高速飞行器头罩分离设计方案研究

戈庆明，刘秀春，渠弘毅，吕 蒙，刘成国

（北京航天长征飞行器研究所，北京，100076）

高速飞行器头罩分离设计方案研究

戈庆明，刘秀春，渠弘毅，吕 蒙，刘成国

（北京航天长征飞行器研究所，北京，100076）

随着飞行器飞行速度的提高，飞行器头部力热环境十分恶劣，需采用头罩分离技术才能保障飞行器精确制导。对高速飞行器的头罩设计及防护设计进行了研究，同时提出了采用导爆索、推冲器的2种头罩分离方案，并进行了抛罩的试验验证和理论仿真计算，试验结果证明了该方法的可行性。

头罩分离技术；导爆索；推冲器；抛罩

0 引 言

随着飞行器飞行速度的提高，飞行器头部的导引头力热环境十分恶劣，需采用防护罩来进行有效保护，以提高自身的生存力和突防能力。在飞行器到达攻击区域后抛开防护罩，启动导引头搜寻目标。

飞行器头罩再入机动飞行中，飞行动压和横向过载大、马赫数高，头罩前端的再入力、热环境恶劣，气动加热量非常大。而导引头必须安装于头罩前端，为了使导引头能够在预定高度正常工作，设计时必须对导引头进行防护；在导引头工作时将防护罩抛开。

1 头罩分离技术

1.1 中国头罩分离技术[1]

由于飞行器头部的防护罩尺寸小，防护罩分离时考虑采用空气来提供分离动力，采用空气动力进行头罩分离的优点在于减少了结构分离时的连接结构和安装冲量装置的空间。西北工业大学对低空、跨声速飞行状态下的飞行器头罩抛射设计了2种分离方案：内冲压四分旋转式分离和四分平推式分离。

内冲压四分旋转式分离结构如图1所示。该方案的基本原理为整流罩头部在分离前进行抛罩，在气动力的作用下对整流罩头部壳体内部进行增压，当内部压力达到饱和时整流罩解锁，沿中心轴分离成4个壳体，沿每个壳体根部的铰链进行分离，当壳体到达预定角度后与铰链分离。

内冲压四分平推式分离结构如图2所示。该方案的基本原理在于整流罩头部在分离前进行抛罩，在气动力的作用下而非由冲量装置来提供动力，对整流罩头部壳体内部进行增压，当内部压力达到饱和时整流罩解锁，沿中心轴四分分离。在气动力的作用下沿每片整流罩壳体的质心作平动与旋转分离运动。该方案的目的在于减少整流罩根部铰链结构，验证其可行性，进而应用在工程方案设计中。

1.2 国外头罩分离技术[2]

1.2.1 被动式分瓣抛罩

高速飞行器头罩的雷达导引头开始工作之前，由防护罩进行防护，防护罩并未粘接在雷达导引头上。当雷达导引头工作时，位于雷达导引头顶端鼻锥处的一个执行结构推动一个锥形体向外运动，在锥形体外面设置的刀片将防护罩切开。防护罩切开的条状带根部设置一个扩张器，继续把锥形体与雷达导引头进行分离，防护罩外面的高速气流能够把锥形体的条状带继续撕裂到防护罩根部。锥形体条状带根部设置一个金属环，防止条状带在完全脱离时，雷达导引头被气流破坏。这样当雷达导引头工作时，雷达天线罩完全暴露出来了[3]。被动式分瓣抛罩示意如图3所示。

1.2.2 主动式分瓣抛罩

在现代及未来战争中，雷达导引头经常需要在接近目标对象时才开始工作。高速飞行器在飞行过程中，雷达导引头要经受高速气流和外界环境的影响，造成雷达导引头透射微波性能发生改变，造成导引头的性能参数和精度与要求的不一致。因此，对于远程高速飞行雷达导引头的外部需要安装一个可以抛掉的防护罩对导引头进行防护。在飞行器起飞段和中间段飞行时雷达导引头由防护罩进行防护，当接近目标，雷达导引头准备开始工作时，将防护罩抛掉。

防护罩壳体由多瓣拼接而成，在防护罩内侧设有纵向的削弱槽，在凹槽内侧设导爆索，导爆索根部与雷达天线罩之间安装一个连接环，防止导爆索工作时损坏雷达天线罩。引爆器放置在防护罩鼻锥处和根部。需要抛罩时，引爆器引爆导爆索，将防护罩抛切开[4]。

