可调节固定式减振限位器结构研究与应用

金 玲，张 程,2，张 晶，宋 磊，许俊伟



可调节固定式减振限位器结构研究与应用

金 玲1，张 程1,2，张 晶1，宋 磊1，许俊伟1

（1．中国运载火箭技术研究院，北京，100076；2．国防科学技术大学航天科学与工程学院，长沙，410073）

飞行器在垂直热发射同心筒内贮存、运输过程中，减振限位器起到固定、支承、平衡飞行器及发射导向的作用。减振限位器必须具有较好的减振性能、力学强度和良好的成型工艺性。由于舰载同心筒发射要求发射过程中不能有抛出物，因此采用固定式减振限位器，即减振限位器固定在发射筒内壁面不随飞行器运动实现分离。同时提出可调节设计思路，通过改变自身尺寸来适应发射筒尺寸，降低发射筒加工精度及成本。可调节固定式止动减振器主要从结构方案、材料性能、动力学分析及试验等多方面开展设计。该结构可适用于不同尺寸的发射筒内壁，实现飞行器在发射筒内的导向、支撑固定、减振及发射分离等多种功能外，实现了发射过程中抛撒物的有效控制，降低了发射筒生产成本，其技术成果可直接应用于舰载、陆基等多种筒式发射系统中，具有广泛应用价值。

减振限位器；可调节；固定式；减振材料

0 引 言

同心筒式发射装置适用于舰载垂直发射系统，采用同心布置的内外筒可作为舰载武器贮存、运输及发射的容器。传统的同心筒结构多由两个同心圆筒组成，适合小尺寸与无翼飞行器发射，难以实现大尺寸有翼飞行器的同心筒发射。相比于现有同心筒结构，提出一种异型筒，为非封闭式筒结构，能够实现大尺寸有翼飞行器同心筒垂直热发射。

减振限位器结构是该异型同心筒式发射装置中飞行器与发射筒之间的连接和支撑装置，对飞行器在发射筒中的贮存、运输、装卸和发射有极其重要的作用，该结构设计技术是发射系统的关键技术之一。

而该新型结构面临一项技术难题，即发射系统的调节支撑限位结构设计。在飞行器装填异型薄壁非封闭式、尺寸偏差较大的发射筒后，需要一种可调节固定式的支撑减振限位结构，该结构实现了大型飞行器支撑在薄壁非封闭式尺寸偏差较大的发射筒内，并且同时满足垂直热发射通垂同心筒在飞行器发射过程中不能有抛出物的要求。

现有减振限位器结构均为调节范围较小的高匹配性结构，对发射筒的尺寸精度要求较高，因此增加了发射筒的加工成本，并加大了结构的安装难度。而可调节式限位器结构，是在发射筒加工精度不高、尺寸偏差较大的情况下提出的一种可通过改变自身尺寸来适应发射筒尺寸的结构。

可调节固定式减振限位器，可安装于不同尺寸的发射筒内壁，使飞行器与发射筒之间具有一定范围壁面缝隙调节量，降低了发射筒的加工精度，有效减小了成本，并可以实现飞行器在发射筒内的导向、支撑固定、减振及发射分离功能。该结构方案可推广应用于各种同心筒发射结构中。在飞行器停放、运输过程中起到支撑固定与减振作用，在飞行器装填与发射过程中起导向作用，飞行器出筒后，减振限位器固定在发射筒壁面上，不随飞行器运动实现分离。

新型减振限位器必须具有良好的减振性能，且有一定的力学强度，成型工艺性好，容易预先设置预埋件。开展可调节固定式减振限位器的减振垫设计与力学性能分析，主要从结构方案、材料性能、动力学分析及试验等多方面开展设计。

1 整体布局设计

减振限位器为弧形，与发射筒采用螺纹固定连接方式，在发射筒4个象限中心的筒壁上对称布置，沿轴向安装10片减振限位器，上部布置较密，下部稍疏，如图1所示。

图1 减振限位器布局

在装配中，先对发射筒的尺寸进行测量，在飞行器与筒之间间隙量较大的减振限位器安装处，调节预设件的厚度来调节减振限位器高度以适应间隙量的不同，实现可调节的功能。由于减振限位器飞行器发射脱离发射筒后，减振限位器不随飞行器离开发射筒，实现了与飞行器的自分离功能。

