CN104034208A - 一种防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法，包括以下步骤：通过对将导弹装填到发射筒内时导弹发生滚转的机理进行分析，建立导弹在装填过程中发生滚转的力学分析模型；从上述力学分析模型中获得影响导弹装填时发生滚转的影响因素；通过上述影响因素对发射筒进行优化设计；通过缩比试验验证发射筒对防止导弹发生滚转的效果；以及通过所述验证的效果对发射筒进行进一步的优化设计。根据本发明的发射筒的设计方法为工程实际应用提供了可参考的理论依据，并且由根据本发明的方法设计的发射筒能够有效地防止导弹在装填过程中的滚转。

Description

一种防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法

技术领域

本发明涉及一种用于导弹的发射筒的设计方法，更具体地，涉及一种能够防止导弹在装填过程中发生滚转的发射筒的设计方法。

背景技术

以下对本发明的相关技术背景进行说明，但这些说明并不一定构成本发明的现有技术。

导弹装填是导弹发射过程的必要步骤。导弹装填指的是在导弹发射之前将导弹装填到发射筒内的过程。导弹装填是筒式冷发射系统的重要过程，其涉及导弹、发射筒、装填车、适配器、适配器箍带以及吊装和支撑设备等。导弹装填步骤的主要目标是保证导弹在装填结束时其滚转量处于一定的范围之内，否则无法实现装填到位。

现有导弹装填技术中，通常通过吊装设备夹持导弹的弹头部分，从弹尾部分开始将导弹装填到发射筒内。在导弹的外部设置有周向地环绕导弹体的环状适配器，适配器通常具有一定的弹性，从而夹持着导弹并随导弹一起装填到发射筒内。在装填过程中，由于适配器的外表面和发射筒的内表面存在摩擦力，并且上述摩擦力由于适配器的外表面和发射筒的内表面的之间的各个位置处的摩擦力的大小和方向的不确定性以及其他不确定的因素，使得导弹在装填到发射筒内时发生滚转。由此不能将导弹装填到位，也就是说，装填结束时，导弹的尾部上的凸块不能接合到设置在发射筒内的导向槽中。因此不得不对导弹进行二次装填，这将有可能对导弹和发射筒造成损坏。

在当前的导弹装填技术中，防止导弹在装填过程中的滚转的一般的传统方案为在装填车上设置能够提供一定的抗滚转力矩的夹持装置。但是，由于导弹的重量较大，一般为几吨甚至几十吨，因此导弹的转动惯量较大，由导弹装填车提供的导弹夹持装置很难做到提供如此大的抗滚转力矩。在导弹的装填过程中非常易于将导弹装填车的夹持装置甚至导弹装填车损坏。另外，由于导弹弹体本身的结构对抗扭转力矩也要求一定的上限值，否则将会对导弹弹体或导弹的内部器件造成损坏，因此这种方式并不能达到预期的预防导弹在装填过程中发生滚转的效果。

此外，在工程应用中通常在装填前通过吊装辅助设备将导弹反方向预置以抵消装填过程中的正向滚转，最终保证导弹装填到位的要求。比如当预计导弹发生顺时针滚转大约30度时，通常可以在装填之前逆时针预置大约30度。但是，由于反方向预置量的设置受到导弹弹体的结构、质心等等因素的影响，使得这种方法适应装填滚转的能力有限。当出现较大滚转量的情况时，这种方法不能满足工程使用的要求。

因此，现有技术中需要一种能够解决由于导弹装填过程中的滚转量过大而导致导弹不能装填到位的问题的解决方案。

发明内容

本发明的目的在于提出一种能够主动地解决导弹装填过程中的滚转以替代被动地适应滚转的方法。通过对导弹装填过程中导弹滚转机理的分析，提供一种能够有效地防止导弹在发射筒中滚转的发射筒的设计方法。

