某种新型机载导弹发射架闭锁机构设计分析与研究

李海军，王殿宇

(海军航空工程学院 兵器科学与技术系，山东 烟台　264001)



某种新型机载导弹发射架闭锁机构设计分析与研究

李海军，王殿宇

(海军航空工程学院 兵器科学与技术系，山东 烟台264001)

摘要：弹射装置及其挂钩的闭锁机构是机载导弹发射架的关键部件，其性能关系到导弹能否快速、准确并且安全地被弹射；在用弹簧蓄能弹射的基础上，提出了一种新型弹射装置闭锁机构及挂钩闭锁机构，设计同步解锁装置使两闭锁机构能够同时解锁，并对其各部分进行受力分析与计算，得到可以满足开锁闭锁条件的解锁力，结果表明：此设计可以合理应用于机载导弹弹射系统。

关键词：机载导弹；发射架；闭锁机构；机械设计；受力分析

Citation format:LI Hai-jun, WANG Dian-yu.Design Analysis and Research of A New Type of Aircraft Missile Launcher Lock Mechanism[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2016(3):6-8.

弹射装置是导弹发射系统的一个重要组成部分，担负着运载导弹和发射导弹的任务。机载导弹的弹射方式按弹射动力源又可分为冷弹射和热弹射。目前我军机载导弹广泛采用技术相对比较成熟的，以抛放弹为动力源的热弹射方式，但是高压燃气烧蚀零部件、需要经常清洗弹射筒等缺点。冷弹射则采用清洁能源，如高压冷气或者弹簧压缩蓄能弹射等。

本文在以弹簧蓄能弹射SDB小型炸弹的基础上，对弹射杆的闭锁机构以及导弹挂钩的闭锁进行研究分析，设计了一种新型的闭锁方式以及同步解锁装置，并对其进行受力分析和强度分析，确定最小开锁力。

1弹射机构

1.1弹射杆结构原理

如图1所示，弹射杆分为可伸缩的两级，安装在套筒中，弹簧分别固定在弹射杆的顶部和底部金属座。金属座内部装有楔形块卡锁，在套筒壁上开凹槽，使楔形块能够刚好卡在槽中。安装时先用金属块堵住套筒中部的凹槽，再将弹射杆下端底座卡在套筒底部凹槽中，安装完毕后如图1中左图所示。压缩蓄能时，液压杆推动弹射杆顶部金属座下压，当金属座运动到套筒中部的凹槽处，楔形块由于弹簧作用伸出，卡在凹槽中如图1右图所示，阻止弹射杆向上回弹。 弹射时，通过同步解锁机构推动楔形块，解开弹射杆与套筒之间约束，弹射杆内第二级活塞瞬间弹射作用在悬挂物上。

弹射杆金属座内部结构如图2所示，两个楔形块被弹簧连接安装在底座中，底座两端带有凸槽限位结构，阻止楔形块滑出底座，但不影响楔形块回缩。弹簧杆外部套筒上开出如图所示梯形槽。弹簧杆闭锁时，由于弹簧力作用，两端的楔形块从底座伸出，卡在套筒的楔形槽中。解锁时通过挂钩解锁机构，带动连杆推动楔形块两端，使其失去平衡回缩进弹簧杆底座中。套筒底部设计坡度，使弹簧杆回收时楔形块能够受力回缩进底座内部。

图2　弹簧杆底座闭锁示意图

1.2弹射杆闭锁力及强度计算假设弹簧底座一共受到6 000 N的压力，则F压为3 000 N。首先对其进行强度分析，楔形块机构尺寸如图3所示，受力面积：

A=0.03×0.03=9×10-4m2

其所受剪切应力为

τ=F压/A≈333MPa

图3　楔形块尺寸及受力分析图

再对楔形块进行受力分析，当力达到平衡时，可得方程组：

(1)

(2)

其中，FN为弹簧杆外套筒对楔形块的支持力；F压为弹簧杆底座对楔形块产生的压力；f为套筒与楔形块之间静摩擦力，Fmax为其最大静摩擦力，μ为滑动摩擦系数；θ为楔形块坡度角。

由式(2)可得μ≥tanθ，若选用铝合金材料的楔形块和套筒，可查得其滑动摩擦系数μ≈0.29，反推可得当θ≤16.2°时，楔形块水平方向上所受推力始终小于最大静摩擦力，当楔形块的强度足够时，其与套筒间不会产生相对运动。

解锁时，通过推杆推动两端楔形块，使其失去平衡回缩进弹簧杆底座中。此时所受摩擦力为滑动摩擦力，f=FN×μ，代入式(1)可得：

(3)

在式(2)中加入推力F推以及弹簧反力F弹，可得解锁时楔形块水平方向受力方程：

(4)

将式(3)代入式(4)可得不等式

(5)

若要使解锁力达到最小，一方面要使μ-sinθ达到最小，由于μ大小已知，θ≤16.2°，不妨取θ=16°；另一方面需要选取尺寸适宜且弹性小的弹簧。

结合设计尺寸，选则线粗d=1.5 mm，长度L=70 mm，外径D=20 mm的弹簧，又知弹簧刚度系数公式：

(6)

