基于火箭橇的机载弹药制动冲脱试验技术*

李君智,解珍珍,杨 江,郑宁歌

(中国兵器工业试验测试研究院,陕西华阴 714200)

0 引言

舰载作战飞机在起飞加速或降落制动过程中,其外挂的各类弹药由于惯性和防滑刹车的作用具有冲脱挂架的运动趋势。在极端条件下,外挂弹药由于惯性会冲脱挂钩,可能与舰上甲板高速撞击而发生安全问题。因此,机载弹药必须通过制动冲脱安全性试验考核才能上舰挂飞[1]。

美国早在20世纪80年代建立了世界上第一个钝感弹药安全性军用标准DOT-STD-2105《非核武器弹药危险性评估标准》,此后几次对该标准进行了修订。2003年增加了钝感弹药冲击并提出了包含制动冲脱在内的42项附加试验项目。该标准2015D(2011版)全面囊括了弹药可能遭遇的各种威胁,包括基本安全、钝感、制动冲脱等试验方法和评估标准[2]。

我国近年来才陆续开展了舰载弹药安全性刺激[3]、机载弹药的钝感性[4]、不敏感弹药安全性要求[5]等弹药安全性研究,且陆续发布了10余项安全性试验相关标准。而针对机载弹药的制动冲脱试验方法及评估标准目前还是空白,在试验方法上还是借鉴GJB 573A—1998《引信环境与性能试验方法》中的方法503[6],在弹药安全性考核方面无论是试验方法还是评估标准,和国外还有较大的差距。

1 现有制动冲脱试验方法不足

GJB573A中的方法503是专门考核引信从飞机上偶然冲脱后与甲板或舱壁撞击时的安全性。因此,装载引信的母体弹药可以采用缩比或惰性,该方法对弹药类制动冲脱试验存在以下三个方面的问题:

1)采用足够长的地面发射架发射方式对较大质量的弹药难以实施且撞击点精度不能保证;

当被试弹药质量及装药量较大时,设计一套专用的发射装置受弹药动力加载、约束条件、速度、撞击靶面尺寸等的影响,对某些弹药无法实施,弹着点精度难以保证。

2)被试弹药的撞击姿态与飞机起飞或降落制动时弹药冲脱姿态不一致;

受试验原理限制,弹药撞击瞬间的姿态为俯角(弹体为“头下尾上”式),而飞机制动时其挂载的弹药发生冲脱时弹体是仰角(即“头上尾下”式),因此,该模拟试验方法不能满足试验要求。

3)对大当量战斗部及火箭发动机的试验安全风险高。

目前,弹药技术向大质量、高威力方向发展,采用俯角发射的方式在试验实施过程中如装填、发射、弹道飞行等安全风险难以控制。

2 制动冲脱火箭橇试验技术

火箭橇试验是上世纪发展起来的一种模拟试验技术。对制动冲脱试验而言,其原理是在地面高精度火箭滑轨(有单、双两种轨道)上设计一种可沿轨道高速滑行的橇体,将被试弹药固联在橇体上,采用火箭发动机作为动力,将橇体沿轨道加速到预定的速度,在终点将被试弹药按预设的速度和姿态释放使其自由撞击模拟甲板,通过测量试验过程的相关参数,考核评估被试弹药撞击甲板后的安全性。图1为火箭橇平台设计图,图2为试验原理示意图。

图1 火箭橇平台设计图

图2 试验原理示意图

3 制动冲脱火箭橇试验关键技术

机载弹药制动冲脱火箭橇模拟试验方法,在技术上需要解决发射动力、弹道安全控制、无干涉弹橇分离、弹药撞击速度、姿态控制等关键技术。

3.1 火箭橇动力系统

在建立火箭橇系统弹道运动模型时引入火箭橇系统质量、发动机推力、系统气动阻力、滑轨摩擦阻力、系统速度等参数。其运动学方程为:

(1)

式中:Fi为火箭发动机推力,kg;C1为空气阻力系数;A为橇系统迎风面积,m2;ρ为空气密度,kg/m3;V为火箭橇瞬时速度,m/s;μ为摩擦阻力系数;G为橇系统瞬时重量,kg;m为橇系统瞬时质量,kg。

从式(1)中可知,对火箭发动机的总冲、橇系统包络迎风面积、橇系统质量变化率、瞬时速度等关联参数建立数值模型,确定边界条件通过迭代计算获得发动机选型参数及弹道终点弹橇分离速度。

以气动模型为例,火箭橇是一个包括各种结构模型的复杂组合体,试验时贴近地面高速运动,不但受自由场空气影响,同时还受地面二次反射气流的影响。因此,要准确计算其空气阻力特性是非常困难的。实际设计时引入标准的火箭橇气动外形(已经过验证),采用高速流体分析软件计算火箭橇系统的气动阻力、升力等相关参数。图3为某型弹药分析计算结果。

