發(fā)射臺支撐臂系統(tǒng)設(shè)計(jì)

宋永彬，明道虎，陳玨霖，劉力改

運(yùn)載火箭發(fā)射臺主要用于在發(fā)射場支撐火箭完成組裝、測試、加注、發(fā)射、倒流等任務(wù)，是直接影響火箭發(fā)射的重要裝置[1]。支撐臂系統(tǒng)作為發(fā)射臺的核心組件，用于對火箭進(jìn)行支撐及垂直度調(diào)整，以滿足火箭姿態(tài)控制要求。傳統(tǒng)的支撐臂系統(tǒng)一般由液壓馬達(dá)提供動力，控制簡單、承載能力大，但存在響應(yīng)慢、自動化程度低、維修性差等缺點(diǎn)。為了適應(yīng)新型火箭快速發(fā)射的要求，與其配套的發(fā)射臺必須具有高可靠性及快速響應(yīng)等特性。對此，筆者在該支撐臂系統(tǒng)的設(shè)計(jì)過程中，以提高工作可靠性指標(biāo)為重點(diǎn)，將傳統(tǒng)動力模式與交流伺服控制、耐腐蝕、耐高溫材料等技術(shù)相結(jié)合，采用冗余設(shè)計(jì)方法，使支撐臂系統(tǒng)具備遠(yuǎn)程操控、快速響應(yīng)的特點(diǎn)。

1 方案設(shè)計(jì)

1.1 支撐臂系統(tǒng)的功能及性能要求

根據(jù)研制技術(shù)要求，支撐臂需要具備承載、垂調(diào)、防火箭傾覆等功能，單臂的承載能力要達(dá)到600 t。同時，為了躲避火箭起飛的漂移，支撐臂的結(jié)構(gòu)尺寸不能太大。在可靠性方面，要求可靠度不低于0.999 5。在操作性方面，要求具備遠(yuǎn)程操控能力。在環(huán)境適應(yīng)方面，支撐臂要求能夠在風(fēng)、雨、雪、霧、高低溫等惡劣環(huán)境下正常工作。其它要求還包括接口、壽命、維修性、安全性、保障性等方面的要求。

1.2 總體設(shè)計(jì)思路

依據(jù)支撐臂系統(tǒng)（見圖1） 的功能及性能要求，筆者對具體性能參數(shù)進(jìn)行分解，確定總體設(shè)計(jì)思路。支撐臂系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)主要包括總體布局、支撐臂設(shè)計(jì)、電氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)、氣動系統(tǒng)設(shè)計(jì)等，可靠性建模及仿真、系統(tǒng)剛度及強(qiáng)度仿真計(jì)算等。

圖1 支撐臂系統(tǒng)組成示意圖

在總體布局方面，采用四點(diǎn)支撐布局，即四個支撐臂均勻布置在一個分度圓上，火箭通過支腿與支撐臂連接。支撐臂通過上下運(yùn)動調(diào)整火箭的垂直度。選用具有自鎖功能的螺桿-螺母結(jié)構(gòu)確保支撐臂穩(wěn)定性調(diào)整及承載能力。在可靠性方面，系統(tǒng)采用冗余設(shè)計(jì)，具有自動、手動兩種動力輸入方式。在操作性方面，系統(tǒng)具備遠(yuǎn)程、本地兩種控制方式。在維修性方面，采取小修、中修、大修三級維修體系，并編制詳細(xì)的產(chǎn)品維護(hù)說明書，保證備品備件齊全。

1.3 傳動機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)

傳動機(jī)構(gòu)是支撐臂的核心，用于實(shí)現(xiàn)支撐臂的升降，國內(nèi)同類產(chǎn)品主要采用液壓馬達(dá)、減速機(jī)及螺桿-螺母機(jī)構(gòu)。其中的液壓系統(tǒng)組成復(fù)雜，控制精度低，勤務(wù)性、維修性差。由于支撐臂安裝在室外，夏季和冬季溫差較大，液壓系統(tǒng)還需要考慮高低溫環(huán)境。與液壓系統(tǒng)相比，交流伺服系統(tǒng)具有控制精度高、響應(yīng)快、維修性好等優(yōu)點(diǎn)，且技術(shù)成熟。因此，本支撐臂系統(tǒng)的動力源采用交流伺服電機(jī)，通過大速比減速機(jī)傳動螺桿-螺母機(jī)構(gòu)（見圖2），實(shí)現(xiàn)支撐臂的升降，調(diào)整火箭的垂直度。減速機(jī)選用三級行星減速機(jī)（見圖3），體積小，傳動精度高，承載能力大。選用防爆交流永磁同步隔爆型伺服電機(jī)，為了提高系統(tǒng)的可靠性，傳動機(jī)構(gòu)設(shè)置手動操作機(jī)構(gòu)，在電機(jī)故障或維修時使用。