其中:G为弹簧材料切变模量；n为弹簧有效圈数；C为旋绕比，即弹簧直径D与线粗d比值，此时C=13.3。在此选取较高的耐磨损，耐腐蚀和防磁性能的锡青铜线作为材料，其切变模量通常为40 000 MPa 。查阅机械手册可知长度为70 mm的弹簧通常圈数n0为17圈，有效圈数n可取15，代入式(6)可得k≈0.29 N/mm。

又知弹簧最大压缩量为x=40 mm，则最大回弹力F弹=kx≈11.6 N。将已知数据代入式(5)可得F推≥23.1 N。

2挂钩闭锁装置原理

挂钩闭锁机构如图4所示，通过外力同时作动前后两个解锁摇臂，通过连杆运动，使前后挂钩同时失去滚轮摇臂的支撑，在开钩作用力、扭簧和载荷的作用下同步打开前后挂钩；由于分为前后两组，可分别传动，当挂物悬挂时，吊耳分别顶压前后挂钩的鼻状臂，使挂钩旋转，滚轮摇臂的滚轮从挂钩凹槽中滑出，在扭簧作用下，作动传动机构，当吊耳上顶到位时，滚轮进入挂钩锁闭位置，挂钩闭锁。

该传动机构是在四连杆的基础上，利用杠杆原理，结合滚轮搭接形式的二力杆结构建立运动模型，合理减载，将载荷的影响控制在挂钩和滚轮摇臂这两个零件，不再向下传递，滚轮摇臂以后的传动连杆仅需承受开钩力的影响，故该传动机构能够有效地控制传动机构和所受载荷在可承受范围内。

图4　挂钩闭锁机构开闭锁示意图

3同步解锁机构

3.1同步解锁机构原理

如图5所示，利用杠杆原理设计类似于夹子的省力装置来进行同步解锁。此同步解锁装置由两个S形曲杆和一系列连杆组成，上半部分环绕在弹簧杆套筒外围，两滑块对准弹簧杆底座的楔形块；中间连接部分打孔，通过销子固定，两曲杆可以销子为中心转动；底部通过连杆与挂钩闭锁装置上的解锁摇臂相连接，解锁时，电磁铁通电，吸力使解锁摇臂下压，同时带动连杆拉动同步解锁装置，连杆又带动两边曲杆收紧，使滑块推动楔形块回缩，从而解锁弹簧杆。

3.2解锁力计算及电磁铁选取

由力的平衡原理可得：

F推sinα×L1=F杆sinβ×L2

(7)

F拉cosγ=F杆

(8)

(9)

已知套筒直径为65 mm，两端滑块长度为20 mm，故可知：

将已知数据代入式(9)可得F拉≈23.2N，进而可知解锁两端弹簧杆所需总拉力：

F=4×F拉≈92.9N

若选取吸力为15 kg的电磁铁作为开锁动力源，即可满足开锁要求。

图5　同步解锁机构示意图

4弹射杆回收原理

当弹射完成后需要回收时，首先，挂钩闭锁机构中的电磁铁断开电流，开钩摇臂由于拉簧作用回到闭锁位置，通过连杆传动使挂钩回到原位，推动同步解锁机构使曲杆将滑块拉出套筒；然后，作动器控制液压杆向上回收，如图6所示，液压杆先通过连杆将楔形块拉回金属座内，当楔形块完全回缩时，液压杆刚好运动接触到金属挡板，进而带动弹射杆一起向上回收；由于套筒底部坡度设计，弹射杆下端金属座中的楔形块被挤压回缩，当向上运动到套筒底部的凹槽时，楔形块再次伸出，将弹射杆底部金属座锁紧在套筒中。至此弹射机构完全回复到初始状态。

图6　弹射杆回收原理图

5结论

本文在利用弹簧蓄能弹射的背景下，设计了一种新型的弹射杆弹射及闭锁机构，并设计同步解锁装置使其与挂钩闭锁机构能够达到同步解锁。通过对楔形块和同步解锁机构的受力分析及强度分析，找到最佳设计尺寸，计算出所需最小解锁力，选取合适的电磁铁用作解锁的动力源。此设计对于将弹簧蓄能弹射应用于机载导弹的发射具有重要参考价值。

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(责任编辑周江川)

Design Analysis and Research of A New Type of Aircraft Missile Launcher Lock Mechanism

LI Hai-jun, WANG Dian-yu

(Department of Armament Science and Technology, Naval Aeronautical and Astronautical University, Yantai 264001, China)

Abstract:Ejection device and hook locking mechanism are key components in the airborne missile launcher, and its performance is related to whether the missile can have a rapid, accurate and safe ejection. On the basis of spring energy storage ejection, this paper put forward a new type of ejection device blocking mechanism and hook locking mechanism, and synchronous unlock device was designed to make the two locking mechanism unlock at the same time, and had the force analysis and calculation of its parts, and got the releasing forces satisfied the unlock conditions. The lock closure condition results show that the reasonable design can be applied by the airborne missile ejection system.

Key words:airborne missile; launcher; locking mechanism; mechanical design; force analysis

文章编号：1006-0707(2016)03-0006-04

中图分类号：TH122；TJ768.2

文献标识码：A

doi:10.11809/scbgxb2016.03.002

作者简介：李海军(1966—)，男，教授，主要从事航空导弹测试与故障诊断研究。

收稿日期：2015-07-29；修回日期：2015-09-15

本文引用格式：李海军，王殿宇.某种新型机载导弹发射架闭锁机构设计分析与研究[J].兵器装备工程学报，2016(3):6-8.

【装备理论与装备技术】