Research on Deformation of Shock Absorber of SINS Under Vibration and Impingement

CHENG Yaoqiang, ZHU Qiju, ZHAO Zhiyuan, SUN Mingyao, YANG Pengxiang

JPRMG ›› 2024, Vol. 44 ›› Issue (2) : 36-41.

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JPRMG ›› 2024, Vol. 44 ›› Issue (2) : 36-41. DOI: 10.15892/j.cnki.djzdxb.2024.02.006

Research on Deformation of Shock Absorber of SINS Under Vibration and Impingement

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Abstract

For the shock absorber, the traditional research focuses mainly on the vibration damping effect, material life, etc., but pays less attention to the navigation error brought by its strain and deformation, and too much emphasis is placed on the theoretical research without the support of experimental data, which is lack of persuasiveness,in this paper,static and dynamic measurement schemes are developed based on the design of shock absorber of strap-down inertial navigation system(SINS). Firstly, a pair of plane mirrors which is perpendicular to each other is fixed on the vibration fixture. And then SINS is installed on the vibration fixture through shock absorbers. Finally, four devices of optical projection and imaging are set up to record the reflected light spots of SINS and plane mirrors before and after the vibration and impingement. Through the calculation of the displacement change of light spots, deformation of shock absorber is determined. The results show that the maximum angle of deformation of SINS caused by shock absorber deformation is 6.26″,which is far lower than installation error stability (generally less than 1.0') between SINS and carrier. The spatial deformation of the shock absorber has a small effect on the navigation error of SINS. The test scheme and measured dates in this paper can be as reference for design and application of SINS shock absorber.

Key words

shock absorber / deformation / vibration and impingement / SINS

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CHENG Yaoqiang, ZHU Qiju, ZHAO Zhiyuan, et al. Research on Deformation of Shock Absorber of SINS Under Vibration and Impingement[J]. Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance, 2024, 44(2): 36-41 https://doi.org/10.15892/j.cnki.djzdxb.2024.02.006

0 引言

惯性导航装置是实现导弹精确命中的核心部件之一,作为一种导航领域必不可少的精密测量仪器,运载体的发射冲击和随机振动都可能对其性能甚至功能造成影响,尤其对于工作在恶劣环境下的捷联惯性导航装置(以下简称“捷联惯导”),减振器是捷联惯导设计的重要组成部分。在传统研究中,主要关心减振器对高频能量的衰减能力,并避开捷联惯导谐振频率点[1-4],而对其经历冲击振动后的形变量以及对捷联惯导精度的影响未作深入研究,更无试验数据作为支撑。
姚建军等[5]研究了捷联惯导系统减振器布置及力学参数对耦合角运动的影响规律,从理论上推导了随机振动与捷联惯导耦合角运动之间的关系,关注点偏重于减振器在捷联惯导上的设计与布局。罗华等[6]以特定的技术要求为基础,设计了一种金属减振系统,并试验验证了工程应用的可行性,关注点偏重于减振效果和动态性能。王营辉[7]研究了利用减振器来解决轧机的扭转振动问题,计算了轧机轴系主传动系统在自身参数和扭振减振器基本参数影响下的幅频特性,以及轧机轴系系统安装扭振减振器前后的时域特性和频谱特性,关注点在减振器引入后系统的稳定性问题。李晓颜、李茜、周建波、屈进红等[8-11]专注于新型材料减振器的研究,设计了满足其应用场景的减振器。这些研究工作未涉及减振器在捷联惯导经历发射冲击或随机振动后形变量的问题。减振器形变量的研究属于捷联惯导的应用范畴,形变量作为一项误差源引入惯导误差传播方程,会直接影响捷联惯导的导航精度。按照5 min飞行时长来计算,减振器在运载体飞行方向上变形1.0',将引入位置误差1.17 m;在水平方向上变形1.0',将分别在东向和北向引入位置误差128.27 m。
为此,作者开展了振动冲击条件下捷联惯导减振器形变问题的研究工作,作为一项无法通过理论分析给出定量结论的误差源,开展基于实物的试验研究工作,具有实际的工程价值和借鉴意义。