2 结构组成

可调节固定式减振限位器主要由基体、连接组件及预设件等组成，如图2所示。

图2 减振限位器结构系统组成

1 —基体；2—连接组件；3—预设件

基体由基层及表层减阻面组成，其中基层材料为聚氨酯泡沫，不可压缩，具有较好的缓冲和抗冲击特性，主要用于减振；表层减阻面采用表面喷涂聚四氟乙烯，减小摩擦力，摩擦系数小于0.2。连接组件为适用减振限位器结构的特质螺栓。预设件在基体成型过程中提前安装在聚氨酯泡沫中，预设件与发射筒内筒通过连接组件进行连接。

设计参数如下：

a）理论间隙为-3.6～3.6 mm；

b）理论厚度为17 mm。

3 结构设计

3.1 基体设计

3.1.1 基层材料选择

减振限位器上基层主要作用是实现对飞行器的补偿和减振作用，通常要求具有良好的动静态压缩-变形特性以及抗蠕变、抗老化等优良性能。飞行器贮存环境的多样性，要求减振材料具有良好的弹性性能和耐候性能，能够耐高低温、湿气，具有抗菌性能。对材料的这些性能要求有时是相互矛盾的，需要根据不同发射平台的具体要求选择合适的材料和加工工艺。减振垫所采用的材料主要有橡胶类[1]（如天然橡胶、丁腈橡胶、丁基橡胶、乙烯丙烯橡胶、氯丁橡胶等）、聚氨酯弹性体、聚氨酯泡沫等或材料混合物。其中以聚氨酯弹性体和聚氨酯泡沫的应用最为广泛。

聚氨酯弹性体的性能及成型工艺特点如下：

a）聚氨酯弹性体成型工艺性良好；

b）聚氨酯弹性体密度可以根据不同用途进行调整，这种材料质量轻、强度大；

c）隔热性能良好，导热系数小于一般非金属材料；

d）耐化学性能良好；

e）耐温性能良好，可以用于-100 ℃的低温场合，也可以用于+120 ℃以内的高温领域。

f）聚氨酯弹性体不容易吸水，几乎是一种闭孔材料，吸水率较低。

聚氨酯弹性体的这些特点，决定其是制造减振垫的最佳材料。根据以上材料性能，选取聚氨酯弹性体作为减振垫的原始材料。

3.1.2 表层减阻面设计

聚四氟乙烯，一般称作“不粘涂层”或“易洁护物料”，是一种使用了氟取代聚乙烯中所有氢原子的人工合成高分子材料。这种材料具有抗酸抗碱、抗各种有机溶剂的特点，几乎不溶于所有的溶剂。同时，聚四氟乙烯具有耐高温的特点，它的摩擦系数极低，所以可作润滑剂使用，因此成为减振垫表层的理想涂料。

聚四氟乙烯氟聚合物具有的特性如下：

a）不粘性：大部分物质都不与聚四氟乙烯涂膜粘合，即使很薄的膜也显示出良好不粘附性能。

b）耐热性：聚四氟乙烯涂膜具有优良的耐热和耐低温特性。其熔点为327 ℃，高于其他一般的高聚物。短时间可耐高温到300 ℃，一般在240～260 ℃之间可连续使用，具有显著的热稳定性，在高温下不融化。在260 ℃时其断裂强度仍保持在5 MPa左右（约为室温的1/5），抗屈强度达114 MPa。

