折叠翼展开机构测试装置设计与试验验证

胡　明　章　斌　陈文华　田芳菲　张　虹　周小红

1.浙江理工大学机电产品可靠性技术研究浙江省重点实验室,杭州,3100182.北京机电工程研究所,北京,100074



折叠翼展开机构测试装置设计与试验验证

胡明1章斌1陈文华1田芳菲1张虹2周小红2

1.浙江理工大学机电产品可靠性技术研究浙江省重点实验室,杭州,3100182.北京机电工程研究所,北京,100074

基于折叠翼展开机构的工作原理和功能需求，确定了折叠翼展开机构性能参数测试方法，完成了其测试装置的设计及原理样机研制。应用所研制的折叠翼展开机构测试装置进行折叠翼展开性能试验，获得其各项性能指标，并通过不同转矩下折叠翼展开机构测试装置试验，分析其性能参数变化规律。结果表明：弹翼能迅速展开到位，锁紧销与过位挡块能实现翼面准确定位、可靠锁定，且展开过程中各部件之间相互无干涉，满足设计要求。

折叠翼；展开机构；测试装置；试验验证

0　引言

折叠翼用于缩小导弹横向尺寸,节省发射装置贮运空间，便于箱筒式发射，增加车辆、舰艇和飞机等的运载能力,提高武器装备的综合作战效能。折叠翼展开机构主要用于保证折叠翼面的顺利展开，其性能直接影响展开的快速性、稳定性及可靠性。目前，折叠翼主要应用于战术导弹和巡航导弹，且通常在大翼展巡航导弹中使用，如美国的ALCM和SLCM导弹翼面[1-3]。

国内学者针对折叠翼测试装置的设计与展开试验进行了相关研究。刘贺等[4]对折叠翼负载模拟系统进行了设计,设模拟系统可等效模拟弹翼旋转90°的展开过程。马玉勇等[5]以剪刀翼展开机构为对象,设计了折叠翼展开负载模拟装置，模拟不同飞行攻角条件下折叠翼展开时的升力负载和阻力负载。李莉等[6]设计了一套剪刀式折叠翼测试装置，测得了展开过程中燃气作动筒驱动力对折叠翼展开性能的影响，并测试了展开时间、冲击加速度及左右折叠翼的展开同步性。

折叠翼展开过程中的性能评价参数主要包括展开时间、展开角度、翼展同步性、展开后对弹体的冲击力等。为获得折叠翼展开机构的上述性能指标，需对折叠翼展开机构进行测试装置设计及展开性能试验研究[7-8],以保证导弹发射后的正常飞行和成功完成预定任务。

1　折叠翼展开机构工作原理

折叠翼展开机构主要由翼面、驱动装置、展开机构、定位和锁紧机构组成，如图1所示。其中，电动缸1是折叠翼展开机构驱动装置用于提供翼面展开驱动力的;推杆2用于传递推力和承受载荷的作用；过位挡块3缓冲翼面展开到位瞬间发生的冲击；当翼面展开到达预定位置时，锁紧销4使其定位锁紧。折叠翼展开机构工作过程如下:电动缸1接到信号后工作，推动推杆2,传递动力，将剪切销剪断，推动翼面7绕旋转轴5旋转展开，直至锁紧销4动作将翼面7定位、锁紧。通过上述各组成部件的及时、准确动作，保证翼面展开到规定位置。

1.电动缸　2.推杆　3.过位挡块　4.锁紧销　5.弹翼旋转轴　6.到位传感器　7.翼面图1　折叠翼展开机构示意图

折叠翼的展开性能关系到导弹发射后能否正常飞行，是设计折叠翼时的重要指标,应满足以下条件:①折叠翼能迅速展开到位，工作可靠，展开时间在1 s以内。②展开到位后，定位准确,展开角度为90°,允许偏差为±0.5°。③折叠翼完全展开到位后，锁紧可靠，且锁定后弹翼快速稳定。

