鱼雷尾轴开伞冲击仿真及试验分析

沙 琪, 徐新栋, 郭 君

鱼雷尾轴开伞冲击仿真及试验分析

沙 琪, 徐新栋, 郭 君

(中国船舶集团有限公司 第705研究所, 陕西 西安, 710077)

为解决鱼雷后段狭小空间内高强度尾轴设计难题,以轻型鱼雷尾轴组件为研究对象,利用Abaqus有限元软件开展静强度和振动冲击分析,获得火箭助飞鱼雷飞行后期降落伞打开瞬间,鱼雷尾轴组件的最大应力区域, 找出尾轴组件薄弱环节, 据此开展结构设计和工艺优化, 并对优化后的产品进行地面试验测试, 以验证优化设计的有效性。结果表明, 通过仿真分析与地面试验结合进行迭代优化, 可以提高鱼雷尾轴组合等精密结构件的设计精度和研制效率, 满足多种复杂工况下的使用要求。

鱼雷; 尾轴; 静强度; 振动冲击

0 引言

火箭助飞鱼雷是一种中远程快速反潜武器, 主要由助飞火箭和战斗载荷(轻型鱼雷＋空中稳定装置)组成[1], 在其飞行后期, 战斗载荷需要通过空中稳定装置完成预定程序开伞, 以实现其在空中稳定、有效减速, 并在满足入水参数的条件下, 使轻型鱼雷安全入水并正常起控。

雷箭分离时, 战斗载荷的尾轴在降落伞开伞冲击力作用下容易损坏。同时, 战斗载荷在空中异常转动和大角度开伞时, 也会发生雷尾和排气阀连接结构失效, 导致战斗载荷在空中失控, 异常入水解体。为此, 助飞鱼雷战斗载荷使用的轻型鱼雷尾轴, 不但需要作为轻型鱼雷尾舱段内连接螺旋桨和动力装置、保证轴系密封的关键零件, 还需要作为助飞鱼雷的战斗载荷与空中稳定装置唯一受力件, 承受助飞鱼雷整个飞行过程中多次分离的振动和冲击。

在鱼雷尾轴设计时, 首先需要进行尾轴及轴系的传递力学设计以及振动特性分析[2], 并在完成尾轴结构初步设计后, 利用仿真平台进行充分的数值仿真设计和尾部连接结构的优化, 通过试制尾轴及测试试验工装进行陆上试验装置验证, 经过几次迭代, 得到一种比较理想的尾轴结构优化设计。

文中以轻型鱼雷尾轴模拟件为例, 利用仿真软件Abaqus作为分析平台, 先采用隐式求解器对尾轴仿真件组件进行静强度分析[3], 同时利用显式动态分析方法[4]对轻型鱼雷尾轴组件及空中稳定装置(制式件)连接部位的结构和强度进行冲击仿真, 依据仿真计算结果对尾轴及其组件结构进行充分的设计改进, 最后利用试验装置及专用测试工装对改进后的尾轴仿真件进行实物试验, 以验证对比各阶段所设计的尾轴结构, 同时模拟火箭助飞鱼雷实际飞行时, 战斗载荷尾轴与空投装置在某些条件下出现的极端工况。

1 有限元模型建立

根据战斗载荷工作情况及装配关系, 建立包括鱼雷尾轴仿真件、排气阀及空中稳定装置中解脱机构等整个装配体的串行结构模型, 进行尾轴仿真件(以下简称尾轴)模型装配过程分析。

1.1 装配分析与坐标系建立

仿真分析前, 要对模型各零部件的装配关系进行初步分析。尾轴组件上的轴承、支撑机构等各零件串行安装在尾轴上, 基体组件套接在尾轴一端, 组件中的承力零件通过花键连接在尾轴上, 用一个螺纹件备紧; 解脱机构通过螺纹安装在尾轴另一端。文中使用全局与局部2种坐标系, 对模型材料、边界条件的定义参考全局坐标系, 对载荷的定义参考局部坐标系。

1.2 几何简化及网格划分

根据尾轴装配关系分析可知, 作为分析对象, 尾轴必须建立细致的网格模型, 不对其几何结构作任何简化; 尾轴组件上的轴承、支撑机构等作为不关注部件, 对于小圆角、小倒角进行倒直处理; 排气阀及连接在其上的其他零部件(见图1中圆圈所示部位)也可作为不关注部件, 考虑解脱滑块与套筒前部的承力零件在承受冲击载荷时不会发生转动, 主要起传递载荷作用, 为提高计算效率, 将3个零件简化为1个部件, 该简化部件不改变整体结构刚度及质量[5-6]。