c）滑动性：聚四氟乙烯涂膜有较低的摩擦系数，负载滑动时摩擦系数产生变化，但数值在0.05～0.15之间，满足设计要求。

d）耐磨损性：在高负载下，具有优良的耐磨性能，具备耐磨损和不粘附的双重优点。

填充改性是在聚四氟乙烯中加入能经受烧结温度的填充物，显著提高聚四氟乙烯的机械强度、硬度及耐磨性，同时保持其它优良性能。

3.1.3 基层与减阻面的粘接

由于聚四氟乙烯具有表面能低，光滑且具有不粘性，故选用什么方法实现聚四氟乙烯的粘结非常重要。传统的粘结方法有萘溶液处理粘接法、钠液氨溶液处理粘接法、表面无须特殊处理的粘接三类粘接方法。这3种方法比较典型和常规，也比较保守，它们有一个共同的缺点：粘接时间长，过程复杂。单从效率方面来考虑，传统方法显然不十分理想。下面介绍的新型胶粘剂，可以解决这一问题。

SG-P-10粘接剂：该粘接剂由底涂剂P-10和瞬间强力胶SG-506组合的双组分、溶剂型胶粘接，适合于聚四氟乙烯与工件材料的快速粘合。粘接工艺：将被粘表面用丙酮或乙醇溶液擦洗干净，晾干；用底涂剂P-10分别刷涂被粘表面，晾干（6 min）；用强力胶SG-506快速粘接，10 s即可粘牢。

由于聚四氟乙烯薄膜表面过于光滑具有不粘性，在实际粘贴过程中会因为薄膜厚度而发生难以粘贴现象，必须要求聚四氟乙烯薄膜很薄，但是难以保证动力学使用过程的安全性。现有特殊发泡过程，受薄膜厚度影响较小。

采用聚四氟乙烯乳液为主要原料，添加一定比例的增稠剂、发泡剂等助剂，配制成涂层剂。将涂层剂导入泡沫发生器，通过控制系统控制发泡比和泡沫大小，用泡沫施加装置使泡沫均匀地涂敷在复合滤料表面，然后送入高温烘箱进行烘焙，冷却即可完成。

3.2 连接组件设计

连接组件包含特制内六角沉头螺钉及防松垫片，安装后连接组件低于安装孔的上表面，不与其他位置干涉，减小了整体体积。该连接结构根据减振限位器尺寸进行设计，内六角形式的沉头螺钉头部用料少、不易滑角、松紧螺钉时所受力矩较大，便于紧固和拆卸。防松垫片防止螺钉连接松动。整体结构具有安装方便，机械制造简便、成本低等特点。内六角沉头螺钉如图3所示。

图3 内六角沉头螺钉结构示意

3.3 预设件设计

图4为预设件结构，材料为金属，其厚度方向通过增加调节片来改变高度尺寸，达到调节间隙的目的。

图4 预设件结构图

4 烧蚀试验

减振限位器上的减振垫材料设计完成后，利用自由射流试验对多种减振垫材料的热冲击环境适应性进行考核，以验证减振垫方案的正确性。试验件产品及设备如图5、图6所示。

图5 减振垫材料烧蚀试验件

图6 自由射流试验设备

在试验方案策划时，重点考虑研制进度、成本及一次试验成功率等因素。试验采用卧式动力试验台，安装四喷管动力机，以构建减振垫在筒内受到的燃气流场环境，从而验证减振限位器的减振材料对热冲击环境的适应性。

试验过程中，发动机正常工作，减振材料表面喷涂聚四氟乙烯，经燃气流冲击后，表面有很薄一层粘附的软化物质。试验件整体结构保持良好，没有出现结构变形及厚度损失较多（超过0.5 mm）的情况。

通过考核验证，所选减振限位器产品能够满足燃气流的热冲击环境要求，该试验的圆满完成，是减振限位器新技术攻关的阶段性成果。

5 动力学分析方法[2,3]

减振限位器的动态响应仿真分析模型包含材料非线性、接触、摩擦、大位移和高速碰撞等问题，涉及高速非线性动力学和非线性材料特性等研究领域。根据飞行器发射要求，对飞行器出筒过程开展动力学仿真分析和结构优化，研究减振垫特性参数、结构尺寸以及布局对飞行器内弹道的影响，为飞行器发射系统总体方案和结构设计提供依据。

