板結(jié)構(gòu)進行力學分析,采用四面體網(wǎng)劃分方法,其應(yīng)力應(yīng)變?nèi)鐖D8所示。此結(jié)構(gòu)下的最大應(yīng)力為16.03 MPa,最大應(yīng)變?yōu)?.025 mm。

現(xiàn)采用Ansys對平動板進行拓撲優(yōu)化,材料保留率為40%,并根據(jù)拓撲優(yōu)化結(jié)果對原平動板結(jié)構(gòu)進行重構(gòu)型,考慮到結(jié)構(gòu)強度和外觀,優(yōu)化結(jié)果如圖9所示。

圖8 平動板應(yīng)力、應(yīng)變云圖Fig.8 Stress-strain contours of the translational plate

圖9 平動板拓撲優(yōu)化結(jié)果及重構(gòu)圖Fig.9 Topology optimization results and reconfiguration of the plate

對重構(gòu)型的平動板進行靜力學仿真,計算出應(yīng)力、應(yīng)變大小,結(jié)果如圖10所示。優(yōu)化后的平動板最大應(yīng)力為21.24 MPa,最大應(yīng)變?yōu)?.16 mm。結(jié)構(gòu)強度裕度較大。

圖10 優(yōu)化后平動板應(yīng)力、應(yīng)變云圖Fig.10 Stress-strain contours of the optimized translational plate

5.2 ADAMS動力學仿真

在機構(gòu)多體動力學模型中,各部件的質(zhì)量、質(zhì)心、轉(zhuǎn)動慣量根據(jù)各部件的三維實體模型和材料屬性[11]由 ADAMS/View 自動計算獲取?；鸺瑝K在導軌上滑動,滑塊與導軌之間動摩擦系數(shù)選取為 0.17,靜摩擦系數(shù)選取為0.25。分離機構(gòu)運動受力包括火箭沿導軌推力、壓縮彈簧彈力和拉簧拉力。其中火箭發(fā)動機的推力采用常溫下(23 ℃)數(shù)據(jù)作為單向驅(qū)動力載荷。對各部件進行運動約束設(shè)置,具體設(shè)置如表4所示。

其中導軌、支撐底板與大地之間添加固定副,利用ADAMS中的Joint在分離機構(gòu)前后轉(zhuǎn)動連桿與支撐底板、平動板添加旋轉(zhuǎn)副[12],只存在相對轉(zhuǎn)動關(guān)系。由于機構(gòu)是箭動后脫離工作模式,在箭體與插頭之間采用沖擊函數(shù)法(Impact)添加接觸關(guān)系,由箭體給分離機構(gòu)提供初始的轉(zhuǎn)動動力。箭體與滑塊之間采用固定副約束,滑塊與導軌之間也采用沖擊函數(shù)法(Impact)添加接觸關(guān)系;機構(gòu)工作時插頭支架沿彈簧立柱相對平動板上下運動,所以在插頭支架和彈簧立柱以及平動板之間添加接觸關(guān)系[13]。

選取發(fā)動機平均推力108 kN,分離過程中火箭對機構(gòu)平均撞擊力641 N,方向沿火箭運動方向?；谶B桿設(shè)計長度為200 mm的機構(gòu)運動參數(shù),選取無撥動桿和有撥動桿兩種狀態(tài),仿真計算結(jié)果如圖11、圖12所示。可以看出,有無撥動桿狀態(tài)對電連接器拔出時間基本沒有影響。分離總時間皆滿足技術(shù)指標要求;但是增加撥動桿后,下落時間明顯減小,由0.15 s變到0.11 s。電連接器脫落更加順暢,避免脫落電連接器緩沖插頭套筒變形損壞故障。經(jīng)分析,在前后連桿和平動板不變狀態(tài)下,采用雙側(cè)加撥動桿方案。

(a)Initial state at 0 s (b)Plug separation at 0.08 s (c)Plug falls into the guide rail slot at 0.12 s

(d)Contacting between the separation (e)Front slider passes through the (f)Slider passes through the separation mechanism and the separation mechanism at 0.30 s mechanism after 0.35 s cushion at 0.15 s圖11 無撥動桿的分離機構(gòu)運動狀態(tài)仿真計算結(jié)果Fig.11 Movement state simulation results of the electrical disconnecting mechanism without pull lever

(a) Initial state at 0 s (b) Plug separation at 0.08 s (c) Plug fall into the guide rail slot at 0.10 s

(d)Contacting between the separation (e)Front slider passes through the (f)Slider passes through the separation mechanism and the separation mechanism at 0.24 s mechanism after 0.29 s cushion at 0.11 s圖12 有撥動桿的分離機構(gòu)運動狀態(tài)仿真計算結(jié)果Fig.12 Movement state simulation results of the electrical disconnecting mechanism with pull lever

提取ADAMS仿真中撥動桿和插頭支架上支耳之間的接觸力,導入到ABAQUS軟件中,作為插頭支架的載荷進行強度計算。插頭支架上的最大應(yīng)力為 383 MPa,對于7075鋁合金,剩余強度系數(shù)為1.40。應(yīng)力云圖如圖13所示。由圖13可以看出,增設(shè)2個撥動桿后,插頭支架的最大應(yīng)力出現(xiàn)在插頭支架上兩側(cè)的支耳根部?？偟姆蛛x力為248 N,滿足指標要求(分離力不小于200 N),保證電纜插頭脫落的可靠性。強度計算同時表明分插頭支架滿足強度要求,插頭支架能夠可靠固定電纜插頭,而且在撥動桿的沖擊下不產(chǎn)生結(jié)構(gòu)破壞。