根据本发明的防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法包括以下步骤：

通过对将导弹装填到发射筒内时导弹发生滚转的机理进行分析，建立导弹在装填过程中发生滚转的力学分析模型；

从所述力学分析模型中获得影响导弹装填时发生滚转的影响因素；

通过所述影响因素对发射筒进行优化设计；

通过缩比试验验证所述发射筒对防止导弹发生滚转的效果；以及

通过所述验证的效果对所述发射筒进行进一步的优化设计。

根据本发明的防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法的优选的实施例，在导弹的外周上设置有多个适配器，导弹通过适配器填装到发射筒内。

在根据本发明的防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法的进一步的优选实施例中，建立所述力学分析模型的步骤包括：

假设所述适配器承受的来自所述发射筒的摩擦力的合力f_合在所述适配器与所述发射筒相切的平面内与所述适配器的参照线的夹角为θ，所述参照线与所述发射筒的轴线平行并且指向所述导弹在装填方向，假设适配器与发射筒之间的实际摩擦系数为μ_θ，

将实际摩擦系数μ_θ分解成与所述参照线的反方向成-45°角的第一分量μ₁和与所述参照线的反方向成45°角的第二分量μ₂，

所述实际摩擦系数μ_θ与所述第一分量μ₁和所述第二分量μ₂之间存在如下关系：

μ_θ＝μ₂+sin(45°-θ)(μ₁-μ₂)，并且所述夹角θ为

将摩擦力的合力f_合分解成与所述参照线的反方向成-45°角的分力f1和与所述参照线的反方向成45°角的分力f₂，且满足：

f₁＝μ₁·N/2；f₂＝μ₂·N/2

由此可以得到f_合的计算方程式为：

适配器所受到的合力F_合与所述参照线的夹角α为：

将 $F=[{\mathrm{\μ}}_2+\frac{\sqrt{2}}{2}({\mathrm{\μ}}_1-{\mathrm{\μ}}_2)]\·N$ 和代入所述夹角α的表达式中，可以得到：

根据本发明的防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法的再一个优选的实施例，从上述力学分析模型中获得的影响导弹装填时发生滚转的影响因素是发射筒提供给适配器的所述实际摩擦系数μ_θ的第一分量μ₁与第二分量μ₂的关系。

在根据本发明的防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法的另一个优选的实施例中，对发射筒进行优化设计的步骤包括在发射筒的内部上铺设织物层。

根据本发明的防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法的再一个优选的实施例，在发射筒的内部上铺设织物层的步骤进一步包括在织物层上涂覆树脂层。

在根据本发明的防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法的还一个优选的实施例中，在发射筒的内部上铺设织物层的步骤之前包括将织物层浸渍在树脂中已形成树脂层的步骤。

根据本发明的防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法的又一个优选的实施例，缩比试验包括以等比例缩小的形式对导弹的装填到发射筒内的过程进行试验验证。

根据本发明的发射筒的设计方法为工程实际应用提供了可参考的理论依据，并且由根据本发明的方法设计的发射筒能够有效地防止导弹在装填过程中的滚转。实现了导弹向发射筒内的快速准确安装，从而提高导弹的安装效率，并且提高了发射筒的安全性和可靠性。

附图说明

通过以下参照附图而提供的具体实施方式部分，本发明的特征和优点将变得更加容易理解，在附图中：

图1是示出导弹装填过程中与发射筒的相对位置关系的示意图；

图2是示出导弹装填过程中适配器块的受力分析示意图；

图3是根据本发明的方法制造的发射筒的横截面视图；

图4是根据本发明的方法制造的发射筒的展开的内壁的平面图；

图5是涂覆有树脂层的织物的放大剖视图；

图6是根据本发明的用于导弹的装填的缩比试验的示意图。

具体实施方式

下面参照附图对本发明的示例性实施方式进行详细描述。对示例性实施方式的描述仅仅是出于示范目的，而绝不是对本发明及其应用或用法的限制。

如图1所示，示出在导弹的装填过程中导弹10、设置在导弹10的弹体上的适配器20以及用于容置导弹10的发射筒30的相对位置关系。每个导弹10的弹体的圆周上可以设置有多个环状适配器20。环状适配器20通常由具有一定弹性的材料制成，从而能够将导弹10支撑在发射筒30内。为了防止或尽可能地减小导弹10在其装填过程中相对于发射筒30的滚转，也就是防止相对固定地设置在导弹10的弹体上的适配器20相对发射筒30的滚转，现在对发射筒30内的导弹10和适配器20进行受力分析，并寻找导弹10在装填到发射筒30内的过程中发生滚转的原因。