为了能较为准确地模拟飞行器发射瞬间各部位响应的情况，分析计算运用结构动力学的方法建立发射箱动力学刚柔耦合模型，进行飞行器发射动态响应计算。模型中考虑了系统复杂结构，处理了复杂的接触、碰撞、非线性问题。采用了壳单元、显式非线性动态方法模拟飞行器发射过程，较好地模拟了结构在动态过载作用下的动力学响应和动态特性。

图7为动力学分析曲线，分析得出减振限位器和飞行器间摩擦力、各道减振限位器动态响应及预压后减振限位器的刚度为=1.5×106N/m。通过动力学分析，得到减振垫特性参数及变形受力情况，为减振限位器及接口的具体结构尺寸设计提供依据。

图7 动力学分析曲线

6 结束语

可调节固定式减振限位器在设计上具有如下创新性和优点：

a）减振限位器具有面积小、厚度可调、与飞行器采用间隙配合方式的特点，有效减小了飞行器装填的阻力，降低了装填难度；

b）减振限位器与发射筒采用螺纹固定连接方式，飞行器发射脱离发射筒后，减振限位器不随飞行器离开发射筒，实现了与飞行器的分离功能，避免了发射出现抛洒物毁伤舰船的问题；

c）减振限位器可安装于不同尺寸的发射筒内壁，增加飞行器与发射筒之间的间隙调节量，操作方便，降低加工精度及成本。

可调节固定式减振限位器结构方案，参加了某课题地面发射试验，已经成功应用到型号研制方案上。经地面试验考核，该方案设计能够实现增加飞行器与发射筒之间的间隙调节量，满足飞行器在发射筒内的导向、支撑固定、减振及发射分离等多种功能。其技术成果可直接应用于舰载、陆基等多种筒式发射系统中，具有广泛应用价值。

[1] 王韵然. 橡胶减震材料的研究进展[J]. 橡胶工业, 58(3): 186-191.

Wang Yunran. Research progress of rubber damping materials[J]. Rubber Industry, 2011: 58-186.

[2] 顾伯洪, 孙宝忠. 纺织结构复合材料冲击动力学[M]. 北京: 科学出版社, 2012.

Gu Bohong, Sun Baozhong. Impact mechanics of the resurrected material of textile structure[M]. Beijing: Science Press, 2012.

[3] 陈前, 朱德. 粘弹性复合结构动力响应数值分析方法[J]. 机械科学与技术, 2000(S1): 49-51.

Chen Qian, Zhu De. Numerical analysis method for dynamic response of viscoelastic composite structure[J]. Mechanical Science and Technology, 2000(S1): 49-51.

Research and Application of Adjustable and Fixed Structure ofLimiter Absorber

Jin Ling1, Zhang Cheng1,2, Zhang Jing1, Song Lei1, Xu jun-wei1

(1. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076;2. College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technology, Changsha, 410073)

When the aircraft is stored and transported in a concentric cylinder with vertical heat emission, the limiter absorber is used to fix, support, balance the aircraft and launch guidance. The limiter absorber must have good damping performance, mechanical strength and molding process. The launching of ship-based concentric canister requires that there is no projectile during launch. So, we use the fixed limiter absorber, which is fixed on the inner surface of the launcher and does not separate with the movement of the aircraft. We propose adjustable design ideas, the limiter absorber adapt the size of the launcher by changing its size to reduce the accuracy and cost of launcher. We design the new limiter absorber from the aspects of structural scheme, material properties, dynamic analysis and test, etc. The new limiter absorber is suitable for the inner surface of the launcher with different sizes. It is not only to make the aircraft realize the functions of guidance, supporting and fixing, vibration damping, separating in the launcher. But also can control the superfluities and reduce the production costs. This technology can be applied to the various launching systems of ship-based and land-based, which have widely application value.

Limiter absorber; Adjustable; Fixed; Damping material

1004-7182(2018)01-0089-05

10.7654/j.issn.1004-7182.20180118

V19

A

2017-06-19；

2017-09-26

金 玲（1986-），女，工程师，主要研究方向为结构总体设计