将尾轴及其上轴承等支撑体划分为六面体单元, 单元类型为C3D8R; 空中稳定装置解脱机构划分为四面体单元, 单元类型为C3D4。尾轴共划分为244 509个单元, 整体模型网格数为488 462个, 如图2和图3所示。

图2 尾轴网格模型

图3 尾轴组件网格模型

1.3 相互作用设置

尾轴与基体连接部分的材料均为普通金属材料, 图4 所示尾轴和基体等零件装配关系均定义为通用接触, 摩擦系数设为0.12[7]。对尾轴进行冲击分析, 无需关注螺纹上的应力, 故不对螺纹建模, 部件间螺纹连接的区域使用面面Tie约束, 即将图5中圆圈区域进行约束, 约束区域刚性较大, 不发生相对运动和位移。

图4 尾轴固定端接触定义示意图

图5 尾轴组件Tie约束示意图

2 载荷工况

2.1 载荷工况设置

根据载荷条件的不同, 仿真过程设置了与水平轴线夹角22°拉力3.0 t、夹角25°拉力3.5 t的2种冲击工况和夹角25°拉力4.4 t的静强度工况, 冲击载荷随时间的变化规律如图6所示, 加载点位置为解脱机构套筒前端面向后10 mm处。

图6 各工况载荷曲线

2.2 边界载荷施加

1) 静强度工况

静强度工况中, 尾轴承受拉伸载荷, 在拉伸载荷作用下, 装配组件支撑结构件不承载, 故在静强度工况中去除不承载零件。根据实际情况, 对基体外表面进行方向自由度约束(见图7);在耦合套筒孔内的加载点(见图8)上加载载荷。

图7 静强度工况下自由度约束示意图

图8 静强度工况下加载点示意图

2) 冲击工况

在2种冲击工况中, 尾轴需同时承受夹角所带来的拉弯载荷。根据实际情况, 对基体外表面进行方向的自由度约束(见图9), 并在耦合套筒内的加载点上加载随时间变化的载荷(见图10)。

图9 冲击工况下自由度约束示意图

图10 冲击工况下加载点示意图

3 求解计算

3.1 求解计算说明

静强度工况采用ABAQUS6.13的Standard求解器进行求解, 冲击工况采用ABAQUS6.13的Explicit求解器进行求解。

在2种冲击工况中, 其中一种冲击速度较快, 载荷达到最大值需历时15 ms, 尾轴装配件的1阶特征频率对应周期为4.7 ms, 即载荷达到最大值时经历振动周期少, 该振动过程可认为强迫振动占主导地位, 故阻尼对其结构响应影响不大, 分析中不考虑阻尼的影响。另一工况中, 载荷达到最大值历时25 ms, 尾轴装配件的1阶特征频率对应周期为4.7 ms, 即载荷达到最大值时经历振动周期相对较多, 该振动过程虽然由强迫振动占主导地位, 但由于达到最大载荷时经历振动周期较多, 若最大载荷正好与波峰或波谷叠加, 则可能导致结果偏差较大, 故设临界阻尼比为0.02, 换算为瑞利阻尼＝53.757。

3.2 载荷时间求解

瞬态模态动力学分析方法, 是对线性问题使用模态叠加法计算得到结构的动力时程响应, 线性问题在时域内的瞬态模态动力学分析过程与非线性问题十分相似, 但速度却提高很多[8]。采用瞬态模态动力学分析方法计算设置工况在夹角22°拉力3.0 t下的冲击条件。

图11 尾轴最大应力点应力随时间变化曲线(22°, 3.0 t)

从图中可看出, 最大应力发生在30 ms以内, 30 ms以后应力振幅逐渐减小, 最终达到平稳。考虑研究目的是获得尾轴冲击过程中的最大应力, 故只需分析30 ms以内的冲击响应。

3.3 分析所用材料说明

仿真分析中, 夹角22°拉力3.0 t和夹角25°拉力3.5 t的2种冲击工况完全采用线弹性材料数据。

4 典型工况分析结果及说明

查看结果时去除因有限元方法及建模引起的数值奇异区域, 该区域如图12所示。

图12 数值奇异区域

4.1 静强度工况

从图13可以看出, 在4.4 t静载荷作用下, 尾轴最大应力为180.7 MPa。从图14可以看出, 最大应力发生在轴向两段花键之间的凹槽内。

图13 静载荷条件下整体应力云图

图14 静载荷条件下尾轴应力云图

从图15可以看出, 在该载荷作用下, 尾轴的最大变形为0.125 mm, 距花键齿根沿轴开口方向3 cm处的应力值为118 MPa, 与后续的半实物仿真试验结果对比, 误差在5%以内。

