低过载火箭弹弹箭分离机构改进设计

2017-05-03张世林

弹箭与制导学报 2017年5期

张世林, 王刚

(中船重工第710研究所, 湖北宜昌 443000)

0 引言

子母战斗部是常规弹药发展的方向[1],不同的子母战斗部具有不同的开仓、分离结构。对于中小口径子母式弹药,目前主要采用火药燃气力推动活塞将战斗部壳体头弧部或者与发动机连接部处的螺纹或连接销剪断,通过火药燃气力推动推板将子弹药沿着弹轴方向推出[2-3]。对于采用剪切螺纹开仓的设计,其抛撒燃气压力相对较高,分离药量大,对弹身壳体材料强度要求高,而采用销钉连接的设计,抛撒燃气压力相对较小,可避免弹身壳体的变形,但连接强度低。

某型特种子母式火箭弹,开仓分离结构如图1所示,由于弹身壳体材料为玻璃钢,且有胶结连接点,开仓布放只能选择剪切销钉开仓方式。采用销钉连接方式,已经逐渐不满足安全生产的环境要求,并且随着振动等因素,连接强度也会逐渐降低,甚至松动脱落。为此,文中设计了一种新型的分离机构,能够安全可靠的实现该型火箭弹弹箭分离和子弹开仓布放,且能够保持其连接强度。通过运用LS-DYNA有限元软件对新型分离结构进行数值模拟分析,结合理论计算和静态分离试验验证,表明该分离机构是可靠安全的,能够为后续该型火箭弹的改进工程设计提供借鉴。

1 弹箭分离机构方案设计

文中所设计的某型火箭弹弹箭分离机构结构如图2所示,它是在原有某型火箭弹的分离结构(图1所示)基础上进行的改进设计,其主要结构由弹身壳体、弹带环、后底、密封圈、弹带压环、刚性环箍和分离药盒等组成。弹身壳体材料为玻璃钢,弹带环、弹带压环和刚性环箍材料为45#钢,后底材料为硬铝合金。弹身壳体与弹带环通过粘接相连,粘接力大于30 kN,弹带环表面采用外螺纹设计;后底均匀分布4个剪切凸台,嵌入弹带环矩形凹槽内,通过弹带压环将其压紧不松动,刚性环箍通过螺纹旋入弹带环中,且与弹带压环紧密相接触,实现轴向约束作用。

2 弹箭分离机构理论计算

2.1 剪切分离药量计算

由于弹身壳体与弹带环的粘接力值不小于30 kN,为保证发动机能够可靠分离,并且弹身壳体与弹带环之间的粘接无松动脱落,必须合理设计后底剪切凸台的剪切力,4根凸台所承受的剪切力为:

F=4F1=4τS=4×0.66×390×10-6×

6.5×2×10-6=12 000 N

(1)

式中:F为4个凸台所承受的剪切力;τ为硬铝的许用剪切应力;S为剪切凸台的剪切面积。

4个凸台所承受的剪切应力力Pt为:

(2)

式中:K为剪切系数,取2;S为受压面积;D为受压面直径。

分离药采用HY-5黑火药,则燃气瞬间压力峰值Pmax需大于4个凸台所承受的剪切应力Pt:

(3)

Pmax≥Pt

(4)

式中:Pmax为火药产生的最大压力;mg为点火药量;f为火药力(f=3×105N·m/kg);V0为点火自由容积。

计算得:分离药量mg≈4 g产生的燃气压力能可靠剪断后底剪切凸台。

2.2 分离机构强度计算

由于分离结构采用胶结和螺纹紧固连接,必须对其进行强度校核,防止火药压力过大或者意外情况导致分离结构失效。弹带压环内螺纹尺寸为M170×2,后底外螺纹尺寸为M165×2,查阅机械设计手册[4],对弹带压环和后底螺纹进行剪切强度校核:

F压力=kzπd1bz(0.7δ钢)=0.75×3.14×170×

0.87×2×6×0.6×600=15×105N

(5)

F环箍=kzπd2bz(0.7δ硬铝)=0.75×3.14×165×

0.87×2×6×0.6×180=4.4×105N

(6)

