黑 蕾,曾 志,楊 森,王永超,江小娟, 趙鵬程,史利瑩,趙憲斌

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

0 引言

電氣分離機構設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構位置等息息相關。電氣分離機構一般分為點火前分離和火箭聯動分離兩種形式。前者以電磁信號為基礎,機構設計簡單;后者依靠火箭動力,結構設計比較復雜。國內外為此進行了一些技術研究。馮虎田等[1]建立了液壓阻尼器阻尼力與阻尼系數的數學模型,進行了基于連桿運動的聯動分離機構液壓阻尼器設計分析,為提高火箭發(fā)射系統可靠性及安全性設計提供了重要的參考依據;安進等[2]依據導彈總體要求,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)聯動分離機構的物理過程;楊明星、趙憲斌等[4]根據某型號火箭脫落電連接器結構形式和聯動發(fā)射分離要求,設計了具有燃氣防護的脫落機構專利產品,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和電磁脫落機構。就聯動分離而言,美國軍方制定了導彈脫落電連接器設計規(guī)范(MIL-DTL-38999),研制了三聯體脫落電連接器,并采用拉火繩分離機構方式;國內也研制出GJB 599系列等三聯體電連接器,并應用在機載導彈發(fā)射領域。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,而且現有針對一般電連接器的聯動機構垂向補償距離相對太小。

基于火箭研制新要求,聯動分離面臨三大新問題:(1)即快速液壓起豎機構發(fā)射火箭,能在很大范圍內實現無級變速[5],但液壓彈性使得發(fā)射擾動增加,會出現意外脫落故障問題,因此要求機構具有大的保持力;(2)脫落電連接器由原來常規(guī)兩聯體接插形式變成GJB 599帶有緩沖插頭的三聯體套接結構,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)火箭質心越過滑塊支腳出現“低頭”現象,起豎后需要機構賦予大的補償量。

本研究團隊針對GJB 599三聯體電連接器結構研制出一種新型的發(fā)射分離機構。此發(fā)射分離機構的主要優(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;并且適應帶有套接結構的特種電連接器的快速可靠分離。本文采用Pro E軟件完成結構部件三維成型和質量質心、轉動慣量生成,然后采用集中參數數值計算和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。最終設計產品具有高度補償、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構,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構,電氣分離機構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構和箭架位置誤差影響,加上特殊的脫落電連接器需求,設計時要求機構主要技術參數:脫落電連接器對接間隙小于1.5 mm;機構橫向調整量±2 mm;機構垂向補償量不小于5 mm;電連接器插合保持力不小于150 N;機構分離力不小于200 N;機構分離總時間不大于150 ms。

2 機構組成原理和工作程序

該電氣分離機構是以火箭運動為動力的基于平行四連桿結構的機械分離聯動機構[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 電氣分離機構結構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,而且質心位于火箭前、后滑塊之外,重力引起一定的結構變形?；鸺瑝K和導軌存在間隙,使得火箭產生“低頭”現象。在火箭起豎過程中,隨著重力分量減小,火箭頭部逐漸“抬起”。該電氣分離機構的壓縮彈簧結構必須滿足這一新的設計要求。

按照定向器結構要求,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接。壓縮彈簧通過自適應調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插座。為了提高脫插動作的可靠性,針對GJB 599三聯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 撥動桿結構形式Fig.2 Pull lever structure

表1 電氣分離機構零部件及功能Table1 Parts and functions of the electrical disconnecting mechanism

由于火箭起豎后平動板質心偏向導軌槽面一側,設計2個拉簧保證及時讓開和收回,避免和火箭發(fā)生磕碰現象。為提高可靠性,結構設計時還采取以下措施:

(1)設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 插頭支架組合結構Fig.3 Plug bracket combination construction

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

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

電氣分離機構工作程序如下:

(1)火箭裝填后,通過調整安裝底板上的U型孔連接螺栓使得機構橫向對中,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。根據插頭支架對應位置,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。在電氣分離機構接觸到緩沖墊之后,鎖定卡銷完成鎖定,防止電氣分離機構平動板回彈磕碰火箭。

3 機構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動。插頭拔出瞬間具有一定轉速ω1,插頭拔出時刻平動板轉角為αf;此后脫離箭體,在拉簧和平動板、連桿轉臂重力矩作用下加速運動,直到接觸緩沖墊為止,到位后平動板轉角為αm,如圖5所示。

取發(fā)射仰角θ=55°,電氣分離機構轉角為

(1)

式中αf為插頭拔出時轉角;l1為四連桿轉臂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角α變化關系為

(2)

式中ω為機構轉動角速度;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為系統動能;αi為系統廣義坐標;Qi為廣義力。

結合剛體繞定軸轉動動能定理,拔出后轉動角速度ω可由式(5)得出:

(5)

式中α為拔出后某一時刻平動板轉角,rad;R2為拉簧的拉力,N;hR為R2的力臂,m;J2為ad桿對轉動軸轉動慣量,kg·m2;J3為bc桿對轉動軸轉動慣量,kg·m2;W1為平動板的重力,N;W2、W3為電氣分離機構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,N/m;Hmax為拉簧最大長度,m;H為拉簧瞬時長度,m。