图15 静载荷条件下尾轴位移云图

4.2 冲击载荷工况

文中选取一种典型冲击工况, 即夹角25°拉力3.5 t的工况进行详述, 其他冲击工况分析不作说明。

图16为13 ms时尾轴应力分布云图。从图中可以看出, 最大应力为2362 MPa, 发生在花键齿根部, 超出材料屈服强度, 故在该位置处发生了材料塑性变形。

图16 13 ms时刻尾轴应力分布云图

图17为尾轴上最大应力点的应力响应随时间变化曲线, 由于载荷速度较快, 达到最大应力时间内只有2个周期振型。最大应力发生在13 ms。

图17 尾轴最大应力点应力随时间变化曲线(25°, 3.5 t)

图18和图19分别为尾轴在弯矩作用下受压、受拉一侧的应力云图。由图可知, 最大应力发生在受压一侧, 应力为2362 MPa, 材料屈服强度大于1300MPa, 灰色区域为超出材料屈服强度的区域(见图18); 尾轴受拉一侧最大应力为2172MPa (见图19), 超出材料屈服的区域更大, 故认为在该冲击载荷作用下尾轴容易发生破坏。

图18 弯矩作用下尾轴受压一侧应力云图

图19 弯矩作用下尾轴受拉一侧应力云图

图20为尾轴在13 ms时的位移云图, 可以看出, 在整个冲击载荷作用下尾轴发生的最大变形为5.384 mm。图21为冲击载荷作用在尾轴上的能量曲线图, 可以看出, 外力做功所产生的能量主要转化为内能, 动能较小。总能量趋于0, 可保证较高的分析精度。经过分析, 在受压、受拉的两侧花键齿根部, 分别有2处很大塑性变形, 可认为此工况下尾轴会发生破坏。

图20 13 ms时尾轴位移云图

图21 冲击载荷作用在尾轴上的能量曲线图

5 半实物仿真试验

5.1 静载荷承载试验

为验证数值仿真的真实性, 提高尾轴及其他零件设计、仿真计算的可靠性, 设计了一套以尾轴、相应的工装和数据采集系统为主的试验装置, 加工了尾轴改进设计结构件, 对试验装置及尾轴承载能力进行实物验证。试验状态如图22所示。

图22 静态载荷拉力试验装夹状态

试验装置设计为带角度的拉力状态, 通过调整被测品固定工装和拉力机之间的距离, 实现夹角和载荷拉力线性可调, 并可进行精确测量及重复测试。在确定尾轴静载拉力试验方法时, 预先用铝制试件进行了快速加载试验, 由预紧状态快速加载至20 000 N, 加载时间为15～20 ms, 过冲至25000 N。因此确定静态拉力试验方法时, 认为从预紧状态快速加载至30 000 N所需时间应可控制在30 ms以内。但在实际试验时发现, 由于尾轴需装配在尾段壳体上, 并通过试验工装固定在试验机下端, 试验机的施力端通过销轴、空中稳定装置的解脱机构[9]、排气阀与尾轴连接[10], 这些串联机构形成的组合体进行试验时预紧力无法消除间隙, 造成加载时间的延长, 使得加载速度未达到预期要求。

5.2 动载荷拉力试验

由于静载荷承载试验不能充分模拟鱼雷尾轴空中真实工况, 需进行水平冲击尾轴的动载荷拉力试验。试验原理如图23所示。

图23 动载荷拉力试验装夹状态

试验中, 水平冲击试验台在活塞推力和液压刹车力共同作用下, 按照要求的加速度曲线前进, 尾段通过试验辅具固定安装在水平试验台上, 解脱机构后面固定连接一配重载车, 重块仅受到台面上在竖直方向的支撑力, 水平方向运动无约束, 可水平无摩擦滑动。当整个试验台加速运动时, 重块的惯性对尾轴产生向后拉力, 从而模拟冲击载荷工况。

试验时, 在尾轴上贴有8组应变片, 其中6组单向应变片, 2组三向应变片, 用来获取尾轴的各位置点应变(应力)。在解脱机构与重块之间连接着力传感器, 可实际测量施加在尾轴上的拉力。试验中获得的一组应变片测试的加载曲线(红色)与理论载荷曲线(绿色)吻合情况如图24所示, 图中其余曲线为传感器实际测试值。

