某型弹射筒推力突变原因的分析

韩言勋 景莉

（北京空间机电研究所，北京 100094）

某型弹射筒推力突变原因的分析

韩言勋 景莉

（北京空间机电研究所，北京 100094）

弹射筒一般用于航天器结构的连接与分离，将连接体以一定速度弹出，实现结构之间的弹射分离。弹射筒在工作过程中推力过大会造成航天器结构的损坏和精密元器件的失效，从而导致整个航天器飞行任务的失败，是航天器的关键部件，因此对影响弹射筒推力的因素研究具有重要意义。文章通过与典型的弹射筒推力曲线进行对比，发现某型两种结构相同的弹射筒推力曲线均多出一个突变峰值。针对该问题，采用对弹射筒试验过程中的高速摄像图片与推力、速度曲线进行对比分析，得出推力突变峰值出现的原因，从而为此类产品的设计优化提供参考。

弹射筒 推力曲线 燃气压力 突变峰值

0 引言

弹射筒广泛应用于卫星、飞船、运载火箭和无人机等领域[1-5]，主要为物体的可靠分离提供一定速度，如弹射舱盖、天线盖、展开降落伞，甚至可以直接将数据舱等大质量物体从弹体上抛出[6-9]。弹射筒设计和使用的关键是控制工作过载，以保证在整个运动行程的推力要大于外界的阻力，而且推力曲线应平缓，从而减小工作过载对结构及元器件的影响[10-13]。

本文选取的两种弹射筒用于某型航天器返回舱的回收。返回舱在返回过程中，速度非常高，利用降落伞系统对其进行减速从而实现软着陆。航天器进入回收段时，弹射筒接到电信号，点火工作，将伞舱盖弹出，同时将固定在伞舱盖上的降落伞以一定速度拉出，实现降落伞顺利开伞。

与典型的弹射筒推力曲线相比，本文的两种弹射筒发火试验的推力曲线多出一个突变峰值，通过理论分析和试验结果进行对比分析，得出影响推力突变的因素，从而为降低弹射筒类产品的工作推力提供新的思路。

1 弹射筒结构与工作原理

两种弹射筒均由上螺帽、活塞、内筒、外筒、药筒、钢球、防火罩和剪切销等组成，如图1所示。当弹射筒工作时，点火器点燃主装药，产生高温高压燃气，推动活塞剪断剪切销向左移动，钢球落入内筒内完成解锁，进而上螺帽–外筒组件在燃气推动下以一定速度飞出，完成弹射功能。图中，L为弹射筒的工作行程为；S1为燃气压力面积，即为活塞右端截面面积；S2为当活塞运动离开内筒后燃气的压力面积，即上螺帽的内表面面积。

为了验证弹射筒燃气压力面积变化对推力的影响，两种弹射筒的结构相同，仅活塞的直径不同，分别为21mm和20mm，上螺帽的内径均为28.5mm，两种弹射筒燃气受力面积突变的比值S2/S1分别为1.84 和2.03。

2 弹射筒的内弹道

2.1 内弹道分析

在满足刚度要求的情况下，结构设计上将弹射筒工作行程L尽量加长，从而提高火药利用效率，降低火药冲击影响，工作过程中弹射筒的燃气容腔不断扩大，为了保证容腔内部压力均匀，推力稳定，需要使用燃速较低的药剂作为主装药。

由于弹射筒具有较大的膨胀比和大装药量，因此在装药和内弹道设计上要重点考虑。弹射筒的设计目标是在满足速度指标的情况下，有最小的推力峰值或冲击过载，典型的推力曲线见图2。推力或压力曲线变化越平缓越好，理想的曲线是随着活塞运动，使容腔增大的情况下压力基本不变，即弹射过载接近于常值[14-16]。

2.2 内弹道计算

弹射类火工装置的基本假设为：1）点火药瞬时燃烧完毕；2）火药燃烧服从几何燃烧定律；3）不考虑燃气的流动，燃烧室内的各气体参数近似认为处处相等；4）燃气服从气体状态方程；5）火药燃烧产

