魚雷尾軸開傘沖擊仿真及試驗分析

沙 琪, 徐新棟, 郭 君

魚雷尾軸開傘沖擊仿真及試驗分析

沙 琪, 徐新棟, 郭 君

(中國船舶集團有限公司 第705研究所, 陜西 西安, 710077)

為解決魚雷后段狹小空間內高強度尾軸設計難題,以輕型魚雷尾軸組件為研究對象,利用Abaqus有限元軟件開展靜強度和振動沖擊分析,獲得火箭助飛魚雷飛行后期降落傘打開瞬間,魚雷尾軸組件的最大應力區域, 找出尾軸組件薄弱環節, 據此開展結構設計和工藝優化, 并對優化后的產品進行地面試驗測試, 以驗證優化設計的有效性。結果表明, 通過仿真分析與地面試驗結合進行迭代優化, 可以提高魚雷尾軸組合等精密結構件的設計精度和研制效率, 滿足多種復雜工況下的使用要求。

魚雷; 尾軸; 靜強度; 振動沖擊

0 引言

火箭助飛魚雷是一種中遠程快速反潛武器, 主要由助飛火箭和戰斗載荷(輕型魚雷＋空中穩定裝置)組成[1], 在其飛行后期, 戰斗載荷需要通過空中穩定裝置完成預定程序開傘, 以實現其在空中穩定、有效減速, 并在滿足入水參數的條件下, 使輕型魚雷安全入水并正常起控。

雷箭分離時, 戰斗載荷的尾軸在降落傘開傘沖擊力作用下容易損壞。同時, 戰斗載荷在空中異常轉動和大角度開傘時, 也會發生雷尾和排氣閥連接結構失效, 導致戰斗載荷在空中失控, 異常入水解體。為此, 助飛魚雷戰斗載荷使用的輕型魚雷尾軸, 不但需要作為輕型魚雷尾艙段內連接螺旋槳和動力裝置、保證軸系密封的關鍵零件, 還需要作為助飛魚雷的戰斗載荷與空中穩定裝置唯一受力件, 承受助飛魚雷整個飛行過程中多次分離的振動和沖擊。

在魚雷尾軸設計時, 首先需要進行尾軸及軸系的傳遞力學設計以及振動特性分析[2], 并在完成尾軸結構初步設計后, 利用仿真平臺進行充分的數值仿真設計和尾部連接結構的優化, 通過試制尾軸及測試試驗工裝進行陸上試驗裝置驗證, 經過幾次迭代, 得到一種比較理想的尾軸結構優化設計。

文中以輕型魚雷尾軸模擬件為例, 利用仿真軟件Abaqus作為分析平臺, 先采用隱式求解器對尾軸仿真件組件進行靜強度分析[3], 同時利用顯式動態分析方法[4]對輕型魚雷尾軸組件及空中穩定裝置(制式件)連接部位的結構和強度進行沖擊仿真, 依據仿真計算結果對尾軸及其組件結構進行充分的設計改進, 最后利用試驗裝置及專用測試工裝對改進后的尾軸仿真件進行實物試驗, 以驗證對比各階段所設計的尾軸結構, 同時模擬火箭助飛魚雷實際飛行時, 戰斗載荷尾軸與空投裝置在某些條件下出現的極端工況。

1 有限元模型建立

根據戰斗載荷工作情況及裝配關系, 建立包括魚雷尾軸仿真件、排氣閥及空中穩定裝置中解脫機構等整個裝配體的串行結構模型, 進行尾軸仿真件(以下簡稱尾軸)模型裝配過程分析。

1.1 裝配分析與坐標系建立

仿真分析前, 要對模型各零部件的裝配關系進行初步分析。尾軸組件上的軸承、支撐機構等各零件串行安裝在尾軸上, 基體組件套接在尾軸一端, 組件中的承力零件通過花鍵連接在尾軸上, 用一個螺紋件備緊; 解脫機構通過螺紋安裝在尾軸另一端。文中使用全局與局部2種坐標系, 對模型材料、邊界條件的定義參考全局坐標系, 對載荷的定義參考局部坐標系。

