有效载荷快速更换模式及其振动特性研究

张元+孟博洋+蒋小寒

摘 要：针对现役有效载荷急需缩短更换维护时间的技术要求，研究了一种新型有效载荷快速更换模式。通过运动学仿真分析，推导出新模式下有效载荷的更换时间，详细描述了其更换过程。并结合有限元分析，对其连接处稳定性影响因素进行研究，指出了结构承载力与工作环境振动频率之间的关联性。研究结果表明，新型快速更换模式能够将有效载荷更换维护时间缩短至原来的10%，并且能够满足常规核弹发射装置的振动环境要求。

关键词：

有效载荷；快速更换模式；振动；谐响应

DOI：10.15938/j.jhust.2017.06.003

中图分类号： TH122

文献标志码： A

文章编号： 1007-2683（2017）06-0015-05

Abstract：The existing payload has an urgent needs to shorten the maintenance time in technical requirements. This paper offered a new type of payload fast replacement mode. According to the kinematic simulation， replacement time of the new mode was deduced and details of its process was explicit introduced. Study of the influence factors which affect connection stability is analyzed by the finite element method and pointed out the relationship between structural loads and vibration frequency in working environment. The result shows that the new mode was able to shorten the maintenance time to 10% and met the requirements of the vibration environment of conventional nuclear missile launching device.

Keywords：payload；fast replacement mode；vibration；harmonic

0 引 言

導弹等武器装备的有效载荷（爆破物）多数为火工制品，在非战斗状态时需要经常从整流罩内拆解下来进行日常维护保养工作。其拆卸维护时的有效载荷更换作业时长，是导弹武器装备维修性考量的一项重要指标[1]。

目前有效载荷的更换模式一般都是将有效载荷与整体支撑结构（如支座等）预先固定连接在一起，之后再将整体支撑结构与导弹平台连接。现有的有效载荷支撑结构多数使用螺栓与导弹平台进行固定连接，而由于火工品载荷质量大，导弹内部空间较小及发射环境复杂等因素的影响，往往导致支撑结构与平台连接处螺栓数目增多，并且在狭小空间内装卸比较困难，影响有效载荷整体维护作业时间[2]。

由于目前武器装备的发射条件复杂、飞行环境的随机性等。对有效载荷的连接节点处，不仅要求具有快速性、简性能等，更是要求具有自锁功能，并且要保证连接节点在发射振动环境中的高度可靠性，防止在发射及飞行振动环境中发生共振等问题。

随着现代化武器装备技术的提升和多弹头等技术的发展应用[3]，更新有效载荷更换模式，降低维护时间、维护难度以及如何保障快速更换模式可靠性等问题愈发突出影响导弹武器装备的作战实用性，并受到广泛的关注[4]。目前国内正在加紧研究缩短导弹设备维护时间等方面的措施，并取得了一定的成果[5-6]。本文就是基于上述技术难点针对有效载荷更换模式及连接处振动可靠性而开展的一项研究工作。

1 设计方案

1.1 主要功能要求

①支座的装卸速度要比螺栓连接方式的支座在速度上有较大提高；②用于固定导弹有效载荷，承载爆破物，符合中小型导弹的一般发射载荷，并且支座应预留有起爆点火装置的空间；③可以方便、准确地将起爆物安装在导弹的舱段上，兼顾导弹的垂直、水平、多角度安装条件；④在满足载荷条件的情况下尽量减轻质量负担。

1.2 基本组成要求

有效载荷支座由固定部分、连接部分及对接锁紧部分组成。

1.3 安全要求

①要求支座在质量一定的前提下，具有较高的安全系数；②支座具有较好的抗振性及连接稳定性；③底面受力应均匀，避免局部受力出现峰值的情况；④拆卸占用空间应较小，整体结构紧凑，避免空间浪费。

1.4 易用性要求

支座支撑和固定结构的设计重量要轻，兼顾承载能力。锁紧和解锁的动作要简洁，兼顾导弹内部的空间，拆卸动作边界要小。整体结构紧凑、耐用，锁紧时抗振性要好。定位简单准确，受到载荷时的变形量低。预留点火装置的空间，及其他附属装置的改动潜在位置空间等。

1.5 构型设计及设计方案

目前导弹上常用的连接方式多为螺栓连接方式，而且因为射程及尺寸问题，有效载荷支座的设计环境往往为小空间、重载的使用环境。而在这种环境下使用传统的螺栓连接方式会导致螺栓数量增多，装卸可操作性差、时间长等问题。