物成分始终不变；6）工作过程中的热损失和燃气泄漏忽略不计[17]。

根据弹射筒输出能量W和火药能量的转换关系可得：

式中 ω为装药量；γ为火药燃气的绝热指数，一般取1.23；m为分离体的质量；v为分离体出口速度；f为火药力；V1为弹射筒工作到位后的容腔体积，即弹射筒内筒和外筒容腔体积之和；V0为弹射筒工作前初始容腔体积，即弹射筒内筒容腔体积减去活塞体积；η为火药能量利用系数。

则主装药量计算公式为：

根据弹射筒弹射质量和弹射速度的要求，可以通过以上公式进行理论计算，确定弹射筒的理论点火药和主装药量，并按计算的药量进行试验验证。

3 试验过程及结果分析

3.1 试验过程

两种弹射筒（弹射筒一和弹射筒二）发火试验过程相同，如图3所示。将推力传感器与试验台通过转接头进行刚性连接，弹射筒通过试验工装与推力传感器连接，用螺母将配重安装到弹射筒的上螺帽，在试验台上设置标尺。两种弹射筒弹射的配重和速度指标不同，弹射筒二装药量为弹射筒一的两倍，因此两种弹射筒的推力峰值和弹射速度不同。两种弹射筒分别进行4次发火试验，推力传感器数据采集仪的采集频率≥100kHz，采集时间＞1s，10kHz低通滤波，高速摄像正对弹射配重和标尺的位置，拍摄的帧数为3 000帧/s。

3.2 试验结果

两种弹射筒分别按照图3所示进行发火试验，对推力传感器和高速摄像得到的推力曲线和速度曲线进行对比，发现两种弹射筒推力曲线和速度曲线的趋势相同。选取弹射筒一和弹射筒二典型的推力曲线，如图4所示。图中推力曲线中A点为弹射筒开始启动时的推力，B点为推力开始突变，C点为推力的峰值，D点为推力降为零点。选取弹射筒一和弹射筒二典型的速度曲线如图5所示，其中A1、B1、C1、D1点分别对应推力曲线中的A、B、C、D点。

两种弹射筒推力曲线上B点和C点的推力如表1和表2所示。

表1 弹射筒一推力值Tab.1 The thrust of catapult 1

试验序次 B点推力/kN C点推力/kN C点与B点的推力比值 燃气受力面积突变比值S2/S11 42.3 85.2 2.01 2 39.2 80.5 2.05 3 41.2 83.4 2.022.03 4 41.8 84.2 2.01平均值 41.1 83.3 2.02

图6～图8为A、B、C和D四点对应时刻的内部结构运动位置示意图，其中B点和C点为推力发生突变的时刻，两个点的时间基本为同一时刻。A点为高温高压燃气推动活塞剪断剪切销的时刻，对应A1点速度为零点的时刻，上螺帽和外筒组件开始进行加速运动。外筒运动一段时间后到达B点时，推力发生突变达到最大值C点，对应B1（C1）点的速度曲线出现拐点，速度曲线B1（C1）到D1的斜率比A1到B1的斜率大，即B1（C1）到D1的加速度比A1到B1的加速度大。

根据A点和B点的时间差通过高速摄像计算出从A点到B（C）点上螺帽和外筒组件运动的距离约为30mm。当运动到D点时，弹射筒上螺帽和外筒组件运动到位，行程L约为198mm，内筒容腔燃气内压迅速下降为 0，上螺帽和外筒组件加速运动结束，依靠惯性以一定的速度将配重弹出，实现了弹射筒的弹射功能。

3.3 试验结果分析

对比图4与图2，图4所示试验的推力曲线从B点到C点出现了一个推力的突变峰值，而图2对应的位置处推力变化比较缓慢，没有出现尖峰。弹射筒在工作过程中，在推力曲线 A点附近时主装药开始燃烧，产生高压气体剪断剪切销推动上螺帽和外筒组件开始进行加速运动，燃气的空腔逐渐扩大。由于上螺帽和外筒组件刚开始运动时加速度较小，装药初始的装填密度和燃烧面积又大，快速产生燃气，压力上升速率大，压力的升高又进一步增大装药燃速，燃气的产生更为迅猛，导致压力的递增，燃气空腔体积扩大的速度远小于火药燃烧产生燃气的速度。当弹射筒运动到 C点时，燃气的空腔体积与燃气产生速度达到平衡，内筒燃气的压力达到最大，出现推力峰值。随着弹射筒的继续运动，上螺帽和外筒组件的速度继续增大，燃气空腔体积扩大速度大于燃气产生的速度，内筒燃气压力逐渐减小，推力和加速度也逐渐减小。当弹射筒运动到D点时工作到位，燃气推力下降至零点[18]。