圖2 傳動機(jī)構(gòu)原理示意圖

圖3 減速機(jī)外形圖

1.4 環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)

支撐臂本體安裝于室外，要求能夠在-40 ℃～+50 ℃的環(huán)境下正常工作；另外，火箭起飛時噴淋系統(tǒng)會噴射出大量的水以減輕對發(fā)射臺的燒蝕，而支撐臂處于噴淋的中心位置，不但要耐高溫?zé)g，還要耐水淋，以及抗腐蝕。

針對高低溫環(huán)境要求，支撐臂系統(tǒng)元器件的工作溫度必須適應(yīng)-40 ℃～+50 ℃。火箭起飛時的尾焰高達(dá)2 000 ℃～3 000 ℃，常規(guī)材料無法滿足使用要求，必須在支撐臂外表面涂覆防熱涂料，經(jīng)過試驗(yàn)驗(yàn)證，該涂層可有效承受火箭尾焰的燒蝕，并能夠阻隔熱量傳遞，保護(hù)支撐臂內(nèi)部機(jī)構(gòu)完好[2]。在防水淋方面，支撐臂本體采取全封閉設(shè)計(jì)，在固定連接處、動連接處均裝有密封圈，防止噴淋水進(jìn)入到支撐臂內(nèi)部，同時有效抵御高溫、高壓燃?xì)饬鞯臎_刷。在抗腐蝕能力方面，金屬類材料都采用耐海洋環(huán)境的表面處理技術(shù)，該表面處理方式防腐蝕效果良好（見圖4～圖5）。

圖4 涂裝耐熱涂料前

圖5 涂裝耐熱涂料后

1.5 可靠性設(shè)計(jì)

（1） 冗余設(shè)計(jì)

支撐臂系統(tǒng)對可靠性指標(biāo)要求極高，常規(guī)的設(shè)計(jì)方式難以滿足要求。因此，在設(shè)計(jì)過程中通過采用冗余設(shè)計(jì)提高可靠度；動力源采用電機(jī)加手動設(shè)計(jì)方案；操作方式具有本機(jī)及系統(tǒng)兩種工作方式；氣動系統(tǒng)采用遠(yuǎn)程電動控制及本地手動控制方式；PLC 采用雙CPU 模塊，實(shí)現(xiàn)雙機(jī)熱備冗余（見圖6）；雙CPU 模塊通過自帶的雙以太網(wǎng)口，與發(fā)射臺控制分系統(tǒng)通訊，實(shí)現(xiàn)雙網(wǎng)絡(luò)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)；PLC 電源采用雙模塊冗余設(shè)計(jì)。

圖6 PLC 冗余設(shè)計(jì)圖

（2） 降額設(shè)計(jì)

在降額設(shè)計(jì)方面，優(yōu)先選用高強(qiáng)度合金鋼，如主要受力件采用合金鋼鍛件，支撐臂本體的承載能力達(dá)到額定負(fù)載的4 倍；電器元器件通過老化篩選、降額設(shè)計(jì)，提高工作可靠性。

2 可靠性建模及仿真

支撐臂系統(tǒng)必須在規(guī)定的工況及保障條件下保證火箭垂直度的滿足率。依據(jù)發(fā)射臺支撐臂系統(tǒng)的工作流程，在一次發(fā)射任務(wù)中支撐臂系統(tǒng)累積任務(wù)總時間為T 小時。

2.1 建立可靠性模型

可靠性是指產(chǎn)品在規(guī)定條件下和時間內(nèi)完成規(guī)定功能的能力，可靠性模型分為基本可靠性模型和任務(wù)可靠性模型，本文采用任務(wù)可靠性模型[3]。支撐臂系統(tǒng)由機(jī)械系統(tǒng)和電氣系統(tǒng)組成，具有自動、機(jī)械手動工作模式（見圖7）。為了計(jì)算方便，對可靠性模型做如下假設(shè)：

圖7 支撐臂系統(tǒng)可靠性框圖

①系統(tǒng)及其單元只有正常和失效二種狀態(tài)；

②系統(tǒng)所含各單元的壽命服從指數(shù)分布；

③系統(tǒng)各單元失效是獨(dú)立的。

因此，支撐臂的可靠性數(shù)學(xué)模型為：

2.2 可靠性仿真

（1） 可靠性預(yù)計(jì)

按照國家標(biāo)準(zhǔn)及同類零部件的經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)，統(tǒng)計(jì)各系統(tǒng)的失效率，綜合考慮環(huán)境因素，可獲得各分系統(tǒng)的可靠度，得到Rs1=0.999 7；Rs2=0.995；Rs3=0.999 92。