首先，对导弹10的装填滚转的机理进行分析，并建立导弹10在装填过程中发生滚转的力学分析模型。如图2所示，示出适配器20在适配器20与发射筒30相切的平面内的受力图。在实际的工程应用中，适配器20可以由沿导弹10的周向方向设置的多个适配器块22组成或者可以整体地形成。在此，以适配器20的一部分或单个适配器块22作为分析对象，并且以通过单个适配器块22的质心且平行于发射筒30的轴线的直线作为参照线AA’。

假定在导弹10的装填过程中由加载设备施加到导弹10的单个适配器块22上的推力为F，F沿着参照线AA’指向推进方向S。在导弹10的装填过程中，适配器块22受到由发射筒30的内壁提供的摩擦力的作用。在实际的工程应用中，为了节省金属材料的使用，通常采用树脂材料制造发射筒30。进一步地，为了提供发射筒30的内壁的工程可靠性，一般需要在发射筒30的内壁上铺设织物层，比如，现有技术中通过螺旋状的形式将织物层铺设到发射筒30的内壁上。由于织物层通常具有经向方向和纬向方向，而沿着经向方向和纬向方向的摩擦系数不同，因此在导弹10沿着推进方向S向前运动时，适配器20所受到的发射筒30的摩擦力并不一定与推进方向完全一致。

在此假设适配器20的单个适配器块22承受的摩擦力可以包括位于其对称线的两侧的两个分力f_x1和f_x2。由于发射筒30的内表面与适配器块22的外表面之间的摩擦系数可能存在差异，因此f_x1和f_x2并非完全相等，由此产生了相对于参照线AA’成θ角的合力f_合，如图2中所示。

假设适配器块22的外表面与发射筒30的内表面之间的实际摩擦系数为μ_θ，并且将μ_θ分解成与单个适配器块22的参照线AA’的反方向成-45°角的分量μ₁和与参照线AA’的反方向成45°角的分量μ₂。也就是说，假设适配器块22沿着与参照线AA’的反方向成-45°的直线运动时，适配器块22与发射筒30之间的摩擦系数为μ₁，并且，假设适配器块22沿着与参照线AA’的反方向成45°的直线运动时，适配器块22与发射筒30之间的摩擦系数为μ₂。现在假设μ_θ与μ₁和μ₂之间存在如下关系：

μ_θ＝μ₂+sin(45°-θ)(μ₁-μ₂) (1)

存在如下关系：

当θ为45°时，μ_θ＝μ₂；当θ为-45°时，μ_θ＝μ₁。

也就是说，当f_合位于与参照线AA’的反方向成45°角的方向时，μ_θ即为其沿成45°角的方向的分量μ₂，当f_合位于与参照线AA’的反方向成-45o角的方向时，μ_θ即为其沿成-45°角的方向的分量μ₁。

由附图2还可以推知：

适配器块22所承受的来自发射筒30的摩擦力的合力f_合可被分解成与单个适配器块22的参照线AA’的反方向成-45°角的分力f₁和与参照线AA’的反方向成45°角的分力f₂，其分别为：

f₁＝μ₁·N/2；f₂＝μ₂·N/2 (3)

其中，N为发射筒30提供给单个适配器块22的支撑力。

适配器块22所承受的来自发射筒30的摩擦力的合力f_合为：

此时，单块适配器22所受到的合力F_合与发射筒30的单个适配器块22的参照线AA’的夹角α为：

将 $F=[{\mathrm{\μ}}_2+\frac{\sqrt{2}}{2}({\mathrm{\μ}}_1-{\mathrm{\μ}}_2)]\·N$ 和代入上述α的表达式可以得到：