2　折叠翼展开机构测试装置设计

根据折叠翼展开机构的工作原理与性能要求，完成测试装置的设计及其原理样机研制，为折叠翼展开机构的性能试验提供测试平台。

2.1测试装置功能

根据折叠翼展开机构在展开过程中需测量的特征量，要求所设计的测试装置必须具有以下功能:①测试折叠翼展开性能。测试折叠翼展开机构能否顺利展开,同时测试其展开时间、展开角度。②测试折叠翼展开过程的冲击力。包括剪切销冲击力、过位挡块冲击力和锁紧销冲击力。③测试折叠翼的振动。测试折叠翼展开过程中翼面上不同位置的振动情况。

2.2测试装置结构组成

折叠翼展开机构测试装置主要由折叠翼展开机构、气动载荷模拟装置、测试系统和试验台四部分组成。

(1)折叠翼展开机构。作为测试装置的试验对象，折叠翼展开机构的结构模型如图2所示。

图2　折叠翼展开机构结构模型

(2)气动载荷模拟装置。折叠翼展开机构测试装置设计的关键在于模拟折叠翼展开时所受到的气动载荷,本文采用斜面上升法模拟,其模拟装置主要由万向球和模拟墙组成，如图3所示。万向球的支承底座通过销钉固定于折叠翼压心处，在折叠翼展开过程中，万向球沿着模拟墙运动，万向球随着模拟墙高度的上升而上升，从而实现对翼面变形的模拟，进而间接地模拟折叠翼的气动载荷。

1.万向球　2.模拟墙　3.翼面图3　气动载荷模拟装置示意图

(3)测试系统。包括展开时间测量模块，剪切销、锁紧销和过位挡块的冲击力测量模块以及翼面振动测量模块等。

(4)试验台。试验台由支撑平台、地脚和螺旋升降机构组成，如图4所示。试验台上方安装支撑平台，用来支撑折叠翼展开机构；试验台下方安装地脚，方便测试平台的移动；螺旋升降机构则是利用螺旋传动原理将螺母的转动转化为试验台的上下移动，用来调节试验台的水平。

1.支撑平台　2.地脚　3.螺旋升降机构图4　折叠翼展开机构试验台

2.3折叠翼展开机构性能参数测量方法

折叠翼展开机构性能参数包括展开时间、关键部位冲击力和翼面振动。确定各特征参数的测量步骤如下：选择传感器类型、选定对应传感器量程、确定传感器测量方法和安装位置等。

(1)展开时间测量。折叠翼展开机构的展开时间要求在1 s以内，展开时间用光电编码器进行测量，翼面的起始点(信号开始时刻)到终止点(信号终止时刻)为展开时间t，根据光电编码器测量的角位移曲线经运算获取折叠翼展开的角速度和角加速度曲线。

(2)冲击力测量。折叠翼展开机构冲击力大小采用电阻应变式测力传感器(冲击力传感器)进行测量，而在展开过程中产生的冲击力有剪切销冲击力、锁紧销冲击力和过位挡块冲击力，上述冲击力的测试模块如图5所示。

1.剪切销冲击力测试模块　2.锁紧销冲击力测试模块　3.过位挡块冲击力测试模块　4.电动缸图5　冲击力测试模块

选用的传感器型号为JHBM和JLBS。JHBM型传感器的主要特点是尺寸小、低高度、全密封，适用于空间有限的场合；JLBS型传感器承受拉压力均可，具有测量精度高、稳定性好、温度漂移小等特点。

在折叠翼展开过程中，剪切销的主要功能是展开前对折叠翼定位，展开时剪切销被剪断，且折叠翼展开。剪切销的冲击力采用冲击力传感器进行测量,其传感器布置如图6所示。

1.传感器盖　2.冲击力传感器　3.剪切销图6　剪切销冲击力测试装置示意图

锁紧销的主要功能是当折叠翼展开到终止位置时对折叠翼进行自动锁紧。由于锁紧销是通过插入到折叠翼方式锁紧的,故在测试冲击力时传感器与锁紧销的连接需通过修改锁定销的结构形式实现，如图7所示。首先将S形压力传感器固定安装在上盖板上，通过设计转接件连接到锁定销。既保证实现锁紧销的锁定可靠，又能将冲击力反馈到压力传感器上。