1.2.3 主动式破碎抛罩

该抛罩方式与气动热无关，主要用于保护飞机机载飞行器的头罩导引头在飞行过程中免受雨的侵蚀以及起降过程中风沙的撞击。

这种防护罩外侧由刚性聚乙烯材料外壳交错拼接而成，内侧是半刚性聚乙烯泡沫衬里，在外壳和衬里间设置导爆索，在防护罩的顶部安装引爆器，在飞行器发射前启动引爆器引爆导爆索，把防护罩抛切开[5]。

1.2.4 主动式整体抛罩

飞行器在高速飞行时，采用一个可以整体抛掉的防护罩来保护精密且易碎的雷达头罩或其他高灵敏度要求的探测仪器。防护罩安装在飞行器的头部，用于改善飞行器的气动外形，与此同时还可保护飞行器的雷达头罩或者其他精密探测设备，该防护罩可以应用在超声速飞行器上或者其他空间飞行器上。防护罩通过多个安全销钉或者可以快速分离的机构固定在飞行器头罩的头部壳体上，内部约344.75 Pa的正压由一个低压气源提供。采用快速启动的高压气瓶产生的高压气体施加在防护罩的根部，快速剪短安全销钉，使得防护罩在高速下迅速与弹体分离，露出高精度探测与目标跟踪的雷达导引头开始工作[6]。抛罩方式如图4、图5所示。

该抛罩方式已经应用在国外某复合制导空空导弹上，在飞行过程中保护雷达/红外导引头。同时，应用在标准3导弹上，在穿越大气层时用于保护气动热对导引头造成的影响。

2 新型主动头罩分离技术

主动头罩分离技术指的是不依赖气动力，靠主动力来实现头罩分离的技术。提供主动力的方案通常有导爆索和推冲器。

2.1 导爆索头罩分离方案

导爆索的特点是操作简单、传爆可靠、不怕雷电、抗杂流、可使成组装药同时起爆，且能实现毫秒微差爆破等。导爆索分离方案的金属防护罩由2瓣金属防护罩、若干枚缩颈双头螺柱以及火工品组件组成。2瓣金属防护罩对接面处设有导爆索安装槽，嵌入其中的导爆索起爆后，产生爆炸推力，使金属防护罩相互作用，拉断缩颈双头螺柱，实现金属防护罩的分离动作。导爆索分离方案的工作原理见图6。

金属防护罩底部与头罩采用卡槽式安装连接，以实现金属防护罩的轴向和周向限位。外表面设有导爆索预埋槽，其中一瓣金属防护罩法兰上设有导爆索布设槽以及抗剪槽，另一瓣金属防护罩法兰上设有缩颈双头螺柱限位槽以及抗剪凸台。

单个头罩质量为400 g，导爆索线密度为0.8 g/m，导爆索布设全长约为350 mm。产品装配完成，进行金属防护罩的静态抛罩试验。金属防护罩正常分离，通过高速录像测得的金属防护罩上、中、下的速度分别为10 m/s、9 m/s、8 m/s。

为了进一步提高金属防护罩的分离速度，对导爆索金属防护罩的结构方案进行了优化设计，增加了导爆索布设槽的长度，抗剪槽更改为密封抗剪槽，以增大金属防护罩的分离速度。方案改进后，单个头罩重量为300 g，导爆索布设全长约为490 mm。通过金属防护罩的静态抛罩试验得到，金属防护罩上、中、下的分离速度约为16 m/s、15 m/s、14 m/s。

2.2 推冲器头罩分离技术

推冲器的工作原理是利用推冲器壳体内部燃烧火药产生高温高压气体推动销杆使分离体实现分离。推冲器分离头罩有前推式和横推式，本文采用横推式方案。推冲器方案的金属防护罩由2瓣金属防护罩、推冲器、缩颈双头螺柱以及火工品组件组成。推冲器工作时，达到一定压力后，拉断缩颈双头螺柱、销杆运动并推动外部金属防护罩。推冲器分离方案的工作原理见图7。

