李昌坤，陶 苑，宋 勇，肖秀友

(1中國(guó)兵器工業(yè)第59研究所，重慶 400039;2南京理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，南京 210094)

0 引言

在傳統(tǒng)的彈箭設(shè)計(jì)中，為了驗(yàn)證設(shè)計(jì)，通常要制造樣機(jī)進(jìn)行多次試驗(yàn)，有時(shí)這些驗(yàn)證試驗(yàn)甚至是破壞性的。而當(dāng)試驗(yàn)失敗或者發(fā)現(xiàn)不合理的設(shè)計(jì)之處時(shí)，又要重新設(shè)計(jì)、試制，并再進(jìn)行驗(yàn)證試驗(yàn)，這樣的設(shè)計(jì)模式浪費(fèi)了大量的人力、物力和財(cái)力等資源。利用現(xiàn)代仿真設(shè)計(jì)技術(shù)對(duì)方案進(jìn)行論證和優(yōu)化，是避免資源浪費(fèi)、節(jié)約研制成本、縮短研制周期的有效手段之一，同時(shí)，仿真設(shè)計(jì)技術(shù)可以實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)過(guò)程的可視化，并可以在仿真過(guò)程中，隨時(shí)改變模型的各個(gè)參量，對(duì)其進(jìn)行跟蹤測(cè)量，得到相應(yīng)曲線圖，便于對(duì)模型進(jìn)行動(dòng)態(tài)分析和優(yōu)化，為最終的方案設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

1 ADAMS軟件簡(jiǎn)介

ADAMS(automatic dynamic analysis of mechanical systems)全稱是機(jī)械系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)自動(dòng)分析軟件，由美國(guó)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(fù)盛名的機(jī)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(biāo)操作、菜單操作、鼠標(biāo)點(diǎn)選操作與交互式圖形建模、仿真計(jì)算、動(dòng)畫演示、優(yōu)化設(shè)計(jì)、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(dòng)作原理

2.1 尾翼系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

該尾翼系統(tǒng)是某制導(dǎo)炮彈的穩(wěn)定裝置，主要由尾翼、解閉鎖機(jī)構(gòu)、彈起機(jī)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(jī)構(gòu)的滑動(dòng)套鎖住4片尾翼;發(fā)射時(shí)，慣性器件后座，聯(lián)合鎖定滑動(dòng)套;彈丸出炮口泄壓后，慣性器件與滑動(dòng)套聯(lián)合體回彈，尾翼脫離滑動(dòng)套束縛，處于待展開的狀態(tài);在尾翼彈起機(jī)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(dòng)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(jī)構(gòu)的重要性

尾翼系統(tǒng)的全套運(yùn)動(dòng)主要取決于彈起機(jī)構(gòu)彈力的設(shè)計(jì)，其重要性體現(xiàn)如下:

1)彈力大，尾翼與解鎖機(jī)構(gòu)(滑動(dòng)套)摩擦大，不能解鎖;

2)彈力小，解鎖機(jī)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(jìn)行復(fù)雜零部件結(jié)構(gòu)的建模，形成裝配體，導(dǎo)入ADAMS/View模塊。

對(duì)導(dǎo)入的模型按接近實(shí)際受力情況施加載荷，如圖3。

圖3 仿真模型截圖

1)運(yùn)動(dòng)副:裝配體沿X正向的發(fā)射運(yùn)動(dòng);滑動(dòng)套沿X正向滑動(dòng)運(yùn)動(dòng);慣性體沿X負(fù)向的后座運(yùn)動(dòng);出炮口后慣性體和滑動(dòng)套沿X正向的解鎖運(yùn)動(dòng);

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

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(duì)尾翼的彈起機(jī)構(gòu)施加不同的彈簧彈力，仿真運(yùn)動(dòng)，并測(cè)定尾翼從彈丸出炮口到展開到位的時(shí)間。

3.2 仿真測(cè)試結(jié)果及分析

當(dāng)尾翼彈起機(jī)構(gòu)的彈簧彈力取200N時(shí)，設(shè)定點(diǎn)對(duì)點(diǎn)測(cè)量，即尾翼上的定位銷與尾翼座上的定位銷孔重合時(shí)(X坐標(biāo)一致)，系統(tǒng)停止仿真，通過(guò)測(cè)量曲線可以看出尾翼展開到位的時(shí)刻，如圖4。

圖4 彈起機(jī)構(gòu)提供200N彈力時(shí)的仿真截圖

根據(jù)上述載荷加載過(guò)程進(jìn)行不同的彈起機(jī)構(gòu)彈力取值和展開時(shí)間的仿真分析及計(jì)算，對(duì)應(yīng)關(guān)系如表1。

表1 彈力取值和尾翼展開時(shí)間仿真對(duì)應(yīng)關(guān)系

通過(guò)上表仿真數(shù)據(jù)可以看出:

1)尾翼彈起機(jī)構(gòu)彈力的取值在300～500N之間變化時(shí)，對(duì)尾翼展開時(shí)間的影響不大;

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

3)彈丸出炮口27ms后，處于炮口后效作用時(shí)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(jī)構(gòu)，進(jìn)行靶場(chǎng)飛行試驗(yàn)。

4 靶場(chǎng)試驗(yàn)及其與仿真情況對(duì)比

靶場(chǎng)試驗(yàn)時(shí)布高速攝影，以某型火炮為射擊平臺(tái)，射擊彈丸7發(fā)，尾翼可靠展開3發(fā)。

通過(guò)高速攝影觀察，尾翼展開的平均時(shí)間為29ms。試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果相近，但是仍需要提高整個(gè)機(jī)構(gòu)的工作可靠性。試驗(yàn)及高速攝影如圖5。

圖5 靶場(chǎng)試驗(yàn)及高速攝影

5 結(jié)論

利用動(dòng)力學(xué)仿真設(shè)計(jì)尾翼系統(tǒng)彈起機(jī)構(gòu)，為整套尾翼系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供了依據(jù)。仿真設(shè)計(jì)結(jié)果與靶場(chǎng)試驗(yàn)結(jié)果相近，體現(xiàn)了仿真設(shè)計(jì)的先進(jìn)性和準(zhǔn)確性。

在后續(xù)彈藥項(xiàng)目研制過(guò)程中，應(yīng)逐步推薦使用仿真設(shè)計(jì)，進(jìn)而改善畫加打的彈藥傳統(tǒng)設(shè)計(jì)模式，縮短研制周期，提高設(shè)計(jì)效率，降低設(shè)計(jì)成本。

[1]鄭建榮.ADAMS——虛擬樣機(jī)技術(shù)入門與提高[M].北京:機(jī)械工業(yè)出版社，2002.

[2]王國(guó)強(qiáng)，張進(jìn)平，馬若丁.虛擬樣機(jī)技術(shù)及其在ADAMS上的實(shí)踐[M].西安:西北工業(yè)大學(xué)出版社，2002.

[3]宋培林.虛擬模型:機(jī)械工程的一門新興技術(shù)[M].美國(guó)機(jī)械動(dòng)力學(xué)公司，1999.

[4]李軍，刑俊文，覃文潔，等.ADAMS實(shí)例教程[M].北京:北京理工大學(xué)出版社，2002.

[5]Mechanical Dynamics Incorporation.ADAMS/View User's Guide[M].1997.