CN110985593B - 一种基于弹性阻尼元件惯导***整体式减振装置设计方法 - Google Patents
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Abstract
一种基于弹性阻尼元件惯导***整体式减振装置设计方法,根据空空导弹惯导***工作要求输入的减振装置的设计输入参数及目标,对减振装置进行参数及结构设计,设计内容包括***固有频率范围设计、***谐振点放大倍数及阻尼系数确定、减振器结构及静态刚度设计、减振器让位距离设计、***固有频率确定、减振器承载能力设计及减振装置结构设计;通过以上设计,来达到空空导弹惯导***对减振装置提出的设计目标;根据本发明的设计方法所设计的惯导***整体式减振装置,具有相位滞后角小、滞后时间短、高低温下共振频率点漂移小、控制***对弹道基本达到同步修正、贮存寿命寿命长的优点,较好地满足了空空导弹惯导***对减振装置的要求。
Description
技术领域
本发明涉及弹载惯性导航***总体设计技术领域,具体涉及一种基于弹性阻 尼元件惯导***整体式减振装置设计方法。
背景技术
现代战争对武器***机动作战能力要求越来越高,要求弹载捷联惯导*** 具备环境适应性强,在高动态环境下导航精度也必须满足武器***的要求;弹 载捷联惯导***动态误差与振动和过载的强度、频率及持续时间等均有关系; 通过直接提高惯性传感器在恶劣环境下的测量精度和可靠性,日益困难且成本 高昂,***设计裕度也不断降低;针对动态环境下弹载捷联惯导***导航精度 下降问题,通过捷联惯导***小体积结构减振装置设计,实现弹载捷联惯导系 统动态性能的提升是一种可行方案。
应用弹性阻尼元件进行减振装置设计,可有效减小减振装置的结构体积, 但国内在弹性阻尼元件减振器的研究起步较晚,目前国内基于弹性阻尼元件惯 导***减振装置,仅应用于导航***减振设计较为成熟,针对于空空导弹的基 于弹性阻尼元件惯导***的减振装置设计,目前尚无***的方法,因此急需发 展一种基于弹性阻尼元件的减振器设计方法,来应用于空空导弹惯导***减振 装置的设计。
发明内容
为了克服背景技术中的不足,本发明公开了一种基于弹性阻尼元件惯导系 统整体式减振装置设计方法,基于减振装置的设计输入参数,通过计算设计、 结构动力学仿真、样品振动实验及靶弹验证,达成减振装置的设计目标;其中 设计计算包括对***固有频率范围设计、***谐振点放大倍数及阻尼系数确定、 减振器结构及静态刚度设计、减振器让位距离设计、***固有频率确定、减振 器承载能力设计及减振装置结构设计。
进一步的,设计计算具体步骤如下:
T1、输入减振装置的设计目标及设计参数;
设计目标为减振装置、惯导***、及弹体组合后,需达到的性能指标,具 体包括:弹体固有频率、加速度计固有频率、加速度通道需求带宽、减振后系 统的固有频率、最大峰值、衰减效率、***最大过载。
减振装置的设计参数为减振装置的设计输入,其中减振装置的设计参数包 括以下:
f:谐振频率
I:减振效率
m:承载质量
g:过载系数
S1、***固有频率范围设计:为达到良好减振效果,***减振效率一般要求 为0.8;由减振效率计算公式可推导出 同时,随着增大,***减振效率增加;当时,的增 加对减振效率影响甚微;因此将选择在2.5-5.0之间,即进一步推导可得:
其中,I为减振效率;f为谐振频率;fn为***固有频率。
S2、***谐振点放大倍数及阻尼系数确定:减振器的阻尼系数决定谐振点 放大倍数,谐振点的放大倍数与减振器在高频段的减振效率成反比,阻尼系数 过小,会导致谐振点的放大倍数过大;阻尼系数过大,则会导致高频振动衰减 不足;基于以往设计经验,谐振点放大倍数一般选3~5倍;阻尼系数在后续设 计仿真中做确定。
S3、减振器承载能力设计:基于减振装置设计输入的承载质量m及过载系 数g,通过以下公式计算得到减振器承载能力:
M=k*m*g/n
其中,M为减振器承载能力;k为设计系数;m为承载质量;g为过载系数; n为减振器数量。
S4、减振器结构及静态刚度设计:共设置四组减振器,每组减振器设置有 两个减振子,减振子采用台阶环结构;其三个方向静态刚度计算公式如下:
