一種炮彈彈翼機構的設計方法

劉瑞卿，余 磊，張 啟

(西安現代控制技術研究所，西安 710065)

0 引言

制導炮彈研發時，通常先進行折疊彈翼機構的研制。只有當彈翼機構的功能和性能達到設計要求時，作為載體的彈道彈才能夠以一定的靜穩定度穩定飛行，從而為搭載考核制導部件提供良好的環境。彈翼機構主要由定位機構、張開機構和鎖定機構等組成，當炮彈在火炮膛內運動時，彈翼應處于折疊閉鎖狀態；當炮彈離開炮口飛行時，彈翼解鎖張開到位后被鎖定[1]。

人們對彈翼的解鎖和張開過程做了大量研究，焦志剛等[1]、蔡燦偉等[2]通過研究利用氣缸原理的彈翼機構，分別得出了求解氣缸壓力變化的數學模型和數值方法。甑文強等[3]、崔二巍等[4]建立了折疊翼展開的數學模型，并對翼的張開和鎖定進行了動力學仿真分析。劉瑞卿等[5]借鑒氣缸式彈翼張開的原理，設計了一種帶彈托式的，彈翼“前折后張”的彈翼機構，并對彈托分離和彈翼張開進行了仿真分析。此外文獻[6-7]也從不同方面對彈翼機構進行了研究。

基于氣缸式彈翼張開原理，設計了一種帶鎖扣的、彈翼“后折前張”式的彈翼機構，利用高壓氣體經小孔流動的理論，通過分析氣室容積和進氣孔大小對拋掉鎖扣的影響，歸納出了氣室參數設計的方法；通過優化設計得出了氣室參數的最優解，并基于ADAMS對彈翼張開、鎖定過程進行了動力學仿真分析。結果顯示，該彈翼機構在膛內彈翼可靠閉鎖，出炮口后彈翼能夠張開并鎖定。

1 彈翼機構的設計

彈翼機構的工作原理是：發射狀態時彈翼處于折疊閉鎖狀態并由鎖扣將其定位，鎖扣與彈翼座之間形成密閉氣室，并由拉斷螺釘固定，如圖1所示；炮彈在膛內運動時，高壓燃氣經鎖扣上的進氣孔充入氣室，使氣室內的壓強升高；當炮彈離開炮口飛行時，因氣室內還存有高壓氣體，與外界大氣壓形成壓強差，將螺釘拉斷實現拋掉鎖扣解鎖彈翼；隨后彈翼在慣性力的作用下繞翼軸旋轉張開，如圖2所示；張開到位時鎖定銷在鎖定簧彈簧力的作用下插入彈翼上的銷孔中將其鎖定，如圖3所示。

圖1 彈翼折疊閉鎖

圖2 彈翼張開

圖3 彈翼鎖定

2 彈翼解鎖

2.1 氣室充放氣模型

分析氣室內的壓力變化規律，實質上是研究氣流經小孔的流動問題，通常做以下假設：氣體為理想氣體；流動過程為定常且絕熱；氣室容積相對炮膛較小，氣體流入流出氣室對膛壓的影響可忽略不計[8]。

(1)

式中:φ為流量系數，其值與壓力及小孔結構有關，一般取0.85～0.95；s0為小孔截面積；γ0為與氣體絕熱指數γ有關的參量，其表達式為：

(2)

對于膛內火藥氣體，有：

(3)

式中:R為氣體常數;f為火藥力;τ為火藥氣體溫度與火藥爆溫的相對量，一般取其平均值,約為0.8。將式(2)、式(3)代入式(1)得：

(4)

(5)

(6)

反之，當p′>p時，氣體從氣室中流出，流量公式與上述類似，僅需將式中的p,ρ換為p′,ρ′即可。

由于氣室的容積V是固定的，在時間段dt內有Qdt氣體流入或流出，引起密度的變化，進而引起氣室內能的變化。由熱力學第二定律即可求出氣室壓力的變化，計算過程及后效期的壓力規律見文獻[8]。

2.2 解鎖機構分析

分析彈翼解鎖機構，主要是為了鎖扣分離的設計，即確定氣室容積、進氣孔大小和拉斷螺釘的個數及強度等參數。實現在膛內鎖扣不分離，即螺釘不被拉斷；炮彈出炮口后螺釘被拉斷，鎖扣分離彈翼解鎖。

設炮膛底部的壓力為pt，炮彈底部的壓力為pd，則二者有以下關系[9]:

(7)

式中:mω為發射藥質量;φ1為比例系數,對于大威力火炮(l/d>30)φ1取1.02～1.03；M為制導炮彈的質量。

通過電子測壓器測得的彈丸內彈道膛底壓力與時間的關系，由式(7)可得出彈底壓力與時間的關系。由圖4可知膛底壓力在0.016 s達到最大值370 MPa，炮彈在0.027 s出炮口，彈底壓力在0.031 s后趨于零。

圖4 膛底壓力和彈底壓力p-t曲線

僅考慮炮彈沿炮管的直線運動，規定指向炮口為正方向，對鎖扣進行受力分析，可得:

pdS-p′S′+F0=ma

(8)

式中:S為膛壓作用面積;S′為氣室內壓力作用面積;F0為鎖扣與彈翼座之間的作用力;m為鎖扣的質量;a為加速度，這里近似認為a與時間的關系和膛壓一致。

2.2.1 氣室容積對彈翼解鎖的影響

氣室容積的大小直接導致氣室壓力變化，進而影響鎖扣分離，因此氣室容積是影響彈翼解鎖的一個重要因素。保持進氣孔直徑d為2.4 mm不變，氣室容積分別取為0.015 L,0.05 L,0.1 L和0.25 L，得到氣室壓力和F0隨時間的關系如圖5～圖6所示。