1.锁紧销　2.转接件　3.S形压力传感器图7　锁紧销冲击力测试装置示意图

过位挡块既能保证折叠翼展开时不会过位展开，又能辅助锁紧销对折叠翼进行锁定。为了测量过位挡块冲击力，设计其冲击力测试装置，如图8所示。

1.压力传感器　2.过位挡块1　3.过位挡块2　4.下底板图8　过位挡块冲击力测试装置示意图

(3)翼面振动测量。折叠翼的翼面振动采用加速度传感器进行测量，在翼面上安装6个加速度传感器来采集6处位置的加速度曲线，传感器在翼面上的布局如图9所示，并根据加速度曲线来分析翼面的振动情况。测试过程中采样频率为100 次/s,绘制在连续单位时间内翼面沿加速度传感器轴向位移随时间变化曲线，进而分析出翼面的振动情况。

图9　加速度传感器分布图

在传感器的选择上，考虑到减少对翼面结构或质量的影响，选用吸附式和非接触式的加速度传感器LC0103，可将传统的压电加速度传感器与电荷放大器集于一体，能直接与记录、显示和采集仪器相连接，简化了测试系统，提高了测试精度和可靠性。

2.4折叠翼展开机构测试装置总成

本文设计的折叠翼展开机构测试装置原理样机如图10所示。该样机可用于模拟折叠翼展开机构在发射状态下的展开过程，并测得展开时间、各部件冲击力及折叠翼的振动情况等。

图10　折叠翼展开机构测试装置原理样机

3　折叠翼展开机构原理样机性能试验

利用所研制的折叠翼展开机构测试装置原理样机对折叠翼进行展开性能试验。将驱动电机力矩设置为5 N·m,折叠翼展开机构冲击力测量结果如图11所示。

(a)剪切销冲击力曲线

(b)锁紧销冲击力曲线

(c)过位挡块冲击力曲线图11　折叠翼展开机构冲击力测试结果

本次试验测得折叠翼展开时间为0.875 s,展开角度为90.24°。由图11a可知,在折叠翼展开初始阶段剪切销所受冲击力逐渐增大直至剪断,剪断时剪切销受到的最大冲击力为6426 N;由图11b可知,锁紧销是在折叠翼展开即将到位时开始起作用，锁定过程中产生了多次冲击后完成锁定,其最大冲击力为4276 N,说明锁紧销在插入翼面销孔后与翼面发生多次撞击后才完成折叠翼的锁定;由图11c可知,折叠翼展开机构展开到位时撞击到过位挡块,对过位挡块产生了瞬时冲击力,其最大冲击力为5428 N，说明折叠翼在展开到位时撞击过位挡块一次，反弹后即完成了折叠翼锁定。

在对翼面振动情况进行测量后，得到结论：折叠翼展开机构在展开初始位置和展开到位时振动较大，其他时间段振动较小且平稳，表明折叠翼在展开动作开始时剪切销被剪断和到位时翼面与锁紧销、过位挡块发生了碰撞，而在展开过程中翼面未与其他部件发生干涉碰撞。

由于电机取不同转矩时，电动缸的输出推力值均不同，若改变电机转矩，其他试验条件不变，即可实现在不同驱动力下的折叠翼展开试验。分别设置电机转矩为5～10 N·m进行折叠翼展开性能试验，其试验结果见表1。