Ky=Kx;
其中:mz=1.2(1+1.65n2);
AF=π*(D2+D1)H1;
E≈3G;
其中,D2为减振子大外径,D1为减振子小外径,d为减振子内孔直径,H1 为减振子大外径处高度,H2为减振子总高度;E、G分别为橡胶材料的静态拉压、 剪切弹性模量;
两个T形减振器串联时,其总静态刚度为:
2个T形减振器并联时,其总静态刚度为:
KB=K1+K2。
S5、***固有频率确定:***固有频率可由以下公式计算得到:
S6、减振器让位距离设计:减振器Z轴方向让位距离计算公式如下:
其中,L为让位距离;M’为减振器实际承载能力;Kz为Z轴方向静态刚度。
S7、减振装置结构设计:减振装置包括减振基座、减振器;所述减振器固 定设置在减振基座上;减振装置结构设计应满足减振装置质心与弹载捷联惯导 ***质心重合的要求。
进一步的,减振装置设计完成后,需用计算机进行结构动力学仿真,初步 验证减振装置各项设计指标。
进一步的,所述减振装置减振子的装配预紧力,在后续三轴向动态独立振 动实验中确定。
进一步的,所述惯导***整体式减振装置制作完成后,需进行性能评估, 将惯导***与整体式减振装置样品组装成完整样机,然后对其三个轴向进行动 态独立振动实验,实际检测确认其三个轴向的衰减效率。
进一步的,所述惯导***整体式减振装置在经过三轴向动态独立振动实验 后,还需经过靶弹实射测试,以最终检验整体式减振装置实际工作性能。
由于采用如上所述的技术方案,本发明具有如下有益效果:本发明公开的 一种基于弹性阻尼元件惯导***整体式减振装置设计方法,根据空空导弹惯导 ***工作要求输入的减振装置的设计输入参数,对减振装置进行参数及结构设 计,设计内容包括***固有频率范围设计、***谐振点放大倍数及阻尼系数确 定、减振器结构及静态刚度设计、减振器让位距离设计、***固有频率确定、 减振器承载能力设计及减振装置结构设计;通过以上设计,来达到空空导弹惯 导***对减振装置提出的设计目标;根据本发明的设计方法所设计的惯导*** 整体式减振装置,具有相位滞后角小、滞后时间短、高低温下共振频率点漂移 小的特点,实际测试显示控制***对弹道基本达到同步修正要求,且具有贮存 寿命长的优点,较好满足了空空导弹惯导***对减振装置的要求。
附图说明
图1为整体式减振装置外观示意图;
图2为减振器***示意图;
图3为减振子剖面示意图;
图4为减振子三轴方向示意图;
图5为整体式减振装置振动实验响应曲线。
图中:1、减振基座;2、减振器;2.1、减振子。
具体实施方式
通过下面的实施例可以详细的解释本发明,公开本发明的目的旨在保护本发 明范围内的一切技术改进。
一种基于弹性阻尼元件惯导***整体式减振装置设计方法,应用于弹载捷联 惯导减振装置的设计,基于减振装置的设计输入参数,通过计算设计、结构动力 学仿真、样品振动实验及靶弹验证,达成减振装置的设计目标;其中设计计算包 括对***固有频率范围设计、***谐振点放大倍数及阻尼系数确定、减振器2结 构及静态刚度设计、减振器2让位距离设计、***固有频率确定、减振器2承载 能力设计及减振装置结构设计。
以下以某新型空空导弹的惯导***整体式减振装置为例,具体加以说明:
T1、输入减振装置的设计目标及设计参数;
设计目标为减振装置、惯导***、及弹体组合后,需达到的性能指标,具 体包括:
弹体固有频率:一阶40Hz,二阶80Hz;
加速度计固有频率:100Hz;
加速度通道需求带宽:100Hz;
减振后***的固有频率≥40Hz,最大峰值≤4dB;
衰减效率:400Hz以上振动,减振度≥80%;
***最大过载:70g;
减振装置的设计参数为减振装置的设计输入,其中减振装置的设计参数包 括以下:
f:谐振频率:400Hz;
I:减振效率:大于80%;
m:承载质量:0.2Kg;
g:过载系数:70g;
S1、***固有频率范围设计:
由于加速度计约为100Hz,为使***工作良好,将200Hz以上频率进行衰 减,为达到良好的衰减效果,要求减振度:
由上式可以算出:
80≤fn≤160;