由上述表达式可以得知：

当μ₁＝μ₂时，α＝0°，也就是说，此时适配器块20承受的合力F_合与适配器块20的参照线AA’一致，适配器块20在导弹10装填到发射筒30内的过程中不会发生滚转现象，即滚转量为0。

而当μ₁≠μ₂时，α≠0°，也就是说，此时适配器块20承受的合力F合与适配器块20的参照线AA’不一致，适配器块20在导弹10装填到发射筒30内的过程中可能发生滚转现象，即滚转量不等于0。

事实上，适配器块22与发射筒30之间的摩擦力可被视为由铺设在发射筒30的内壁上的织物材料的经线和纬线分别提供。当适配器20沿着铺设织物的经向方向运动时，适配器20承受的摩擦力较小，而当适配器20沿着铺设织物的纬向方向运动时，适配器20承受的摩擦力则较大。

也就是说，在实际工程应用中，铺设在发射筒30的内壁上的织物材料是影响导弹10在向发射筒30内装填时发生滚转的主要因素。有利地，由如上所述的α的计算方程式可以非常容易地得出，当μ₁＝μ₂时，α＝0°，即导弹10和适配器20所受到的合力F_合与导弹10的装填方向完全一致。从另一个角度上说，这需要发射筒30的内壁上的织物材料为适配器20的适配器块22提供的摩擦系数μ_θ在与适配器块22的参照线AA’成45°角和成-45°角的方向上具有相等的分量。因此，这为工程人员对铺设在发射筒30的内壁上的织物材料的选型和优化设计提供了理论基础。

以上述理论推理为基础，对铺设在发射筒30的内表面上的织物材料进行优化设计。首先，对发射筒30的内表面上拟进行铺设的织物的类型进行筛选，并且测定织物表面与标准物的界面之间最大摩擦系数和最小摩擦系数及其方向。然后，对织物的摩擦特性进行趋利性分析和设计，即将织物的摩擦系数最小的方向沿着发射筒30的轴向方向即导弹的装填方向铺设，将织物的摩擦系数最大的方向沿着发射筒的周向方向铺设。

由于发射筒30的半径较大，通常为1米以上，因此可以将织物40以搭接的方式铺设在发射筒30的内表面上，如图3和图4所示。织物40沿发射筒30的周向方向分成N块，N可以根据发射筒30的内壁的周长以及织物40的幅宽来确定。每相邻的两块织物40之间具有搭接部46，各块织物40搭接部46的长度L由铺设的工艺确定。在根据本发明的实施例中，沿发射筒30的内壁共铺设有第I、第II、第III和第IV共四块织物40。

进一步地，为了使发射筒30的内壁具有更好的防止导弹10的滚转的效果，在织物40的表面上涂覆树脂层44。假设织物40的表面上的浮点42的高度为h，也就是说，织物40的表面上的最高点与织物40的表面上的最低点之间的高度为h，则在织物40的表面上涂覆的树脂层44的厚度H应当不小于h，如图6所示。

另外，也可以在将织物40铺设到发射筒30的内壁上之前，将织物浸渍在树脂中，并通过本领域已知的工艺控制树脂层的厚度H，使其同样满足H不小于h。

通过自行设计的缩比验证系统对装填滚转的预防效果进行进行验证。模拟装填试验采用垂直加载的形式模拟导弹100的装填，试验前将缩比发射筒300与试验设备的固定装置500连接在一起，加载设备600与缩比模型导弹100进行连接，并通过模型自重和加载设备600施加的垂向方向的载荷模拟导弹100的装填和出筒。所施加的载荷平行于缩比发射筒的轴向方向，并释放模型导弹100沿周向方向的自由度。当缩比适配器200完全运动出缩比发射筒300之后停止加载，测量模型导弹100沿缩比发射筒300的周向方向的滚转量。在此，缩比发射筒300的长度一般保证能够同时通过2-3道适配器200即可。同时，缩比发射筒300和模型导弹100的直径相对于实际发射筒和真实导弹等比例缩放。同理，缩比适配器200的尺寸按照真实值与缩比发射筒300和模型导弹100一样等比例地缩放。