图24 动载荷拉力试验载荷曲线

水平冲击台基本按预期的加速度曲线运动, 各传感器数据采集正常。试验后进行检查, 产品连接状态符合设计要求, 经过试后对测试产品检查与试验结果分析, 并将被试产品与实际飞行试验产品进行对比, 动载拉力试验可较为真实地模拟飞行时尾轴所受到的载荷工况。

6 结束语

文中利用Abaqus仿真软件对鱼雷尾轴模拟件及空中稳定装置连接部位的结构和强度进行冲击仿真分析, 并利用仿真分析优化后的结果设计的尾轴进行半实物试验, 尾轴组件仿真计算与半实物试验采集的数据经过对比, 能确认Abaqus对尾轴组件薄弱环节定位准确, 工况设计、参数设定和模型简化等均可指导尾轴结构设计工作,具体结论如下:

1) 根据多种工况状态下的结果分析可知, 尾轴在受压、受拉两侧的花键齿根部位置处, 分别有两处很大区域的塑性变形, 可确定尾轴在此处存在薄弱环节, 结构设计及加工时, 需对此处进行一定的加强或工艺强化处理;

2) 根据仿真计算结果, 对尾轴的结构尺寸、材料等进行了改进, 并通过半实物试验对改进的尾轴结构设计、材料和加工工艺等进行校核, 验证了尾轴结构设计及开伞冲击仿真计算的双循环设计流程的有效性和可行性;

3) 数值仿真分析与半实物仿真试验相结合, 可模拟火箭助飞鱼雷的战斗载荷尾轴与空投附件在真实空中极端工况时出现的问题, 提前进行分析与复现, 并得到有效解决, 为实际飞行可能出现的故障排除了隐患。

下一步将解决复杂三维部件分割后, 生成二次四面体单元网格与单元类型不协调问题, 进一部简化模型和降低计算量, 并尝试利用不同算法得到的网格, 以缩短建模时间。

[1] 尹韶平, 刘瑞生. 鱼雷总体技术[M]. 北京: 国防工业出版社, 2001.

[2] 赵琪, 尹韶平, 王中, 等. 基于MATLAB的鱼雷推进轴系弯曲振动涡轮频率计算[J]. 鱼雷技术, 2015, 23(2): 7-13.

Zhao Qi, Yin Shao-ping, Wang Zhong, et al. Calculation of Whirling Frequency in Flexural Vibration of Torpedo Propulsion Shafting Based on MATLAB[J]. Torpedo Te- chnology, 2015, 23(2): 7-13.

[3] 刘展. ABAQUS6.6基础教程与实例详解[M]. 北京: 中国水利水电出版社, 2008.

[4] 赵腾伦. ABAQUS6.6在机械工程中的应用[M]. 北京: 中国水利水电出版社, 2007.

[5] 张俊飞, 顾克秋, 付帅. 基于Abaqus的壳体单元组合建模研究[J]. 机械制造与自动化, 2014, 43(3): 102-108.

Zhang Jun-fei, Gu Ke-qiu, Fu Shuai, Study of Modelling on Combination of Solid and Thin-shell Elements Based on Abaqus[J]. 2014, 43(3): 102-108.

[6] 龚思楚, 张宪政, 梅李霞, 等. 基于Abaqus接触算法结构强度分析[J]. 教练机, 2016(4): 28-31.

Gong Si-Chu, Zhang Xian-Zheng, Mei Li-xia, et al. Structure Strength Analysis Based on Abaqus Contact Ari- thmetic[J]. Trainer, 2016(4): 28-31.

[7] 刘杰, 郭聪兰. 基于Abaqus的转向节转向球销装配变形的有限元分析[J]. 科技创新与应用, 2015(18): 60-60.

[8] 周炬, 苏近英. Ansys Workbench有限元分析实例详解(动力学)[M]. 北京: 人民邮电出版社, 2019.

[9] 帅智浩, 徐新栋, 李兵, 等. 鱼雷空投附件模块化设计探讨[J]. 水下无人系统学报, 2019, 27(5): 580-588.

Shuai Zhi-hao, Xu Xin-dong, Li Bing, et al. Discussion on Modular Design of Airborne Torpedo Accessories. Journal of Unmanned Undersea Systems[J]. 2019, 27(5): 580-588.

[10] 杨世兴, 李乃晋, 徐宣志. 空投鱼雷技术[M]. 云南: 云南科技出版社, 2011.

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, 高级工程师, 主要研究方向为空投结构与噪声技术控制.

沙琪, 徐新栋, 郭君. 鱼雷尾轴开伞冲击仿真及试验分析[J]. 水下无人系统学报, 2021, 29(3): 350-356.

(责任编辑: 杨力军)