S2、***谐振点放大倍数及阻尼系数确定:减振器的阻尼系数决定谐振点 放大倍数;谐振点的放大倍数与减振器在高频段的减振效率成反比,阻尼系数 太小,则谐振点的放大倍数太大,阻尼系数太大,则高频振动衰减不够;谐振 点放大倍数一般选3~5倍;为提高高频段的减振效率,取谐振点的放大倍数为 4,阻尼系数在设计仿真中确定;
S3、减振器2承载能力设计:基于减振装置设计输入的承载质量m及过载 系数g,通过以下公式计算得到减振器(2)承载能力:
M=k*m*g/n
其中,M为减振器2承载能力;k为设计系数,预留20%设计余量,取1.2; m为承载质量,取某新型空空导弹的惯导***质量为0.2Kg;g为过载系数,由 设计输入可知为70;n为减振器2数量,取四个;将以上取值带入公式,计算 可得:减振器2承载能力需满足大于4.125Kg;
S4、减振器2结构及静态刚度设计:共设置四组减振器2,每组减振器2 设置有两个减振子2.1,减振子2.1采用台阶环结构金属减振子,可充分保证 空空导弹贮存时间的要求;每组减振器垂直可近似为由2个外径为φD2、内径 为φD1的台阶环状金属减振子2.1串联而成;轴向可近似为是2个外径为φD1、 内径为φd的台阶环状金属减振子2.1并联而成;
金属减振子2.1三个方向静态刚度计算公式如下:
Ky=Kx;
其中:mz=1.2(1+1.65n2);
AF=π*(D2+D1)H1;
E≈3G;
其中,D2为减振子2.1大外径,D1为减振子2.1小外径,d为减振子2.1 内孔直径,H1为减振子2.1大外径处高度,H2为减振子2.1总高度;E、G分 别为橡胶材料的静态拉压、剪切弹性模量;按中等硬度的胶料计算,取G=1× 10-5kg/m2。
两个T形减振器(2)串联时,其总静态刚度为:
2个T形减振器(2)并联时,其总静态刚度为:
KB=K1+K2
经反复设计优化,最终取D1=4mm,D2=6mm,d=2mm,H1=1.75mm,H2=3.75mm, 分别按照串并联计算公式,可计算得到每组减振器的三向的静态刚度为:
Kz=1830kg/m,Kx=1330kg/m,Ky=1330kg/m;
S5、***固有频率确定:***固有频率可由以下公式计算得到:
该频率满足80≤fn≤160的计算范围,同时满足减振后***的固有频率大 于40Hz的要求,因此可将***的固有频率设计为96Hz左右;
S6、减振器2让位距离设计:减振器2Z轴方向让位距离计算公式如下:
其中,L为让位距离;M’为减振器2实际承载能力,取某新型空空导弹的 惯导***质量0.2Kg,过载系数由设计输入取为70,经计算可知为3.5Kg;Kz为 Z轴方向静态刚度,由S4计算可知为1830kg/m;将以上取值带入公式,计算 可得:减振器2让位距离为1.9mm;即减振器2在轴向压力165N作用下,变形 量不大于1.9mm;
S7、减振装置结构设计:减振装置包括减振基座1、减振器2;所述减振器 2固定设置在减振基座1上;为满足减振装置质心与弹载捷联惯导***质心重 合的要求,减振基座1用于安装减振器2的台阶面分为上下两组,以减振装置 质心对称设置;共设置四组减振器2,每组减振器2设置有两个减振子2.1,减 振子2.1通过其它机构件与减振基座1固定连接;减振器2具体结构参见说明 书附图2减振器***示意图;减振装置参见说明书附图1整体式减振装置外观 示意图。
惯导***整体式减振装置制作完成后,将惯导***与整体式减振装置样品 组装成完整样机,然后对其三个轴向进行动态独立振动实验,实际检测确认其 三个轴向的衰减效率;振动实验结果参见说明书附图5整体式减振装置振动实 验响应曲线;经实际三轴向动态独立振动实验测试,两个监测点的振动量级从 施加的13.04g衰减为1.56g和1.66g,减振效率为88%和87.3%。
经过靶弹实射测试,在靶试条件下的速度误差与静态条件下的误差较为接 近,明显小于未加减振条件下的速度误差,导航***的动态性能得到大幅度的 提升。
本发明未详述部分为现有技术。
Claims (5)
1.一种基于弹性阻尼元件惯导***整体式减振装置设计方法,应用于弹载捷联惯导减振装置的设计,其特征是:基于减振装置的设计目标及输入参数,通过计算设计、结构动力学仿真、样品振动实验及靶弹验证,达成减振装置的设计目标;其中计算设计包括对***固有频率范围设计、***谐振点放大倍数及阻尼系数确定、减振器(2)结构及静态刚度设计、减振器(2)让位距离设计、***固有频率确定、减振器(2)承载能力设计及减振装置结构设计;