1.2 幾何簡化及網格劃分

根據尾軸裝配關系分析可知, 作為分析對象, 尾軸必須建立細致的網格模型, 不對其幾何結構作任何簡化; 尾軸組件上的軸承、支撐機構等作為不關注部件, 對于小圓角、小倒角進行倒直處理; 排氣閥及連接在其上的其他零部件(見圖1中圓圈所示部位)也可作為不關注部件, 考慮解脫滑塊與套筒前部的承力零件在承受沖擊載荷時不會發生轉動, 主要起傳遞載荷作用, 為提高計算效率, 將3個零件簡化為1個部件, 該簡化部件不改變整體結構剛度及質量[5-6]。

將尾軸及其上軸承等支撐體劃分為六面體單元, 單元類型為C3D8R; 空中穩定裝置解脫機構劃分為四面體單元, 單元類型為C3D4。尾軸共劃分為244 509個單元, 整體模型網格數為488 462個, 如圖2和圖3所示。

圖2 尾軸網格模型

圖3 尾軸組件網格模型

1.3 相互作用設置

尾軸與基體連接部分的材料均為普通金屬材料, 圖4 所示尾軸和基體等零件裝配關系均定義為通用接觸, 摩擦系數設為0.12[7]。對尾軸進行沖擊分析, 無需關注螺紋上的應力, 故不對螺紋建模, 部件間螺紋連接的區域使用面面Tie約束, 即將圖5中圓圈區域進行約束, 約束區域剛性較大, 不發生相對運動和位移。

圖4 尾軸固定端接觸定義示意圖

圖5 尾軸組件Tie約束示意圖

2 載荷工況

2.1 載荷工況設置

根據載荷條件的不同, 仿真過程設置了與水平軸線夾角22°拉力3.0 t、夾角25°拉力3.5 t的2種沖擊工況和夾角25°拉力4.4 t的靜強度工況, 沖擊載荷隨時間的變化規律如圖6所示, 加載點位置為解脫機構套筒前端面向后10 mm處。

圖6 各工況載荷曲線

2.2 邊界載荷施加

1) 靜強度工況

靜強度工況中, 尾軸承受拉伸載荷, 在拉伸載荷作用下, 裝配組件支撐結構件不承載, 故在靜強度工況中去除不承載零件。根據實際情況, 對基體外表面進行方向自由度約束(見圖7);在耦合套筒孔內的加載點(見圖8)上加載載荷。

圖7 靜強度工況下自由度約束示意圖

圖8 靜強度工況下加載點示意圖

2) 沖擊工況

在2種沖擊工況中, 尾軸需同時承受夾角所帶來的拉彎載荷。根據實際情況, 對基體外表面進行方向的自由度約束(見圖9), 并在耦合套筒內的加載點上加載隨時間變化的載荷(見圖10)。

圖9 沖擊工況下自由度約束示意圖

圖10 沖擊工況下加載點示意圖

3 求解計算

3.1 求解計算說明

靜強度工況采用ABAQUS6.13的Standard求解器進行求解, 沖擊工況采用ABAQUS6.13的Explicit求解器進行求解。

在2種沖擊工況中, 其中一種沖擊速度較快, 載荷達到最大值需歷時15 ms, 尾軸裝配件的1階特征頻率對應周期為4.7 ms, 即載荷達到最大值時經歷振動周期少, 該振動過程可認為強迫振動占主導地位, 故阻尼對其結構響應影響不大, 分析中不考慮阻尼的影響。另一工況中, 載荷達到最大值歷時25 ms, 尾軸裝配件的1階特征頻率對應周期為4.7 ms, 即載荷達到最大值時經歷振動周期相對較多, 該振動過程雖然由強迫振動占主導地位, 但由于達到最大載荷時經歷振動周期較多, 若最大載荷正好與波峰或波谷疊加, 則可能導致結果偏差較大, 故設臨界阻尼比為0.02, 換算為瑞利阻尼＝53.757。

3.2 載荷時間求解

瞬態模態動力學分析方法, 是對線性問題使用模態疊加法計算得到結構的動力時程響應, 線性問題在時域內的瞬態模態動力學分析過程與非線性問題十分相似, 但速度卻提高很多[8]。采用瞬態模態動力學分析方法計算設置工況在夾角22°拉力3.0 t下的沖擊條件。

圖11 尾軸最大應力點應力隨時間變化曲線(22°, 3.0 t)

從圖中可看出, 最大應力發生在30 ms以內, 30 ms以后應力振幅逐漸減小, 最終達到平穩。考慮研究目的是獲得尾軸沖擊過程中的最大應力, 故只需分析30 ms以內的沖擊響應。