根据缩比试验的结果，对发射筒30的内壁上的织物40的类型和铺设方式进行重新优化和设计，直到达到满意的效果为止。

根据本发明的用于导弹发射筒的设计方法建立了导弹装填滚转的力学分析模型，为工程设计提供了有效的理论指导。其次，通过对产生导弹装填滚转的发射筒的结构进行优化设计，从而实现了导弹在装填过程中滚转量不大于30mm的目标，即能够保证将导弹在发射筒内安装就位。再次，通过利用缩比装填试验系统，能够实现对设计方案效果的快速验证。实现防止导弹装填滚转的设计方案能够一体化地嵌入到发射筒的结构设计中，没有额外的附加结构，从而提高了发射筒的可用性和可靠性。

虽然参照示例性实施方式对本发明进行了描述，但是应当理解，本发明并不局限于文中详细描述和示出的具体实施方式，在不偏离权利要求书所限定的范围的情况下，本领域技术人员可以对所述示例性实施方式做出各种改变。

Claims (8)

1.一种防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法，包括以下步骤：

通过对将导弹装填到发射筒内时导弹发生滚转的机理进行分析，建立导弹在装填过程中发生滚转的力学分析模型；

从所述力学分析模型中获得影响导弹装填时发生滚转的影响因素；

通过所述影响因素对发射筒进行优化设计；

通过缩比试验验证所述发射筒对防止导弹发生滚转的效果；以及

通过所述验证的效果对所述发射筒进行进一步的优化设计。

2.如权利要求1所述的防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法，其中，在所述导弹的外周上设置有多个适配器，所述导弹通过所述适配器填装到所述发射筒内。

3.如权利要求2所述的防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法，其中，建立所述力学分析模型的步骤包括：

假设所述适配器承受的来自所述发射筒的摩擦力的合力f_合在所述适配器与所述发射筒相切的平面内与所述适配器的参照线的夹角为θ，所述参照线与所述发射筒的轴线平行并且指向所述导弹在装填方向，假设适配器与发射筒之间的实际摩擦系数为μ_θ，

将实际摩擦系数μ_θ分解成与所述参照线的反方向成-45°角的第一分量μ₁和与所述参照线的反方向成45°角的第二分量μ₂，

所述实际摩擦系数μ_θ与所述第一分量μ₁和所述第二分量μ₂之间存在如下关系：

μ_θ＝μ₂+sin(45°-θ)(μ₁-μ₂)，并且所述夹角θ为

将摩擦力的合力f_合分解成与所述参照线的反方向成-45°角的分力f1和与所述参照线的反方向成45°角的分力f₂，且满足：

f₁＝μ₁·N/2；f₂＝μ₂·N/2

由此可以得到f_合的计算方程式为：

适配器所受到的合力F_合与所述参照线的夹角α为：

将 $F=[{\mathrm{\μ}}_2+\frac{\sqrt{2}}{2}({\mathrm{\μ}}_1-{\mathrm{\μ}}_2)]\·N$ 和代入所述夹角α的表达式中，可以得到：

4.如权利要求3所述的防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法，其中，从所述力学分析模型中获得的影响所述导弹装填时发生滚转的影响因素是所述发射筒提供给所述适配器的所述实际摩擦系数μ_θ的所述第一分量μ₁与所述第二分量μ₂的关系。

5.如权利要求4所述的防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法，其中，对所述发射筒进行优化设计的步骤包括在所述发射筒的内部上铺设织物层。

6.如权利要求5所述的防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法，其中，在所述发射筒的内部上铺设织物层的步骤进一步包括在所述织物层上涂覆树脂层。

7.如权利要求5所述的防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法，其中，在所述发射筒的内部上铺设织物层的步骤之前包括将所述织物层浸渍在树脂中已形成树脂层的步骤。

8.如权利要求5-7中的任一项所述的防止导弹装填滚转的发射筒的设计方法，其中，所述缩比试验包括以等比例缩小的形式对所述导弹的装填到所述发射筒内的过程进行试验验证。