表1　折叠翼展开过程测试数据

由表1可知,随着电机转矩的增大，电动缸最大推力逐渐增大，展开时间逐渐缩短，展开角度在90±0.5°以内,说明折叠翼每次均能展开到位且安全可靠锁定。随着电动缸最大推力的增大，锁紧销和过位挡块受到的最大冲击力均逐渐增大，而剪切销受到的最大冲击力则基本保持不变。原因是驱动力增大会使折叠翼展开到位时速度增大,折叠翼动能增大导致翼面与锁紧销和过位挡块的碰撞越激烈，而剪切销所受的最大冲击力则在折叠翼开始展开时产生,它主要取决于剪切销的材料和剪断部位的径向尺寸，故电动缸推力对剪切销所受最大冲击力影响相对较小。

4　结论

(1)本文基于折叠翼展开机构工作原理和功能需求，完成了其测试装置的设计及原理样机研制。

(2)应用所研制的折叠翼展开测试装置，进行了不同转矩下的原理样机性能试验。试验结果表明：所采用的试验方法可行,测得试验数据可靠，满足设计指标要求。

(3)研究结果为折叠翼展开机构的可靠性评估和后续工程应用提供了依据。

[1]余旭东,葛金玉,段德高,等.导弹现代结构设计[M].北京:国防工业出版社,2007.

[2]Yu Mengge,Zhang Jiye,Zhang Weihua.Multi-objective Optimization Design Method of the High Speed Train Head[J].Journal of Zhejiang University-Science A,2013,14(9):631-641.

[3]Vidal C A,Filho M K,Takahashi W K,et al.Application of Sensitivity Analysis for Optimization of a Satellite Structure[J].Journal of Spacecraft and Rockets,2000,37(3):416-418.

[4]刘贺,吴伏家.弹翼智能负载模拟系统[D].太原:中北大学,2010.

[5]马玉勇,吴建军,屠小昌,等.燃气作动筒弹翼展开负载模拟装置研究[J].航天制造技术,2008(2):30-33.

Ma Yuyong,Wu Jianjun,Tu Xiaochang,et al.The Research on Loading Simulator of Combustion-gas-actuated Folded Wings Deployment[J].Aerospace Manufacturing Technology,2008(2):30-33.

[6]李莉,吴斌.折叠翼展开性能仿真研究与实验[D].西安:西北工业大学,2005.

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(编辑陈勇)

Test Device Design and Experimental Verification of Deployable Mechanism of Folding-wing

Hu Ming1Zhang Bin1Chen Wenhua1Tian Fangfei1Zhang Hong2Zhou Xiaohong2

1.Zhejiang Province’s Key Laboratory of Reliability Technology for Mechanical and Electrical Products,Zhejiang Sci-Tech University,Hangzhou,310018 2.Beijing Research Institute of Mechanical & Electrical Engineering.Beijing,100074

Based on working principles and functional requirements of folding-wing deployable mechanism,the performance parameter measurement method of a folding-wing deployable mechanism was determined,the test device design and development of principle prototype was completed.Using the developed test device of the deployable mechanism of folding-wing,spread experiments were carried out and the various performance indicators were obtained.According to multiple spreading experiments in different torques,performance parameters the regulations were researched.The group test data show that the folding-wing can unfurl to the appointed place quickly,can be located accurately and locked reliably,and there is no interference between each part during the deployment process.

folding-wing;deployable mechanism;test device;experimental verification

2014-09-15

国家自然科学基金资助项目(51375458);浙江省自然科学基金资助项目(LZ12E05004);高等学校博士学科点基金优先发展项目(20123318130001)

TJ760.6DOI：10.3969/j.issn.1004-132X.2015.14.003

胡明,女,1976年生。浙江理工大学机械与自动控制学院教授、博士。主要研究方向为宇航空间机构设计及其可靠性技术。章斌,男,1989年生。浙江理工大学机械与自动控制学院硕士研究生。陈文华，男，1963年生。浙江理工大学机械与自动控制学院教授、博士研究生导师。田芳菲，女，1993年生。浙江理工大学机械与自动控制学院硕士研究生。张虹，女，1968年生。北京机电工程研究所高级工程师。周小红，女，1976年生。北京机电工程研究所高级工程师。