式中:kz为载荷不均匀系数;d1、d2为螺纹小径;b为螺纹牙根部宽度;δ为屈服强度。

由式(5)、式(6)可知,后底凸台抗剪切力远小于弹带压环和刚性环箍的螺纹剪切力,分离药盒点火工作时,螺纹处不会发生剪切破坏现象。

考虑到改型火箭弹在吊装过程中意外跌落产生的惯性力,可能导致后底剪切凸台被剪断,由式(7)可知:火箭弹高空跌落产生的惯性力不能导致后底凸台被剪断,同时由于刚性环箍的轴向约束作用,提高了其可靠性。

F惯性力=ma=40×500=2×104N

(7)

式中:m为火箭弹的质量;a为2 m裸弹跌落至钢板上的加速度峰值。

3 数值模拟

3.1 计算模型

文中采用ANSYS/LS-DYNA进行弹箭分离简化机构的数值模拟分析,采用流固耦合算法。数值模型由燃烧室、火药、空气、后底和弹带环组成,其中火药和空气采用欧拉网格建模,单元使用多物质ALE算法,燃烧室、后底和弹带环采用拉格朗日网格建模。

采用TRUEGRID软件进行有限元模型的建立,模型简化为如图3所示模型。网格单元采用Solid164八节点六面体单元,后底采用硬铝合金,模型选用PLASTIC_KINEMATIC材料模型,其材料参数为密度ρ=2.7×10-6kg/mm3、弹性模量E=7.03 GPa、失效应变fs=0.6;燃烧室和弹带压环采用45#钢时MAT_JOHNSON_COOK材料模型和GRUNEISEN状态方程;火药采用HIGH_EXPLOSIVE_BURN高速爆炸燃烧材料模型和EOS_LINEAR_POLYNOMIAL线性多项式状态方程描述,其密度ρ=1.433×10-6kg/mm3、爆速D=2.9 m/ms、PCJ=3.0 GPa;空气采用NULL材料模型和GRUNEISEN状态方程描述。参考值见文献[5-7]。

3.2 数值模拟结果分析

通过数值模拟计算,分析了4 g、5 g、10 g等不同质量的分离药量对分离机构的影响。如图4所示为后底在10 g火药载荷作用时不同时刻的等效应力云图,可以看出,当分离药燃烧后,迅速在燃烧室密封空腔内形成高温高压气体,燃气压力迅速沿着后底表面向半径方向传播,后底在燃气压力载荷的作用下,克服弹带压环的约束作用沿弹轴方向运动,后底剪切凸台处在28 μs左右时,应力达到最大值,发生屈服变形直至剪切。弹带压环对后底的轴向约束解除,燃烧室内高温高压气体继续对后底驱动做功,后底加速飞行直至获得稳定的分离速度,如图5所示为后底不同时刻的速度曲线图。

4 试验结果分析

4.1 试验装置

根据仿真计算结果开展试验验证,验证弹箭分离结构工作的可行性。试验共进行4发,每发试验样机对应不同的火药量,分离药量分别为4 g、5 g、10 g、20 g。试验时采用后连接底进行替代模拟发动机,如图6试验装置简图所示,试验结果如表1所示。

表1 弹箭分离结构试验结果

4.2 试验结果

试验结果如表1所示,采用不同质量的分离药量均能可靠实现弹箭分离。随着分离药量的增加,模拟发动机的分离速度逐渐提高,1号模拟发动机的分离速度最低,4号模拟发动机的分离速度最大。图7为高速摄像拍摄的第4#试验样机点火分离的试验过程,模拟发动机质量件在火药燃气的作用下迅速分离,整个分离和飞行过程比较平稳。从4#试验回收结果可以看出,弹身壳体与弹带环之间的胶结正常,无松动现象,弹带环和弹带压环之间无脱落;观测后底4个剪切凸台均可靠被剪切,根部剪切平整,无明显凸起。

试验结论:

文中设计的剪切分离机构其理论剪切值所需要的分离药量与试验值基本相差不大,与数值模拟结果相吻合。