由图7可知，C点出现推力峰值时，弹射筒的燃气受力面积发生变化，由活塞的右端截面S1突变为上螺帽的内表面S2。由表1和表2可知，B点和C点处的推力突变的倍数与燃气受力面积突变比值S2:S1一致。

通过以上分析，推力曲线在B点出现峰值是因为燃气空腔体积扩大的速度远小于火药燃烧产生燃气的速度，在B点处燃气的压力达到峰值，且C点与B点推力突变的倍数与燃气的受力面积突变比值S2:S1一致。因此，可以通过设计保证燃气的受力面积不发生突变，同时通过增加弹射筒的初始容腔和内腔的直径来增加燃气空腔体积的扩大速度，或采用燃速更慢的主装药，使燃气压力缓慢增加，从而达到推力缓慢增加的目的，不会出现突变峰值，以减小弹射筒工作时对航天器结构和精密元器件的冲击损坏。

4 结束语

通过对两种弹射筒发火过程的高速摄像图片与推力、速度曲线的对比分析，可以得出：弹射筒试验过程中，推力曲线对比典型的弹射筒推力曲线多出一个突变峰值的原因为燃气空腔体积扩大的速度远小于火药燃烧产生燃气的速度，且推力曲线突变峰值的倍数与燃气的受力面积突变比值一致。因此，在该类弹射筒的设计中为了减小推力曲线的峰值，可以通过设计保证燃气的受力面积不发生突变，同时通过增加弹射筒的初始容腔和内腔的直径来增加燃气空腔体积的扩大速度，或采用燃速更慢的主装药，使燃气压力缓慢增加，达到推力缓慢增加的目的，为该类产品的优化设计提供新思路。

References)

[1] 林斌. 飞航式导弹回收降落伞系统[J]. 航天返回与遥感, 2002, 23(4): 1-3.

LIN Bin. Parachute System for Cruise Missile Recovery[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2002, 23(4): 1-3. (in Chinese)

[2] 刘竹生. 航天火工装置[M]. 北京: 中国宇航出版社, 2012.

LIU Zhusheng. Space Pyrotechnics Devices[M]. Beijing: China Astronautic Publishing House, 2012. (in Chinese)

[3] 高滨. 火工驱动装置分离装置的应用[J]. 航天返回与遥感, 2004, 25(1): 55-59.

GAO Bin. Application of Pyrotechnically Actuated Devices[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2004, 25(1): 55-59. (in Chinese)

[4] LAURENCE J B, MORRY L S．A Manual for Pyrotechnic Design, Development and Qualification[R]．NASA Technical Memorandum 110172, 1995．

[5] 丁继峰, 赵欣, 韩增尧. 航天器火工冲击技术研究进展[J]. 宇航学报, 2014, 35(12): 1339-1349.

DING Jifeng, ZHAO Xin, HAN Zengyao. Research Development of Spacecraft Pyroshock Technique[J]. Journal of Astronautics, 2014, 35(12): 1339-1349. (in Chinese)

[6] 张营, 杨树彬, 王键, 等. 直推式低冲击分离装置的设计[J]. 火工品, 2007(6): 35-36.

ZHANG Ying, YANG Shubin, WANG Jian, et al. Design on the Low Shock Separation Device of Direct Thrust Model[J]. Initiators & Pyrotechnics, 2007(6): 35-36. (in Chinese)

[7] 高斌. 火工分离装置的性能研究[D]. 长沙: 国防技术大学, 2005.

GAO bin. Research of Separation Device Properties[D]. Changsha: National University of Defense Techonology, 2005.