1 减振器形变对捷联惯导的影响

1.1 捷联惯导减振的必要性分析

捷联惯导在运载体上安装时,需要加装减振器,主要基于3个方面的原因[12-15]
1)捷联惯导直接固联在运载体上,体积小、重量轻,便于安装、维修和更换,但也使得捷联惯导直接承受运载体的振动和冲击,从而造成陀螺和加速度计的输出信息产生严重的动态误差,影响导航精度,减振器可以明显改善捷联惯导的动态力学环境,提高其工作精度和可靠性。
2)运载体发射和飞行将不可避免给捷联惯导带来冲击和振动,设计合适的减振器不仅可以降低惯性器件损坏的几率,提高运载体的安全裕度,还可以减小捷联惯导的共振峰值,提高各零部件的使用寿命,从而保证飞行任务的完成。
3) 当外界激振频率较高时,采用结构刚性化的办法来避开共振,会使结构质量增大,而通过在捷联惯导与运载体之间安装减振器,依靠高阻尼材料的形变来耗散结构的机械振动能量,可有效减轻振动和冲击对捷联惯导的影响。

1.2 减振器形变引入的惯导误差

为方便理论推导,对减振器的变形进行了一次等效处理,运载体在经历发射冲击和振动后,其形变可以等效为捷联惯导的初始对准姿态误差。捷联惯导独立工作模式下,初始对准姿态误差与运载体的位置误差有直接的关系。捷联惯导的误差模型[16]为:
ϕ·n=- ωnin×ϕnωnin- Cbnεb
(1)
式中:ϕ为平台误差角; ωnin为地球自转角速度; Cbn为姿态矩阵;εb为陀螺的漂移误差。
对于运行时间较短(文中以5 min为计算基准)的运载体而言,捷联惯导系统的误差模型可忽略傅科振荡和24 h地球自转周期振荡,从而简化误差传播模型。
以捷联惯导在运载体上的安装误差稳定性指标1.0'作为基准,假定减振器在运载体飞行方向上(δγ0)变形了1.0',那么运载体工作5 min,引起的东向位置误差Eerr1为:
Eerr1= gδγ0t2/2
(2)
假定减振器在法向轴δψ0和横向轴δθ0分别变形了1.0',那么运载体工作5 min,引起的东向位置误差Eerr2和北向位置误差Nerr为:
Eerr2= Λ·cos Lgδψ0t3/6
(3)
Nerr=gδθ0t2/2
(4)
式中: Λ·=Ω+vE/((RN+h)cos L),L为当地纬度,文中取值34.181 9°,RN为当地卯酉圈地球曲率半径,h为飞行海拔高度,文中取飞行器典型的巡航高度为3 000 m,vE为东向速度,文中取典型值200 m/s;g为当地重力加速度,文中取典型值9.8 m/s2;t为飞行时间,文中取值5 min;Ω为地球自转角速率。由此计算得知,Eerr1=128.27 m, Eerr2=1.17 m, Nerr=128.27 m。
可见减振器在飞行方向上变形1.0',将引入东向位置误差1.17 m,在水平方向上变形1.0',将分别在东向和北向引入位置误差128.27 m,这是一项不可忽视的误差。

2 基于实物试验的研究

2.1 试验研究方案

减振器的工作原理是将瞬态的、强烈的冲击能量先以位能的形式最大限度地储存于隔离器(缓冲器)中,使缓冲器产生较大的形变,随后,以系统的固有振动周期缓慢地释放出来,作用于仪器设备上,达到缓冲作用。可见在外界随机振动冲击下,减振器可能会沿一个方向发生非线性形变或绕一个方向发生扭转形变,为了尽可能减少这两类形变,依据捷联惯导的重量(不大于5 kg)以及振动冲击(随机振动9.68 g,冲击响应谱600 g)条件,设计了T型结构的橡胶减振器,设计频率为70~100 Hz。为了保证减振中心与捷联惯导的几何中心、安装中心重合,在捷联惯导中部法兰位置上对称布置了4组减振器,如图1所示。
Fig.1 Schematic diagram of four sets of T-type shock absorbers mounted on SINS