3.3 分析所用材料說明

仿真分析中, 夾角22°拉力3.0 t和夾角25°拉力3.5 t的2種沖擊工況完全采用線彈性材料數據。

4 典型工況分析結果及說明

查看結果時去除因有限元方法及建模引起的數值奇異區域, 該區域如圖12所示。

圖12 數值奇異區域

4.1 靜強度工況

從圖13可以看出, 在4.4 t靜載荷作用下, 尾軸最大應力為180.7 MPa。從圖14可以看出, 最大應力發生在軸向兩段花鍵之間的凹槽內。

圖13 靜載荷條件下整體應力云圖

圖14 靜載荷條件下尾軸應力云圖

從圖15可以看出, 在該載荷作用下, 尾軸的最大變形為0.125 mm, 距花鍵齒根沿軸開口方向3 cm處的應力值為118 MPa, 與后續的半實物仿真試驗結果對比, 誤差在5%以內。

圖15 靜載荷條件下尾軸位移云圖

4.2 沖擊載荷工況

文中選取一種典型沖擊工況, 即夾角25°拉力3.5 t的工況進行詳述, 其他沖擊工況分析不作說明。

圖16為13 ms時尾軸應力分布云圖。從圖中可以看出, 最大應力為2362 MPa, 發生在花鍵齒根部, 超出材料屈服強度, 故在該位置處發生了材料塑性變形。

圖16 13 ms時刻尾軸應力分布云圖

圖17為尾軸上最大應力點的應力響應隨時間變化曲線, 由于載荷速度較快, 達到最大應力時間內只有2個周期振型。最大應力發生在13 ms。

圖17 尾軸最大應力點應力隨時間變化曲線(25°, 3.5 t)

圖18和圖19分別為尾軸在彎矩作用下受壓、受拉一側的應力云圖。由圖可知, 最大應力發生在受壓一側, 應力為2362 MPa, 材料屈服強度大于1300MPa, 灰色區域為超出材料屈服強度的區域(見圖18); 尾軸受拉一側最大應力為2172MPa (見圖19), 超出材料屈服的區域更大, 故認為在該沖擊載荷作用下尾軸容易發生破壞。

圖18 彎矩作用下尾軸受壓一側應力云圖

圖19 彎矩作用下尾軸受拉一側應力云圖

圖20為尾軸在13 ms時的位移云圖, 可以看出, 在整個沖擊載荷作用下尾軸發生的最大變形為5.384 mm。圖21為沖擊載荷作用在尾軸上的能量曲線圖, 可以看出, 外力做功所產生的能量主要轉化為內能, 動能較小。總能量趨于0, 可保證較高的分析精度。經過分析, 在受壓、受拉的兩側花鍵齒根部, 分別有2處很大塑性變形, 可認為此工況下尾軸會發生破壞。

圖20 13 ms時尾軸位移云圖

圖21 沖擊載荷作用在尾軸上的能量曲線圖

5 半實物仿真試驗

5.1 靜載荷承載試驗

為驗證數值仿真的真實性, 提高尾軸及其他零件設計、仿真計算的可靠性, 設計了一套以尾軸、相應的工裝和數據采集系統為主的試驗裝置, 加工了尾軸改進設計結構件, 對試驗裝置及尾軸承載能力進行實物驗證。試驗狀態如圖22所示。

圖22 靜態載荷拉力試驗裝夾狀態

試驗裝置設計為帶角度的拉力狀態, 通過調整被測品固定工裝和拉力機之間的距離, 實現夾角和載荷拉力線性可調, 并可進行精確測量及重復測試。在確定尾軸靜載拉力試驗方法時, 預先用鋁制試件進行了快速加載試驗, 由預緊狀態快速加載至20 000 N, 加載時間為15～20 ms, 過沖至25000 N。因此確定靜態拉力試驗方法時, 認為從預緊狀態快速加載至30 000 N所需時間應可控制在30 ms以內。但在實際試驗時發現, 由于尾軸需裝配在尾段殼體上, 并通過試驗工裝固定在試驗機下端, 試驗機的施力端通過銷軸、空中穩定裝置的解脫機構[9]、排氣閥與尾軸連接[10], 這些串聯機構形成的組合體進行試驗時預緊力無法消除間隙, 造成加載時間的延長, 使得加載速度未達到預期要求。