圖5 氣室容積對氣室壓力的影響

圖6 氣室容積對F0的影響

由圖5可知，膛內時期氣室壓力均先增大后減??；隨著氣室容積V由0.015 L增大為0.25 L，氣室內壓強隨時間增大變慢，最大值減小，氣室壓力曲線滯后膛壓曲線的效果越來越明顯。一般規律表現為氣室充氣放氣的速率與容積的大小成負相關。

由圖6可知，氣室取不同的值時，從膛內時期到出炮口之后，F0均由負值變為正值，則不同時期F0的最大值與氣室容積的關系見表1。

表與氣室容積的關系

2.2.2 進氣孔尺寸對彈翼解鎖的影響

進氣孔尺寸的大小也會影響氣室壓力，進而影響鎖扣分離，因此進氣孔尺寸是影響鎖扣分離的另一個重要因素。取氣室容積V為0.05 L，進氣孔的直徑分別取為1.0 mm,2.4 mm,3.4 mm和4.8 mm，求解得到氣室壓力p′和F0的變化規律曲線，如圖7～圖8所示。

圖7 進氣孔直徑對氣室壓力的影響

圖8 進氣孔直徑對F0的影響

由圖7可知，在進氣孔直徑d由1.0 mm增大為4.8 mm的過程中，氣室壓力p′隨時間增大變快，且最大值增大，氣室壓力曲線滯后膛壓曲線的效果越來越不明顯。一般規律表現為氣室充氣放氣的速率與進氣孔直徑的大小成正相關。

由圖8可知，進氣孔直徑取不同值時，從膛內時期到出炮口之后F0的值均有一段時期為正，即鎖扣與彈翼座有分離的趨勢，螺釘受到拉力作用。不同時期F0的最大值與進氣孔直徑的關系見表2。

表與進氣孔直徑的關系

2.2.3 氣室參數優化和拉斷螺釘的確定

由上述分析可知，當氣室容積太大或太小，以及進氣孔尺寸太大或太小時，氣流經小孔流動的理論均不再適用。因此在本彈翼機構的設計中，氣室容積應滿足0.015 L≤V≤0.25 L，進氣孔直徑應滿足1.0 mm≤d≤4.8 mm。

分析上述結果并結合工程實際，為實現在膛內鎖扣不分離，出炮口后螺釘被拉斷而鎖扣分離，氣室參數的優選值應為：氣室容積V=0.05 L；進氣孔直徑d=2.0 mm；拉斷螺釘為4個9.8級的M5螺釘(總拉力載荷5.68×104N)。

圖與V,d的關系

圖與V,d的關系

圖與V,d的關系

3 彈翼張開、鎖定

3.1 動力學模型的建立

基于Adams虛擬樣機技術，建立彈翼機構動力學模型。以彈體為參考系，分析彈翼解鎖后的張開過程，可得：

(9)

式中：D1,D2,D3分別為彈翼座、銷、翼軸與彈翼的摩擦力矩；T為氣動力矩；R為炮口處火藥力對彈翼的力矩；J為彈翼繞翼軸的轉動慣量。

3.2 彈翼張開鎖定過程分析

設計的彈翼機構主要針對以線膛炮為平臺發射的彈丸，仿真條件為：炮口轉速8 r/s；鎖定簧的預緊力59 N，剛度6 500 N/m；銷與彈翼之間動摩擦因素0.15，忽略氣動力及炮口火藥力作用的影響，得到的仿真結果如圖12～圖14所示。

圖12 彈翼張開角度隨時間變化曲線

圖13 彈翼張開角速度隨時間變化曲線

圖14 彈翼與銷接觸力隨時間變化曲線

由圖12～圖14得知，彈翼質心繞轉軸轉動了60°，這與理論上“后折前張”并后掠30°的彈翼應轉過的角度保持一致；彈翼繞翼軸轉動的角速度逐漸減小，且由正值變為負值，這表明當鎖定銷未完全插入彈翼上的銷孔時，彈翼發生前后輕微晃動；最后于t=5 ms時刻角速度歸于零值，即彈翼不再繞翼軸轉動，彈翼張開到位并被鎖定；初始彈翼與銷之間的接觸力保持為一個較小的值，這是彈翼與鎖定銷之間的滑動摩擦力；在4 ms處附近接觸力急劇增大到峰值為6.5×104N，表明在銷插入銷孔的過程中，彈翼與銷發生激烈的碰撞，此時銷應具備足夠的抗剪強度[10]。綜上分析，此彈翼機構在當前計算條件下，彈翼能夠正常張開并被鎖定。

3.3 氣動阻力特性

彈翼機構除具備使彈翼閉鎖、張開、鎖定等功能外，其氣動阻力也應盡可能小。在翼展相同、強度滿足要求的前提下，因文中彈翼機構方案為“后折前張”式，彈翼座的體積更小，重量更輕。由表3可知，與文獻[1]方案相比，文中彈翼機構具有以下優勢：在重量上減輕32.4%，在相同的發射條件下，彈丸可獲得更高初速；炮彈亞音速飛行時，零攻角阻力系數減少10.1%，利于彈丸獲得更大的射程[11]。

表3 文中方案與文獻[1]方案對比

4 結論