圖13 插頭支架應(yīng)力云圖Fig.13 Stress contour of plug bracket

6 相關(guān)試驗驗證

6.1 模擬脫落試驗

模擬脫落試驗如圖14所示,對接插頭與插座,檢測插頭與插座配合間隙。接著向前快速推動模擬火箭,來模擬電連接器脫落動作,觀察轉(zhuǎn)臂轉(zhuǎn)動過程中機構(gòu)和導軌組件有無干涉,觀察插頭插針脫落后狀態(tài)變化情況。共進行3次。試驗發(fā)現(xiàn),插頭與插座對接間隙均能滿足不大于1.5 mm的使用要求。脫落電連接器緩沖插頭在撥動桿作用下,機構(gòu)脫落順暢,插頭插座插針(插孔)無彎針和斷裂現(xiàn)象,分離機構(gòu)模擬脫落試驗結(jié)果如表5所示。

圖14 模擬脫落試驗結(jié)構(gòu)Fig.14 Simulated unplugging test device structure

表5 模擬脫落試驗結(jié)果Table 5 Simulated unplugging test results

6.2 飛行試驗

為檢測發(fā)射電氣分離機構(gòu)的可靠性,采用高速攝像監(jiān)測機構(gòu)運動姿態(tài),利用箭上遙測系統(tǒng)進行跟蹤測量記錄。圖15～圖17是火箭遙測數(shù)據(jù)結(jié)果。

圖15 火箭和機構(gòu)插頭的速度時間曲線Fig.15 Velocity curves of rocket and plug in mechanism

從圖15可看出,對于帶撥動桿機構(gòu),在電連接器分離之前,t=0.02 s時刻,火箭開始運動,同時推動插頭帶動機構(gòu)向前轉(zhuǎn)動;t=0.08 s時刻,主電連接器與火箭分離,此時刻火箭與插頭的速度為4.81 m/s;分離之后,平動板和插頭在慣性和拉簧的作用下向下轉(zhuǎn)動;t=0.10 s時刻,插頭運動到導軌槽面以下;在t=0.11 s時機構(gòu)到位;t=0.24 s時刻,火箭前滑塊經(jīng)過分離機構(gòu)處,此時火箭運動速度為21.13 m/s;在t=0.29 s時刻,火箭后滑塊經(jīng)過分離機構(gòu)位置處。此時分離機構(gòu)處于到位狀態(tài),不會干涉火箭運動,火箭運動速度為27.20 m/s。

圖16 火箭離軌過程Y向RMS包絡(luò)線Fig.16 An envelope of RMS in Y direction between rocket departing process

圖17 火箭離軌段ωz變化Fig.17 ωz-time curves between rocket departing process

圖16、圖17結(jié)果表明,火箭運動開始后,Y、Z方向火箭出現(xiàn)沖擊振動峰值。解析結(jié)果是由于電氣分離機構(gòu)隨火箭開始運動?；鸺\動0.08 s附近,三個方向也出現(xiàn)振動峰值,火箭控制艙失去剛性支撐后擾動起來。這是由于電氣分離機構(gòu)插頭拔出后瞬時產(chǎn)生的沖擊所致,和計算仿真結(jié)果一致。電連接器分離后,在離軌段沒有較大的沖擊擾動。說明機構(gòu)下落順暢,和火箭、導軌無干涉現(xiàn)象。

圖18是火箭發(fā)射后電氣分離機構(gòu)照片。經(jīng)過飛行試驗考核,機構(gòu)技術(shù)狀態(tài)正常,緩沖插頭電連接器可靠分離。

圖18 火箭發(fā)射后電氣分離機構(gòu)照片F(xiàn)ig.18 Photo of the electrical disconnecting mechanism after rocket launch

7 結(jié)論

通過理論計算仿真和結(jié)構(gòu)設(shè)計,確定了該發(fā)射電氣分離機構(gòu)基本參數(shù),解決了火箭發(fā)射中緩沖插頭電連接器分離工程問題,得到以下結(jié)論:

(1)基于200 mm連桿長度設(shè)計的平動板4個壓縮彈簧浮動機構(gòu),能夠適應(yīng)火箭垂向補償量大的新要求,滿足電連接器充分插合保持力不小于150 N和機構(gòu)垂向補償量不小于5 mm要求,性能明顯優(yōu)于目前同類分離機構(gòu),保證插頭對接的可靠性。

(2)在平動板的兩側(cè)設(shè)計兩個撥動桿,解決了帶有緩沖插頭電連接器分離卡滯問題,滿足總分離時間小于150 ms、分離力不小于200 N設(shè)計要求。分離過程順暢,脫落插頭結(jié)構(gòu)完整,插頭針頭沒有產(chǎn)生彎曲。

(3)拉簧作用使得平動板回復(fù)迅速,火箭運動時,不會出現(xiàn)和火箭碰撞現(xiàn)象;鎖定卡銷具有到位自鎖功能,增加了機構(gòu)可靠性。

(4)該機構(gòu)通過飛行試驗考核,總體性能滿足火箭發(fā)射要求。發(fā)射后可以多次重復(fù)使用,電氣分離機構(gòu)設(shè)計技術(shù)具有一定應(yīng)用價值。