動力學仿真在某尾翼系統彈起機構設計中的應用*

李昌坤，陶 苑，宋 勇，肖秀友

(1中國兵器工業第59研究所，重慶 400039;2南京理工大學機械工程學院，南京 210094)

0 引言

在傳統的彈箭設計中，為了驗證設計，通常要制造樣機進行多次試驗，有時這些驗證試驗甚至是破壞性的。而當試驗失敗或者發現不合理的設計之處時，又要重新設計、試制，并再進行驗證試驗，這樣的設計模式浪費了大量的人力、物力和財力等資源。利用現代仿真設計技術對方案進行論證和優化，是避免資源浪費、節約研制成本、縮短研制周期的有效手段之一，同時，仿真設計技術可以實現設計過程的可視化，并可以在仿真過程中，隨時改變模型的各個參量，對其進行跟蹤測量，得到相應曲線圖，便于對模型進行動態分析和優化，為最終的方案設計提供依據。

1 ADAMS軟件簡介

ADAMS(automatic dynamic analysis of mechanical systems)全稱是機械系統動力學自動分析軟件，由美國MDI公司(Mechanical Dynamics Inc.)開發，該軟件集建模、求解、可視化技術于一體，是世界上目前使用范圍最廣，最負盛名的機械系統仿真分析軟件。

ADAMS/View是ADAMS系列產品的核心模塊之一，使用以用戶為中心的交互式圖形環境，該模塊將圖標操作、菜單操作、鼠標點選操作與交互式圖形建模、仿真計算、動畫演示、優化設計、曲線圖處理和結果分析等功能完美的集成在一起。

2 尾翼系統動作原理

2.1 尾翼系統結構

該尾翼系統是某制導炮彈的穩定裝置，主要由尾翼、解閉鎖機構、彈起機構等組成，布局示意圖如圖1。

圖1 尾翼系統結構布局示意圖

2.2 作用原理

該系統作用原理可以概括為:發射前，慣性器件被固定在安全位置，解鎖機構的滑動套鎖住4片尾翼;發射時，慣性器件后座，聯合鎖定滑動套;彈丸出炮口泄壓后，慣性器件與滑動套聯合體回彈，尾翼脫離滑動套束縛，處于待展開的狀態;在尾翼彈起機構的作用下，尾翼迅速展開到位并鎖緊，保證彈丸的穩定飛行。尾翼系統動作作用流程示意圖如圖2。

圖2 尾翼系統作用流程示意圖

2.3 尾翼彈起機構的重要性

尾翼系統的全套運動主要取決于彈起機構彈力的設計，其重要性體現如下:

1)彈力大，尾翼與解鎖機構(滑動套)摩擦大，不能解鎖;

2)彈力小，解鎖機構解鎖后，尾翼不能迅速展開，影響彈丸穩定飛行。

3 ADAMS仿真結果及分析

3.1 模型及施加載荷

利用Solid Works軟件進行復雜零部件結構的建模，形成裝配體，導入ADAMS/View模塊。

對導入的模型按接近實際受力情況施加載荷，如圖3。

圖3 仿真模型截圖

1)運動副:裝配體沿X正向的發射運動;滑動套沿X正向滑動運動;慣性體沿X負向的后座運動;出炮口后慣性體和滑動套沿X正向的解鎖運動;

2)旋轉副:裝配體22r/s的右向旋轉運動;尾翼沿自身轉軸的轉動;

3)摩擦副:主要零部件之間的摩擦;

4)固定副:中心管、底座等支撐結構的固定連接;5)解鎖、鎖定等函數編制。

所有載荷施加完成后，對尾翼的彈起機構施加不同的彈簧彈力，仿真運動，并測定尾翼從彈丸出炮口到展開到位的時間。

3.2 仿真測試結果及分析

當尾翼彈起機構的彈簧彈力取200N時，設定點對點測量，即尾翼上的定位銷與尾翼座上的定位銷孔重合時(X坐標一致)，系統停止仿真，通過測量曲線可以看出尾翼展開到位的時刻，如圖4。

圖4 彈起機構提供200N彈力時的仿真截圖

根據上述載荷加載過程進行不同的彈起機構彈力取值和展開時間的仿真分析及計算，對應關系如表1。

表1 彈力取值和尾翼展開時間仿真對應關系

通過上表仿真數據可以看出:

1)尾翼彈起機構彈力的取值在300～500N之間變化時，對尾翼展開時間的影響不大;

2)受彈起機構結構尺寸限制，考慮機械加工制造工藝，選用提供200N彈力的彈起機構，尾翼展開到位時間為27ms;

3)彈丸出炮口27ms后，處于炮口后效作用時期以外，有利于尾翼展開和彈丸的穩定飛行。

因此根據仿真結果，制作了能夠提供200N彈力的彈起機構，進行靶場飛行試驗。

4 靶場試驗及其與仿真情況對比

靶場試驗時布高速攝影，以某型火炮為射擊平臺，射擊彈丸7發，尾翼可靠展開3發。

通過高速攝影觀察，尾翼展開的平均時間為29ms。試驗結果與仿真結果相近，但是仍需要提高整個機構的工作可靠性。試驗及高速攝影如圖5。

圖5 靶場試驗及高速攝影

5 結論

利用動力學仿真設計尾翼系統彈起機構，為整套尾翼系統的設計提供了依據。仿真設計結果與靶場試驗結果相近，體現了仿真設計的先進性和準確性。

在后續彈藥項目研制過程中，應逐步推薦使用仿真設計，進而改善畫加打的彈藥傳統設計模式，縮短研制周期，提高設計效率，降低設計成本。

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