为提高系统可靠性，采用冗余的双推冲器头罩分离技术方案，确保在一个推冲器工作情况下就可实现头罩分离，双推冲器同时工作时分离速度更高。

单个头罩质量为550 g，推冲器装药量为380 mg。仅1个推冲器工作时，进行金属防护罩的静态抛罩试验。金属防护罩正常分离，通过高速录像测得的金属防护罩上、中、下的速度分别为16 m/s、14 m/s、12 m/s。2个推冲器同时工作时，进行金属防护罩的静态抛罩试验。金属防护罩正常分离，通过高速录像测得的金属防护罩上、中、下的速度分别为21 m/s、15 m/s、12 m/s。

2.3 2种头罩分离方案分离速度比较

导爆索头罩分离方案、推冲器头罩分离方案金属防护罩分离速度对比见表1。可以得到，推冲器方案金属防护罩的分离速度比导爆索方案的分离速度要大。导爆索分离方案通过优化改进后，其分离速度与单推冲器分离方案的分离速度相当。

表1 4种方案的金属防护罩分离速度对比

双推冲器的抛罩能量理论上是单推冲器抛罩能量的2倍。根据能量守恒原理，单推冲器分离速度是双推冲器分离速度的0.7倍，通过试验也验证了这一点。

3 金属防护罩分离模拟仿真分析及风洞分离验证试验

3.1 金属防护罩分离模拟仿真分析

为了准确地模拟金属防护罩的分离过程，用Navier-Stokes控制方法对头罩分离过程进行了数值仿真分析，分析表明，在头罩再入速度Ma=3情况下，金属防护罩可以安全可靠分离。T=8.9 ms时金属防护罩质心的速度和相对位移曲线如图8所示。金属防护罩飞行轨迹如图9所示。

3.2 金属防护罩风洞分离试验

金属防护罩风洞试验是为了考察在来流条件下金属防护罩的分离运动情况，试验中风洞模拟了飞行状态下头罩的表面压力，通过高速红外摄像得到的试验过程如图10所示。试验取得了成功，表明头罩分离方案可行，头罩分离过程与理论仿真分析相一致。

4 结 论

通过对主动头罩分离技术的比较及仿真分析可知，导爆索分离方案的优点在于简单，虽然通过结构优化可以增长导爆索安装长度，但其提供的分离力有限，头罩分离速度较低，并且导爆索工作后有爆炸产物，需针对性地采取防护手段；推冲器分离方案的优点在于金属防护罩分离速度较大、无污染；缺点在于推冲器产品稍复杂。通过试验验证和非定常模拟仿真分析，得到导爆索头罩分离方案及推冲器分离方案均可行。

[1] 范庆志, 孙秦. 飞行器头罩分离技术及设计方案分析研究[J]. 机械设计与制造, 2008(9): 8-10.

[2] 张科, 陈之光, 赵玉印. 国外高速导弹的头罩防护技术[J]. 红外与激光工程, 2013(1): 154-158.

[3] Rockwell International Corporation ( Seal Beach, CA). Removable radome cover: US, 5125600[P]. 1991-06-03.

[4] Rockwell International Corporation (Seal Beach, CA). Pyrotechnic removal of a radome cover: US, 5167386[P]. 1992-01-21.

[5] The United States of America as represented by the Secretary of the Air. Protective cover for a missile nose come: US, 3970006[P]. 1975-01-16.

[6] General Dynamics Corp, Pomona Division (Pomona, CA ). Jettisonable protective cover device: US, 4867357[P]. 1987-12-21.

Research of High-speed Aircraft Shroud Separation Technologies

Ge Qing-ming, Liu Xiu-chun, Qu Hong-yi, Lyu Meng, Liu Cheng-guo
(Beijing Institute of Space Long March Vehicle, Beijing, 100076)

The temperature and thermal stress of the dome surface increased as the rise of the aircraft. Dome protecting is needed for aircraft to target detected accurately. A summary of dome protecting technologies design of high-speed is made in this paper. Two schemes of shroud separation are designed included explosive and thruster. The removal of a dome cover test is done by the explosive cord and the theory simulation is computed which verifies the feasibility of the schemes.

Shroud separation technologies; Explosive cord; Thruster; Removal of a dome cover

TJ76

A

1004-7182(2017)03-0028-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20170306

2016-07-14；

2016-10-19

戈庆明（1984-），男，工程师，主要研究方向为飞行器结构设计