李海軍，王殿宇

(海軍航空工程學院 兵器科學與技術系，山東 煙臺　264001)

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某種新型機載導彈發(fā)射架閉鎖機構設計分析與研究

李海軍，王殿宇

(海軍航空工程學院 兵器科學與技術系，山東 煙臺264001)

摘要：彈射裝置及其掛鉤的閉鎖機構是機載導彈發(fā)射架的關鍵部件，其性能關系到導彈能否快速、準確并且安全地被彈射；在用彈簧蓄能彈射的基礎上，提出了一種新型彈射裝置閉鎖機構及掛鉤閉鎖機構，設計同步解鎖裝置使兩閉鎖機構能夠同時解鎖，并對其各部分進行受力分析與計算，得到可以滿足開鎖閉鎖條件的解鎖力，結果表明：此設計可以合理應用于機載導彈彈射系統。

關鍵詞：機載導彈；發(fā)射架；閉鎖機構；機械設計；受力分析

Citation format:LI Hai-jun, WANG Dian-yu.Design Analysis and Research of A New Type of Aircraft Missile Launcher Lock Mechanism[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2016(3):6-8.

彈射裝置是導彈發(fā)射系統的一個重要組成部分，擔負著運載導彈和發(fā)射導彈的任務。機載導彈的彈射方式按彈射動力源又可分為冷彈射和熱彈射。目前我軍機載導彈廣泛采用技術相對比較成熟的，以拋放彈為動力源的熱彈射方式，但是高壓燃氣燒蝕零部件、需要經常清洗彈射筒等缺點。冷彈射則采用清潔能源，如高壓冷氣或者彈簧壓縮蓄能彈射等。

本文在以彈簧蓄能彈射SDB小型炸彈的基礎上，對彈射桿的閉鎖機構以及導彈掛鉤的閉鎖進行研究分析，設計了一種新型的閉鎖方式以及同步解鎖裝置，并對其進行受力分析和強度分析，確定最小開鎖力。

1彈射機構

1.1彈射桿結構原理

如圖1所示，彈射桿分為可伸縮的兩級，安裝在套筒中，彈簧分別固定在彈射桿的頂部和底部金屬座。金屬座內部裝有楔形塊卡鎖，在套筒壁上開凹槽，使楔形塊能夠剛好卡在槽中。安裝時先用金屬塊堵住套筒中部的凹槽，再將彈射桿下端底座卡在套筒底部凹槽中，安裝完畢后如圖1中左圖所示。壓縮蓄能時，液壓桿推動彈射桿頂部金屬座下壓，當金屬座運動到套筒中部的凹槽處，楔形塊由于彈簧作用伸出，卡在凹槽中如圖1右圖所示，阻止彈射桿向上回彈。 彈射時，通過同步解鎖機構推動楔形塊，解開彈射桿與套筒之間約束，彈射桿內第二級活塞瞬間彈射作用在懸掛物上。

彈射桿金屬座內部結構如圖2所示，兩個楔形塊被彈簧連接安裝在底座中，底座兩端帶有凸槽限位結構，阻止楔形塊滑出底座，但不影響楔形塊回縮。彈簧桿外部套筒上開出如圖所示梯形槽。彈簧桿閉鎖時，由于彈簧力作用，兩端的楔形塊從底座伸出，卡在套筒的楔形槽中。解鎖時通過掛鉤解鎖機構，帶動連桿推動楔形塊兩端，使其失去平衡回縮進彈簧桿底座中。套筒底部設計坡度，使彈簧桿回收時楔形塊能夠受力回縮進底座內部。

圖2　彈簧桿底座閉鎖示意圖

1.2彈射桿閉鎖力及強度計算假設彈簧底座一共受到6 000 N的壓力，則F壓為3 000 N。首先對其進行強度分析，楔形塊機構尺寸如圖3所示，受力面積：

A=0.03×0.03=9×10-4m2

其所受剪切應力為

τ=F壓/A≈333MPa

圖3　楔形塊尺寸及受力分析圖

再對楔形塊進行受力分析，當力達到平衡時，可得方程組：

(1)

(2)

其中，FN為彈簧桿外套筒對楔形塊的支持力；F壓為彈簧桿底座對楔形塊產生的壓力；f為套筒與楔形塊之間靜摩擦力，Fmax為其最大靜摩擦力，μ為滑動摩擦系數；θ為楔形塊坡度角。

由式(2)可得μ≥tanθ，若選用鋁合金材料的楔形塊和套筒，可查得其滑動摩擦系數μ≈0.29，反推可得當θ≤16.2°時，楔形塊水平方向上所受推力始終小于最大靜摩擦力，當楔形塊的強度足夠時，其與套筒間不會產生相對運動。

解鎖時，通過推桿推動兩端楔形塊，使其失去平衡回縮進彈簧桿底座中。此時所受摩擦力為滑動摩擦力，f=FN×μ，代入式(1)可得：

(3)

在式(2)中加入推力F推以及彈簧反力F彈，可得解鎖時楔形塊水平方向受力方程：

(4)

將式(3)代入式(4)可得不等式

(5)

若要使解鎖力達到最小，一方面要使μ-sinθ達到最小，由于μ大小已知，θ≤16.2°，不妨取θ=16°；另一方面需要選取尺寸適宜且彈性小的彈簧。

結合設計尺寸，選則線粗d=1.5 mm，長度L=70 mm，外徑D=20 mm的彈簧，又知彈簧剛度系數公式：

(6)

其中:G為彈簧材料切變模量；n為彈簧有效圈數；C為旋繞比，即彈簧直徑D與線粗d比值，此時C=13.3。在此選取較高的耐磨損，耐腐蝕和防磁性能的錫青銅線作為材料，其切變模量通常為40 000 MPa 。查閱機械手冊可知長度為70 mm的彈簧通常圈數n0為17圈，有效圈數n可取15，代入式(6)可得k≈0.29 N/mm。