新型连接方案采用滑槽设计，将固定支座分为上、下两个部分，上部分带有凸出的滑块，下部分是与之配合的滑轨。滑轨之间开有插口，使上部分的支座可以竖直落下插到滑轨槽内，并可以沿着滑轨移动。在落入滑轨槽内后大约移动30mm左右，此时两侧滑槽到达配合点，拧紧支座尾部的螺栓，在螺栓的推动下滑块缓缓前进，直至前端滑块到达定位点。此时也将两侧滑块的其余5个自由度锁紧，并且在螺栓的推力作用下支座的最后一个自由度也被锁紧，以此达到固定支座的目的。在支座拆卸时先拧动支座尾部的螺栓，在螺栓的带动下支座缓缓退出，退出到一定距离后支座预紧力消失，这时可以直接用手或吊装设备移出有效载荷和支座，如图1所示。endprint

2 快速性分析

新型快速锁紧支座，在使用时底部预先通过螺栓与连接面固定，顶部与有效载荷固定连接。上下两部分在安装操作时与螺栓连接方式相比，具有如下优点：①从复杂性角度上讲，新型支座的安装孔位对准范围较大，装配方便；②从可操作性角度上讲，采用滑槽导向推动，并且拥有斜面角度，在最后的锁紧距离由尾部螺栓推动，代替了以往人工推动的过程，位置精确，可操作性能高；③从时间上考虑，新型支座在锁紧时，只操作一个螺栓，并且不需要对准螺栓孔等费时的操作过程。经运动仿真分析，与原更换模式相比，预计可以将时间缩短到原更换模式用时的10%以内，如表1所示。因此新型有效载荷快速锁紧支座可以满足设计要求，大幅缩短有效载荷维护时间。

3 振动特性分析

有效载荷的振动是影响新型支座连接效果好坏的一个重要指标，火箭等航天设备在运行过程中由于发动机工作的振动和气流波动引起随机的振动，会使连接底座受到激励作用，这种激励有可能引起支座整体产生剧烈振动。支座的振动直接影响有效载荷的稳定性与可靠性，并且对连接处的机械结构与使用寿命产生影响，因此，针对有效载荷支座复杂的非线性振动特点，采用ANSYS有限元技术分析支座的振动特性，通过对载荷整体的模态分析，为支座的振动分析和减振控制提供一种可行的理论分析方法。

3.1 振动分析理论

3.3 模态分析

模态分析是解析结构振动特性的基础[8-9]，本文对有效载荷支座进行了前6阶的模态分析，找出其结构的固有频率和振型，从而避免结构共振，其中前6阶阵型如图4所示。

对图4分析后可以看出，前6阶模态分析中固有频率随着阶数增加而增加，其中前三阶的固有频率相差较大，后四阶的固有频率差值较小。因此有效载荷支座在设计时，应避免工作在950～1050Hz的范围内，以排除發生共振的可能性。支座的前6阶固有频率如表3所示。

3.4 谐响应分析

根据支座动态分析的实际情况，在支座顶部6个螺栓上施加X、Y、Z方向简谐力，幅值为1000N，并根据模态分析结果，选择其频率范围为0～700Hz，能覆盖载荷和支座主要模态的特征频率，步长为 10Hz。在所施加频段简谐力的激励下，支座底部连接处的X向位移-频率变化关系曲线、Y向位移-频率变化关系曲线和 Z位移-频率变化关系曲线，如图5～7所示。这是衡量新型支座连接振动考察的重要指标[10-11]。

由以上对支座X、Y、Z轴各方向的谐响应分析可知：

1）新型连接形式的有效载荷支座其后四阶的固有频率差值较小，因此有效载荷支座在设计时，应避免工作在后四阶频率（950～1050Hz）的范围内；

2）有效载荷支座在280～320Hz的频率范围下受到的应变位移量出现极值。在此频率范围下，有效载荷底部的应力和振动变化幅度非常大，处于不稳定状态，因此应避免使有效载荷在此频率附近重载工作；

3）新型连接形式有效载荷支座的应力和振动位移随着频率的提高而增大，其中在270Hz之前增幅速度缓慢，在320Hz之后增幅速度变快；

4）另外，在200Hz范围内的应力或位移响应较为稳定，处于常规运输状态下的振动频率范围内，符合运输条件下的振动稳定性。

4 结 语

针对有效载荷快速维护性的需求，本文研究了一种新型的快速锁紧支座，可以将有效载荷维护时间缩短至原来的10%。通过应用有限元方法对模型的振动影响进行分析，结果表明：新型支座在负载情况下低频易发生共振的区域为280～320Hz，高频易发生共振的区域为950～1050Hz，满足一般航天设备的振频工作环境，为有效载荷快速锁紧支座进一步样机试验提供了理论基础。

参 考 文 献：

[1] 李艳霞，秦吉良，张维，等. 对导弹武器装备维修性工作的几点思考[J]. 航天工业管理，2015（1）：16-18.

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[3] 张新伟. 空空导弹战斗部技术现状及发展分析[J]. 航空科学技术，2011（3）：38-41.

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（编辑：温泽宇）endprint