T1、输入减振装置的设计目标及设计参数;
设计目标为减振装置、惯导***、及弹体组合后,需达到的性能指标,具体包括:弹体固有频率、加速度计固有频率、加速度通道需求带宽、减振后***的固有频率、最大峰值、衰减效率、***最大过载;
减振装置的设计参数为减振装置的设计输入,其中减振装置的设计参数包括以下:
f:谐振频率
I:减振效率
m:承载质量
g:过载系数;
计算设计过程具体如下:
S1、***固有频率范围设计:为达到良好减振效果,***减振效率一般要求为0.8;由减振效率计算公式可推导出同时,随着增大,***减振效率增加;当时,的增加对减振效率影响甚微;因此将选择在2.5-5.0之间,即进一步推导可得:
其中,I为减振效率;f为谐振频率;fn为***固有频率;
S2、***谐振点放大倍数及阻尼系数确定:减振器(2)的阻尼系数决定谐振点放大倍数,谐振点的放大倍数与减振器(2)在高频段的减振效率成反比,阻尼系数过小,会导致谐振点的放大倍数过大;阻尼系数过大,则会导致高频振动衰减不足;基于以往设计经验,谐振点放大倍数一般选3~5倍;阻尼系数在后续设计仿真中做确定;
S3、减振器(2)承载能力设计:基于减振装置设计输入的承载质量m及过载系数g,通过以下公式计算得到减振器(2)承载能力:
M=k*m*g/n
其中,M为减振器(2)承载能力;k为设计系数;m为承载质量;g为过载系数;n为减振器(2)数量;
S4、减振器(2)结构及静态刚度设计:共设置四组减振器(2),每组减振器(2)设置有两个减振子(2.1),减振子(2.1)采用台阶环结构;其三个方向静态刚度计算公式如下:
Ky=Kx;
其中:mz=1.2(1+1.65n2);
AF=π*(D2+D1)H1;
E≈3G;
其中,D2为减振子(2.1)大外径,D1为减振子(2.1)小外径,d为减振子(2.1)内孔直径,H1为减振子(2.1)大外径处高度,H2为减振子(2.1)总高度;E、G分别为橡胶材料的静态拉压、剪切弹性模量;
两个T形减振器(2)串联时,其总静态刚度为:
两个T形减振器(2)并联时,其总静态刚度为:
KB=K1+K2;
S5、***固有频率确定:***固有频率可由以下公式计算得到:
S6、减振器(2)让位距离设计:减振器(2)Z轴方向让位距离计算公式如下:
其中,L为让位距离;M’为减振器(2)实际承载能力;Kz为减振器(2)在Z轴方向静态刚度;
S7、减振装置结构设计:减振装置包括减振基座(1)、减振器(2);所述减振器(2)固定设置在减振基座(1)上;减振装置结构设计应满足减振装置质心与弹载捷联惯导***质心重合的要求。
2.根据权利要求1所述基于弹性阻尼元件惯导***整体式减振装置设计方法,其特征是:减振装置设计完成后,需用计算机进行结构动力学仿真,初步验证减振装置各项设计指标。
3.根据权利要求1所述基于弹性阻尼元件惯导***整体式减振装置设计方法,其特征是:所述减振装置减振子(2.1)的装配预紧力,在后续三轴向动态独立振动实验中确定。
4.根据权利要求1所述基于弹性阻尼元件惯导***整体式减振装置设计方法,其特征是:所述惯导***整体式减振装置制作完成后,需进行性能评估,将惯导***与整体式减振装置样品组装成完整样机,然后对其三个轴向进行动态独立振动实验,实际检测确认其三个轴向的衰减效率。
5.根据权利要求1所述基于弹性阻尼元件惯导***整体式减振装置设计方法,其特征是:所述惯导***整体式减振装置在经过三轴向动态独立振动实验后,还需经过靶弹实射测试。
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《激光捷联惯导减振***设计与应用》;王海峰;《航天控制》;20080414;81-89 * |
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CN110985593A (zh) | 2020-04-10 |
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