图3 某型弹药高速流体分析计算结果

3.2 弹道安全性设计技术

保证火箭橇系统在轨高速运动的弹道安全性是设计的关键技术之一。由于被试弹药以刚性方式与火箭橇体固联,在安全性设计时要综合考虑橇体结构的刚强度、关键件(产品连接处、螺栓、焊缝)的校核,结构模态分析等。

以发动机总冲、气动阻力、摩擦阻力为初始参数,以最大速度、惯性滑行长度为边界条件,建立1∶1的实体模型,用力学分析软件对橇体进行刚强度分析,取值为材料许用值低于材料屈服极限的30%,相对变形量低于1%,对于关键件采用给定限定条件如安全系数,进行符合计算。同时,火箭橇在高速运动时要受到轨道卡滞、冲击等负向过载作用,必须对橇系统和关键部位进行模态分析,以确定其固有频率和振型,保证橇体本身与弹药的固有频率不发生耦合,确保弹道运行安全。图4采用力学分析软件对某型弹药刚强度仿真校核结果。

图4 某型弹药刚强度仿真校核计算结果

3.3 弹橇分离技术

为使火箭橇与被试弹药在弹道终点可靠分离,在技术上采用先解除弹橇固联,然后各自依靠气动阻力的不同,在空间及时序上使得被试弹药在前,橇体在后有相对位移的变化。

在结构设计上,弹道运行过程弹橇固联采用紧固螺栓预紧卡环的固定方式。在弹道终点为解除弹橇之间约束,采用结构安全性满足要求的电子分离螺栓,当火箭橇运动至弹道终点的规定位置时,采用定点加电方式使多枚电子分离螺栓同步动态分离解除弹橇约束,使其自由飞向预定甲板。

为避免橇体随进二次撞击甲板,终点采用弧形滑轨分离方式。该方法不仅能够在竖直方向上拉开弹橇距离,还能使橇在运动方向上与弹体产生偏离,使橇体在甲板前通过拦截装置停止在甲板前。

对于弧形滑轨设计,需要确定两个参数:弧形滑轨水平长度L和高度降H,通过L和H就能够确定此段弧形滑轨的曲率半径R。

曲率半径R的表达公式为:

L2+R2≈(R+H)2

(2)

式中:L为弧形滑轨的长度,m;H为弧形滑轨的高度,m。

有关弧形轨道及弹橇通过弧形滑轨所受的离心力计算这里不再赘述。

图5 某型弹药姿态仿真计算结果

3.4 姿态控制技术

弹橇分离后,在气动阻力和滑轨地面效应综合作用下,被试弹药运动姿态会快速变化,如果不进行技术控制,在自由飞行13～18 m[6]后与甲板发生碰撞时的姿态角可能会超出技术要求。因此,要依据弹橇分离时弹药的质量、质心位置、转动惯量、速度、姿态角及弹橇分离点与靶标距离等参数进行流体仿真,计算被试弹药解除约束后的运动轨迹,图5为某型弹药无控飞行姿态仿真计算结果。

4 试验实例

以某五型弹药全尺寸模拟弹为例,以火箭橇为试验平台进行了制动冲脱模拟试验。试验前根据弹药的技术状态及试验要求,针对性地进行了工装、夹具、橇体等设计。特别是对动力系统、弹道安全性、姿态控制、弹橇分离等关键技术均进行了仿真计算,对橇体在轨运行进行了模态分析。试验结果见表1。五型不同弹药发射、在轨运行、弹橇分离均正常,弹橇分离速度最大68.5 m/s,最小65.1 m/s;姿态角最大16.1°,最小14.9°,均符合设计要求。结果表明以火箭橇为试验平台模拟机载弹药制动冲脱试验方法是可行的。图6为某型火箭橇系统发射前状态。

图6 火箭橇系统发射前状态

表1 试验结果

5 结论

利用火箭橇平台进行机载弹药制动冲脱试验是一种新的试验方法,它具有以下特点:

1)对被试弹药的质量、外形尺寸、形状等无限制要求,不需要足够长的地面发射架,实施成本低、风险小;

2)可以精确控制被试弹药的终点速度、弹橇分离时机、撞击姿态角;

3)被试弹药在轨运行安全可控,可对任意质量的全备弹药进行模拟试验。

综上所述,基于火箭橇的机载弹药制动冲脱试验技术具有状态可控、精度高、通用性强、安全高效、成本低等特点,能够满足各类机载弹药制动冲脱试验的要求。