图1 4组T型减振器在捷联惯导上安装示意图

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图1所示的捷联惯导即是文中的研究对象,该捷联惯导具有普适性,捷联惯导如图静止水平放置时,箭头方向为Y轴,X轴沿当地垂线指天向上,Z轴与X轴、Y轴所在的平面垂直,形成右手坐标系。减振器的两种形变只可能发生在环境应力施加过程中,针对该情况,文中设计了一种实时监测减振器形变的动态试验方案,同时,为进一步了解环境应力撤销后减振器的形变量,设计了另外一种事后测量减振器形变的静态试验方案,以两种试验方案的结果来判定减振器的空间形变量。

2.2 振动冲击条件

研究减振器的空间形变量,选用了如下典型的力学环境条件。

2.2.1 随机振动

1)试验方法:宽带随机;
2)试验量值:见图2;
3)振动方向:+X,+Y,+Z三个方向;
4)振动时间:5 min/轴。
Fig.2 Random vibration test curve of SINS

图2 捷联惯导随机振动试验曲线

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2.2.2 冲击

1)冲击波形:冲击响应谱;
2)加速度量值:600 g,见图3;
3)冲击次数:1;
4)冲击方向:+X向。
Fig.3 Impingement test curve of SINS

图3 捷联惯导冲击试验曲线

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2.3 试验研究方案原理

2.3.1 静态试验方案

静态试验方案主要是为了对减振器在振动冲击前后+X方向(纵轴)形变量进行测量,其原理和方法为:
1)将减振器安装到捷联惯导上,然后用力矩扳手将捷联惯导固定在振动工装上,振动工装示意图见图4,用高度千分尺测量4只减振器上端面至振动工装定位面的距离,记为l1;
2)按照2.2节的力学条件进行振动冲击试验;
3)振动冲击完成后,再次用高度千分尺测量4只减振器上端面至振动工装定位面的距离,记为l2;
4)Δl=l2-l1l的值反应了振动冲击前后减振器的形变量。
Fig.4 Vibration tooling for testing

图4 试验用振动工装

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2.3.2 动态试验方案

动态试验方案主要是为了对减振器在振动冲击过程中的形变量进行监测,对图4的振动工装进行改造,在振动工装上固定一对经过标校的相互垂直的平面镜,图1所示的捷联惯导上设计有一个棱镜,平面镜和棱镜都可以用来反射外部的光线,外部的光线来自光学投影设备,光学显像设备用来接收反射回来的光斑,光学投影设备和显像设备实物图见图5
Fig.5 Physical picture of optical projection and imaging equipment

图5 光学投影设备和显像设备实物图

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分别记录振动前后捷联惯导棱镜和振动工装上平面镜的反射光斑,通过计算二者之间位移的变化量,即可判定减振器的空间形变量。
分别定义光学投影设备投向捷联惯导棱镜的入射光为入射光2和入射光4,经棱镜反射,在光学显像设备上成像的光斑分别定义为光斑2和光斑4;分别定义光学投影设备投向振动工装上两个平面镜的入射光为入射光1和入射光3,经棱镜反射,在光学显像设备上成像的光斑分别定义为光斑1和光斑3,则动态试验的原理见图6
Fig.6 Dynamic test schematic diagram

图6 动态试验原理图

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2.4 试验结果分析

2.4.1 静态试验结果

静态试验结果见表1。由表1可知,振动冲击前后减振器最大形变量Δl为2 μm,对惯导的导航误差影响基本可以忽略。
Table 1 Deformation of the shock absorber before and after vibration and impingement