帶入可靠性數(shù)學(xué)模型中，得到支撐臂系統(tǒng)的工作可靠度：

證明支撐臂系統(tǒng)的可靠性結(jié)果滿足指標(biāo)要求。

（2） 壽命仿真

在傳統(tǒng)設(shè)計(jì)中，機(jī)械產(chǎn)品的疲勞壽命通常通過物理樣機(jī)的耐久試驗(yàn)得到，試驗(yàn)周期長、耗資巨大，許多相關(guān)參數(shù)與失效的定量關(guān)系無法在試驗(yàn)中得到，試驗(yàn)結(jié)論還可能受許多偶然因素的影響。如今，可通過計(jì)算機(jī)虛擬仿真技術(shù)進(jìn)行疲勞分析，預(yù)測產(chǎn)品壽命。筆者假設(shè)支撐臂本體承受著周期循環(huán)的交變載荷，所以采用分析軟件對支撐臂的疲勞壽命進(jìn)行仿真分析[4]。

①有限元分析

首先，對各零部件進(jìn)行有限元分析，獲得其在工作過程中的受力狀態(tài)，根據(jù)對支撐臂的受力情況，支撐臂所承受的火箭重力均勻地施加于火箭支腿上；所以在零部件之間的接觸面按照支撐臂實(shí)際受力情況建立接觸對，在螺母和螺桿之間建立螺紋面接觸對，下底座底平面固定。

為了在確保分析結(jié)果準(zhǔn)確的基礎(chǔ)上提高計(jì)算效率，對模型進(jìn)行簡化，省略部分結(jié)構(gòu)和非受力件，最終該支撐臂有限元模型具有441 033 個單元，646 512 個節(jié)點(diǎn)，網(wǎng)格質(zhì)量（Element Quality） =0.76，扭曲度（Skewness） =0.34（見圖8）。

圖8 支撐臂有限元模型

②建立疲勞壽命分析模型

根據(jù)有限元靜力學(xué)分析結(jié)果（見圖9），建立恒幅的疲勞壽命分析模型（見圖10），并在恒幅SN 疲勞壽命分析模塊里定義材料類型，設(shè)置表面處理參數(shù)、加工方式，以及載荷映射因子等（見圖11）。

圖9 支撐臂整體有限元分析結(jié)果

圖10 建立恒幅Ncode-SN 疲勞壽命分析模型

圖11 零部件表面處理類型參數(shù)及加工方式

③疲勞壽命分析結(jié)果

經(jīng)過Ncode 疲勞壽命分析，單支撐臂在額定交變載荷工況下的疲勞壽命N0=22 200 次。根據(jù)Ncode 的工程應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)，以及支撐臂的環(huán)境適應(yīng)性指標(biāo)要求，取裕度系數(shù)K=20，則算得支撐臂主要承力件的理論可循環(huán)次數(shù)N=N0/K=1 110 次。按照火箭發(fā)射時支撐臂調(diào)平次數(shù)，則支撐臂可執(zhí)行火箭發(fā)射任務(wù)的理論次數(shù)為222 次，滿足壽命指標(biāo)要求（見圖12）。

圖12 支撐臂整體疲勞壽命分析結(jié)果

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

支撐臂系統(tǒng)制造完成后，分別進(jìn)行承載試驗(yàn)、驅(qū)動試驗(yàn)、高低溫試驗(yàn)、低溫驅(qū)動試驗(yàn)、淋雨試驗(yàn)、電磁兼容試驗(yàn)、跑合試驗(yàn)等試驗(yàn)項(xiàng)目，試驗(yàn)結(jié)果表明：支撐臂系統(tǒng)設(shè)計(jì)合理，可靠性高、控制精度高、響應(yīng)速度快、耐環(huán)境能力強(qiáng)，能夠滿足技術(shù)指標(biāo)要求（見圖13～圖16）。

圖13 淋雨試驗(yàn)

4 結(jié) 語

本文在某型支撐臂系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中，應(yīng)用交流伺服控制、電機(jī)驅(qū)動等技術(shù)，實(shí)現(xiàn)支撐臂的全封閉設(shè)計(jì)。通過降額設(shè)計(jì)和冗余設(shè)計(jì)，確保支撐臂系統(tǒng)的可靠性。通過應(yīng)力分析、疲勞壽命分析、試驗(yàn)驗(yàn)證等多種手段，證明設(shè)計(jì)方案正確，為同類產(chǎn)品的設(shè)計(jì)提供參考。

圖14 高低溫試驗(yàn)

圖15 承載試驗(yàn)

圖16 電磁兼容試驗(yàn)