[8] 郝芳, 陈劲. 小过载火工作动筒方案设计探讨[J]. 航天返回与遥感, 2002, 23(1): 53-54.

HAO Fang, CHEN Jin. The Project Discussion of a Small over Loading Damp Action Barrel[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2002, 23(1): 52-54. (in Chinese)

[9] 何春全, 严楠, 叶耀坤. 导弹级间火工分离装置综述[J]. 航天返回与遥感, 2009, 30(3): 70-77.

HE Chunquan, YAN Nan, YE Yaokun. Study of Stage Separation Device for Missile[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2009, 30(3): 70-77. (in Chinese)

[10] MOENING C J．Pyrotechnic Shock Flight Failures[C]. Institute of Environmental Sciences Pyrotechnic Shock Tutorial Program 31 st Annual Technical Meeting, Las Vegas, NV, USA, 1985．

[11] MCGRATH M B，RADER W P．Aerospace Systems Pyrotechnic Shock Data-Volume Vll Investigation of Mass Loading Effects[R]. NASA-CR-116019 71N19250, 1970．

[12] MCGRATH M B，RADER W P．Aerospace Systems Pyrotechnic Shock Data-volume VI Pyrotechnic Shock Design Guidelines Manual[R]. NASA-CR-116406 71N17905, 1970．

[13] 杨旗, 杨正才, 李鹏, 等. 一种变推力火工装置的研究[J]. 火工品, 2013(4): 6-9.

YANG Qi, YANG Zhengcai, LI Peng, et al. Research on Some Pyrotechnics Device with Variable Thrust[J]. Initiators & Pyrotechnics, 2013(4): 6-9. (in Chinese)

[14] CLEVELAND M A．Low Shock Separation Bolt: US6925939[P]. 2005．

[15] KANERVA P, KETONEN K, LAITINEN J. Explosive Bolt: WO 2005/031247 A1[P]. 2005．

[16] 陈文龙, 杨树彬, 杨安民, 等. 低冲击火工驱动装置性能仿真研究[J]. 火工品, 2010(2): 25-28.

CHEN Wenlong, YANG Shubin, YANG Anmin, et al. The Simulation Study on the Property of A Low Shock Pyrotechnic Actuated Device[J]. Initiators & Pyrotechnics, 2010(2): 25-28. (in Chinese)

[17] 翁春生, 王浩. 计算内弹道学[M]. 北京: 国防出版社, 2006.

WENG Chunsheng, WANG Hao. Computational Interior Ballistics[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2006. (in Chinese)

[18] 董寻虎, 张修科, 韩智超, 等. 整流罩弹射筒力学特性工程估算[J]. 上海航天, 2006, 23(5): 46-49.

DONG Xunhu, ZHANG Xiuke, HAN Zhichao, et al. Engineering Calculation of Ejector Dynamic Characteristic for Fairing[J]. Aerospace Shanghai, 2006, 23(5): 46-49. (in Chinese)

Analysis of Factors Affecting Thrust Curve of Catapult

HAN Yanxun JING Li

（Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）

The catapult is used to eject a joint at a certain velocity, realizing joint and separation of some space structure. If the thrust of catapult is too large, it would destroy spacecraft structures and fail precise components, leading to the failure of a whole spacecraft. The catapult is a key component of the spacecraft. So it’s very important to research the factors which affecting the thrust the of catapult. By comparing with the typical thrust curve of a catapult, the catapult curves of two types of the same structure have more than one sudden peak. In order to solve this problem, the high-speed photograph is compared with the thrust-velocity curve in the experiment, and the cause of thrust peak is found out. All these above can provide reference for design optimization of this kind of product.

catapult; thrust curve; gas pressure; sudden peak

V414.1

: A

: 1009-8518(2017)01-0023-07

10.3969/j.issn.1009-8518.2017.01.004

韩言勋，男，1988年生，2012年获北京理工大学兵器科学与技术专业硕士学位，工程师。研究方向为航天火工技术。E-mail: hanyanxun1988@126.com。

（编辑：陈艳霞）

2016-06-15

国家重大科技专项工程