表1 振动冲击前后减振器形变量

Number of
shock absorber
l1/mm l2/mm Δl/μm
1 6.452 6.454 2
2 6.449 6.450 1
3 6.451 6.449 2
4 6.450 6.450 0

2.4.2 动态试验结果

1) Y方向 。捷联惯导沿Y轴振动和冲击时,4个光斑采集装置距离各自镜面的距离分别为4.13 m、4.13 m、5.20 m和5.19 m,力学试验前后,光斑1沿地垂线方向向下移动约0.10 mm,光斑2和光斑4均未发生移动,光斑3沿地垂线方向向下移动0.15 mm,如表2所示。
Table 2 Displacement change of light spots before and after Y-axis mechanical test

表2 Y轴力学试验前后光斑位移情况

Number of light spot Displacement change/mm
1 0.10(vertical down)
2 0.00
3 0.15(vertical down)
4 0.00
光斑1移动,说明振动台导致振动工装绕捷联惯导X轴顺时针方向发生了扭转,经计算,扭转角度为4.99″。光斑2未发生移动,说明捷联惯导绕X轴逆时针方向发生了扭转,扭转角度为4.99″。光斑3移动,说明捷联惯导绕Y轴发生了扭转,经计算,扭转角度为5.95″。光斑4未发生移动,说明振动工装并未发生扭转。
2) Z方向。捷联惯导沿Z轴振动和冲击时,4个光斑采集装置距离各自镜面的距离分别为3.43 m、3.35 m、4.44 m和4.50 m,力学试验前后,光斑1~光斑4均未发生移动,说明振动工装和捷联惯导均未发生扭转。
3) X方向。捷联惯导沿X轴振动和冲击时,4个光斑采集装置距离各自镜面的距离分别为5.12 m、5.30 m、4.94 m和4.56 m,力学试验前后,光斑2沿水平方向移动约0.15 mm,光斑1和光斑4均未发生移动,光斑3沿水平方向移动0.15 mm,如表3所示。
Table 3 Displacement change of light spots before and after X-axis mechanical test

表3 X轴力学试验前后光斑位移情况

Number of light spot Displacement change/mm
1 0.00
2 0.15(horizontal movement)
3 0.15(horizontal movement)
4 0.00
光斑1未发生移动,说明振动工装并未发生扭转。光斑2移动,说明捷联惯导绕X轴顺时针方向发生了扭转,经计算,扭转角度为6.04″。光斑3移动,说明捷联惯导绕X轴发生了扭转,经计算,扭转角度为6.26″。光斑1和光斑3互为关联关系,二者光斑移动情况说明捷联惯导沿X轴顺时针发生了扭转,扭转角度基本一致。光斑4未发生移动,说明振动工装并未发生扭转。

2.4.3 静态动态综合分析

从静态试验和动态试验的结果看,捷联惯导在力学试验前后在空间方向扭转角度最大值为6.26″,一般情况下,捷联惯导在弹体上的安装误差稳定性在1'左右,比文中试验测定的减振器空间变形量大一个数量级,因此6.26″的扭转角度可以忽略,在实际使用中,发射冲击后以及飞行振动时,减振器的空间形变量对捷联惯导相对于运载体位置的姿态变化影响较小。

3 结论

在理论分析基础上,结合捷联惯导自身结构特点、频率特性和应用环境,设计了一种在捷联惯导中部法兰位置上对称布置的T型橡胶减振器,在此基础上,采用实物试验的方式研究了振动冲击前后减振器的空间形变问题。试验结果表明,振动冲击前后,减振器形变引起的捷联惯导最大形变角为6.26″,比捷联惯导在弹体上的安装误差稳定性(一般不低于1')低1个数量级,满足捷联惯导实际应用需求,同时文中采用的试验方法以及实测的数据可为捷联惯导减振器的理论设计和工程应用提供借鉴。

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