機構自拔出后運動到某一轉角所需的時間:

(7)

考慮火箭和發(fā)射裝置的箭架匹配結構和機構位置尺寸,連桿長度選擇范圍為200～250 mm。初步設計時,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 集中參數數值計算分析

在進行Pro E構建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。

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轉動影響,則不同因素對分離機構影響結果如表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,在設計分離機構時,分離機構的補償距離不小于5 mm。根據這個距離設計具有補償功能的壓縮彈簧。

4.2 壓縮彈簧彈力設計

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垂向調整量為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。

上述集中參數估算是在設計初期依據粗略的質量、質心原始數據數據進行;詳細的計算需要在精確的3D模型生成后進行機構多體動力學仿真。

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構優(yōu)化。而連桿和插頭支架均為較輕質的桿狀體結構,只對平動板進行結構優(yōu)化,減輕平動板質量。

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?？紤]設計裕度,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)化前的平動板結構進行力學分析,采用四面體網劃分方法,其應力應變如圖8所示。此結構下的最大應力為16.03 MPa,最大應變?yōu)?.025 mm。

現采用Ansys對平動板進行拓撲優(yōu)化,材料保留率為40%,并根據拓撲優(yōu)化結果對原平動板結構進行重構型,考慮到結構強度和外觀,優(yōu)化結果如圖9所示。

圖8 平動板應力、應變云圖Fig.8 Stress-strain contours of the translational plate

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

對重構型的平動板進行靜力學仿真,計算出應力、應變大小,結果如圖10所示。優(yōu)化后的平動板最大應力為21.24 MPa,最大應變?yōu)?.16 mm。結構強度裕度較大。

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

5.2 ADAMS動力學仿真

在機構多體動力學模型中,各部件的質量、質心、轉動慣量根據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選取為 0.17,靜摩擦系數選取為0.25。分離機構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 ℃)數據作為單向驅動力載荷。對各部件進行運動約束設置,具體設置如表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在分離機構前后轉動連桿與支撐底板、平動板添加旋轉副[12],只存在相對轉動關系。由于機構是箭動后脫離工作模式,在箭體與插頭之間采用沖擊函數法(Impact)添加接觸關系,由箭體給分離機構提供初始的轉動動力。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法(Impact)添加接觸關系;機構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系[13]。

選取發(fā)動機平均推力108 kN,分離過程中火箭對機構平均撞擊力641 N,方向沿火箭運動方向?；谶B桿設計長度為200 mm的機構運動參數,選取無撥動桿和有撥動桿兩種狀態(tài),仿真計算結果如圖11、圖12所示?？梢钥闯?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。經分析,在前后連桿和平動板不變狀態(tài)下,采用雙側加撥動桿方案。

(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運動狀態(tài)仿真計算結果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運動狀態(tài)仿真計算結果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力為 383 MPa,對于7075鋁合金,剩余強度系數為1.40。應力云圖如圖13所示。由圖13可以看出,增設2個撥動桿后,插頭支架的最大應力出現在插頭支架上兩側的支耳根部。總的分離力為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生結構破壞。

圖13 插頭支架應力云圖Fig.13 Stress contour of plug bracket

6 相關試驗驗證

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,觀察轉臂轉動過程中機構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,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,機構脫落順暢,插頭插座插針(插孔)無彎針和斷裂現象,分離機構模擬脫落試驗結果如表5所示。

圖14 模擬脫落試驗結構Fig.14 Simulated unplugging test device structure

表5 模擬脫落試驗結果Table 5 Simulated unplugging test results

6.2 飛行試驗

為檢測發(fā)射電氣分離機構的可靠性,采用高速攝像監(jiān)測機構運動姿態(tài),利用箭上遙測系統進行跟蹤測量記錄。圖15～圖17是火箭遙測數據結果。

圖15 火箭和機構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,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向前轉動;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時機構到位;t=0.24 s時刻,火箭前滑塊經過分離機構處,此時火箭運動速度為21.13 m/s;在t=0.29 s時刻,火箭后滑塊經過分離機構位置處。此時分離機構處于到位狀態(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結果表明,火箭運動開始后,Y、Z方向火箭出現沖擊振動峰值。解析結果是由于電氣分離機構隨火箭開始運動?；鸺\動0.08 s附近,三個方向也出現振動峰值,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插頭拔出后瞬時產生的沖擊所致,和計算仿真結果一致。電連接器分離后,在離軌段沒有較大的沖擊擾動。說明機構下落順暢,和火箭、導軌無干涉現象。

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

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

7 結論

通過理論計算仿真和結構設計,確定了該發(fā)射電氣分離機構基本參數,解決了火箭發(fā)射中緩沖插頭電連接器分離工程問題,得到以下結論:

(1)基于200 mm連桿長度設計的平動板4個壓縮彈簧浮動機構,能夠適應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,保證插頭對接的可靠性。

(2)在平動板的兩側設計兩個撥動桿,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設計要求。分離過程順暢,脫落插頭結構完整,插頭針頭沒有產生彎曲。

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

(4)該機構通過飛行試驗考核,總體性能滿足火箭發(fā)射要求。發(fā)射后可以多次重復使用,電氣分離機構設計技術具有一定應用價值。