又知彈簧最大壓縮量為x=40 mm，則最大回彈力F彈=kx≈11.6 N。將已知數據代入式(5)可得F推≥23.1 N。

2掛鉤閉鎖裝置原理

掛鉤閉鎖機構如圖4所示，通過外力同時作動前后兩個解鎖搖臂，通過連桿運動，使前后掛鉤同時失去滾輪搖臂的支撐，在開鉤作用力、扭簧和載荷的作用下同步打開前后掛鉤；由于分為前后兩組，可分別傳動，當掛物懸掛時，吊耳分別頂壓前后掛鉤的鼻狀臂，使掛鉤旋轉，滾輪搖臂的滾輪從掛鉤凹槽中滑出，在扭簧作用下，作動傳動機構，當吊耳上頂到位時，滾輪進入掛鉤鎖閉位置，掛鉤閉鎖。

該傳動機構是在四連桿的基礎上，利用杠桿原理，結合滾輪搭接形式的二力桿結構建立運動模型，合理減載，將載荷的影響控制在掛鉤和滾輪搖臂這兩個零件，不再向下傳遞，滾輪搖臂以后的傳動連桿僅需承受開鉤力的影響，故該傳動機構能夠有效地控制傳動機構和所受載荷在可承受范圍內。

圖4　掛鉤閉鎖機構開閉鎖示意圖

3同步解鎖機構

3.1同步解鎖機構原理

如圖5所示，利用杠桿原理設計類似于夾子的省力裝置來進行同步解鎖。此同步解鎖裝置由兩個S形曲桿和一系列連桿組成，上半部分環(huán)繞在彈簧桿套筒外圍，兩滑塊對準彈簧桿底座的楔形塊；中間連接部分打孔，通過銷子固定，兩曲桿可以銷子為中心轉動；底部通過連桿與掛鉤閉鎖裝置上的解鎖搖臂相連接，解鎖時，電磁鐵通電，吸力使解鎖搖臂下壓，同時帶動連桿拉動同步解鎖裝置，連桿又帶動兩邊曲桿收緊，使滑塊推動楔形塊回縮，從而解鎖彈簧桿。

3.2解鎖力計算及電磁鐵選取

由力的平衡原理可得：

F推sinα×L1=F桿sinβ×L2

(7)

F拉cosγ=F桿

(8)

(9)

已知套筒直徑為65 mm，兩端滑塊長度為20 mm，故可知：

將已知數據代入式(9)可得F拉≈23.2N，進而可知解鎖兩端彈簧桿所需總拉力：

F=4×F拉≈92.9N

若選取吸力為15 kg的電磁鐵作為開鎖動力源，即可滿足開鎖要求。

圖5　同步解鎖機構示意圖

4彈射桿回收原理

當彈射完成后需要回收時，首先，掛鉤閉鎖機構中的電磁鐵斷開電流，開鉤搖臂由于拉簧作用回到閉鎖位置，通過連桿傳動使掛鉤回到原位，推動同步解鎖機構使曲桿將滑塊拉出套筒；然后，作動器控制液壓桿向上回收，如圖6所示，液壓桿先通過連桿將楔形塊拉回金屬座內，當楔形塊完全回縮時，液壓桿剛好運動接觸到金屬擋板，進而帶動彈射桿一起向上回收；由于套筒底部坡度設計，彈射桿下端金屬座中的楔形塊被擠壓回縮，當向上運動到套筒底部的凹槽時，楔形塊再次伸出，將彈射桿底部金屬座鎖緊在套筒中。至此彈射機構完全回復到初始狀態(tài)。

圖6　彈射桿回收原理圖

5結論

本文在利用彈簧蓄能彈射的背景下，設計了一種新型的彈射桿彈射及閉鎖機構，并設計同步解鎖裝置使其與掛鉤閉鎖機構能夠達到同步解鎖。通過對楔形塊和同步解鎖機構的受力分析及強度分析，找到最佳設計尺寸，計算出所需最小解鎖力，選取合適的電磁鐵用作解鎖的動力源。此設計對于將彈簧蓄能彈射應用于機載導彈的發(fā)射具有重要參考價值。

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(責任編輯周江川)

Design Analysis and Research of A New Type of Aircraft Missile Launcher Lock Mechanism

LI Hai-jun, WANG Dian-yu

(Department of Armament Science and Technology, Naval Aeronautical and Astronautical University, Yantai 264001, China)

Abstract:Ejection device and hook locking mechanism are key components in the airborne missile launcher, and its performance is related to whether the missile can have a rapid, accurate and safe ejection. On the basis of spring energy storage ejection, this paper put forward a new type of ejection device blocking mechanism and hook locking mechanism, and synchronous unlock device was designed to make the two locking mechanism unlock at the same time, and had the force analysis and calculation of its parts, and got the releasing forces satisfied the unlock conditions. The lock closure condition results show that the reasonable design can be applied by the airborne missile ejection system.

Key words:airborne missile; launcher; locking mechanism; mechanical design; force analysis

文章編號：1006-0707(2016)03-0006-04

中圖分類號：TH122；TJ768.2

文獻標識碼：A

doi:10.11809/scbgxb2016.03.002

作者簡介：李海軍(1966—)，男，教授，主要從事航空導彈測試與故障診斷研究。

收稿日期：2015-07-29；修回日期：2015-09-15

本文引用格式：李海軍，王殿宇.某種新型機載導彈發(fā)射架閉鎖機構設計分析與研究[J].兵器裝備工程學報，2016(3):6-8.

【裝備理論與裝備技術】