5.2 動載荷拉力試驗

由于靜載荷承載試驗不能充分模擬魚雷尾軸空中真實工況, 需進行水平沖擊尾軸的動載荷拉力試驗。試驗原理如圖23所示。

圖23 動載荷拉力試驗裝夾狀態

試驗中, 水平沖擊試驗臺在活塞推力和液壓剎車力共同作用下, 按照要求的加速度曲線前進, 尾段通過試驗輔具固定安裝在水平試驗臺上, 解脫機構后面固定連接一配重載車, 重塊僅受到臺面上在豎直方向的支撐力, 水平方向運動無約束, 可水平無摩擦滑動。當整個試驗臺加速運動時, 重塊的慣性對尾軸產生向后拉力, 從而模擬沖擊載荷工況。

試驗時, 在尾軸上貼有8組應變片, 其中6組單向應變片, 2組三向應變片, 用來獲取尾軸的各位置點應變(應力)。在解脫機構與重塊之間連接著力傳感器, 可實際測量施加在尾軸上的拉力。試驗中獲得的一組應變片測試的加載曲線(紅色)與理論載荷曲線(綠色)吻合情況如圖24所示, 圖中其余曲線為傳感器實際測試值。

圖24 動載荷拉力試驗載荷曲線

水平沖擊臺基本按預期的加速度曲線運動, 各傳感器數據采集正常。試驗后進行檢查, 產品連接狀態符合設計要求, 經過試后對測試產品檢查與試驗結果分析, 并將被試產品與實際飛行試驗產品進行對比, 動載拉力試驗可較為真實地模擬飛行時尾軸所受到的載荷工況。

6 結束語

文中利用Abaqus仿真軟件對魚雷尾軸模擬件及空中穩定裝置連接部位的結構和強度進行沖擊仿真分析, 并利用仿真分析優化后的結果設計的尾軸進行半實物試驗, 尾軸組件仿真計算與半實物試驗采集的數據經過對比, 能確認Abaqus對尾軸組件薄弱環節定位準確, 工況設計、參數設定和模型簡化等均可指導尾軸結構設計工作,具體結論如下:

1) 根據多種工況狀態下的結果分析可知, 尾軸在受壓、受拉兩側的花鍵齒根部位置處, 分別有兩處很大區域的塑性變形, 可確定尾軸在此處存在薄弱環節, 結構設計及加工時, 需對此處進行一定的加強或工藝強化處理;

2) 根據仿真計算結果, 對尾軸的結構尺寸、材料等進行了改進, 并通過半實物試驗對改進的尾軸結構設計、材料和加工工藝等進行校核, 驗證了尾軸結構設計及開傘沖擊仿真計算的雙循環設計流程的有效性和可行性;

3) 數值仿真分析與半實物仿真試驗相結合, 可模擬火箭助飛魚雷的戰斗載荷尾軸與空投附件在真實空中極端工況時出現的問題, 提前進行分析與復現, 并得到有效解決, 為實際飛行可能出現的故障排除了隱患。

下一步將解決復雜三維部件分割后, 生成二次四面體單元網格與單元類型不協調問題, 進一部簡化模型和降低計算量, 并嘗試利用不同算法得到的網格, 以縮短建模時間。

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Simulation and Test Analysis of Impact of Parachute Open on Torpedo Stern Shaft

SHA Qi, XU Xin-dong, GUO Jun

(The 705 Research Institute, China State Shipbuilding Corporation Limited, Xi’an 710077, China)

To solve the design problem of a high-strength stern shaft in a narrow torpedo space, with the light torpedo stern shaft assembly as the research object, Abaqus finite element software was used to perform static strength and vibration impact analysis, to obtain the maximum stress area of the torpedo stern shaft assembly on the parachute-opening moment at the latestage of rocket-assisted torpedo flight, and determine the weakest point. Accordingly, to improve the structural design and process optimization, the optimized products are then tested to verify the effectiveness of the optimized design. The test results show that the iterative improvement method with finite element analysis and land test can enhance design accuracy and efficacy, especially for complicated structures such as torpedo stern shaft assembly, and to meet the complicated use requirements.

torpedo; stern shaft; static strength; vibration impact

TJ630.31

A

2096-3920(2021)03-0350-07

10.11993/j.issn.2096-3920.2021.03.016

2020-06-09;

2020-11-02.

沙 琪(1975-), 男, 高級工程師, 主要研究方向為空投結構與噪聲技術控制.

沙琪, 徐新棟, 郭君. 魚雷尾軸開傘沖擊仿真及試驗分析[J]. 水下無人系統學報, 2021, 29(3): 350-356.

(責任編輯: 楊力軍)