一种炮弹弹翼机构的设计方法

2021-10-27刘瑞卿

弹箭与制导学报 2021年4期

刘瑞卿，余磊，张启

(西安现代控制技术研究所，西安 710065)

0 引言

制导炮弹研发时，通常先进行折叠弹翼机构的研制。只有当弹翼机构的功能和性能达到设计要求时，作为载体的弹道弹才能够以一定的静稳定度稳定飞行，从而为搭载考核制导部件提供良好的环境。弹翼机构主要由定位机构、张开机构和锁定机构等组成，当炮弹在火炮膛内运动时，弹翼应处于折叠闭锁状态；当炮弹离开炮口飞行时，弹翼解锁张开到位后被锁定[1]。

人们对弹翼的解锁和张开过程做了大量研究，焦志刚等[1]、蔡灿伟等[2]通过研究利用气缸原理的弹翼机构，分别得出了求解气缸压力变化的数学模型和数值方法。甑文强等[3]、崔二巍等[4]建立了折叠翼展开的数学模型，并对翼的张开和锁定进行了动力学仿真分析。刘瑞卿等[5]借鉴气缸式弹翼张开的原理，设计了一种带弹托式的，弹翼“前折后张”的弹翼机构，并对弹托分离和弹翼张开进行了仿真分析。此外文献[6-7]也从不同方面对弹翼机构进行了研究。

基于气缸式弹翼张开原理，设计了一种带锁扣的、弹翼“后折前张”式的弹翼机构，利用高压气体经小孔流动的理论，通过分析气室容积和进气孔大小对抛掉锁扣的影响，归纳出了气室参数设计的方法；通过优化设计得出了气室参数的最优解，并基于ADAMS对弹翼张开、锁定过程进行了动力学仿真分析。结果显示，该弹翼机构在膛内弹翼可靠闭锁，出炮口后弹翼能够张开并锁定。

1 弹翼机构的设计

弹翼机构的工作原理是：发射状态时弹翼处于折叠闭锁状态并由锁扣将其定位，锁扣与弹翼座之间形成密闭气室，并由拉断螺钉固定，如图1所示；炮弹在膛内运动时，高压燃气经锁扣上的进气孔充入气室，使气室内的压强升高；当炮弹离开炮口飞行时，因气室内还存有高压气体，与外界大气压形成压强差，将螺钉拉断实现抛掉锁扣解锁弹翼；随后弹翼在惯性力的作用下绕翼轴旋转张开，如图2所示；张开到位时锁定销在锁定簧弹簧力的作用下插入弹翼上的销孔中将其锁定，如图3所示。

图1 弹翼折叠闭锁

图2 弹翼张开

图3 弹翼锁定

2 弹翼解锁

2.1 气室充放气模型

分析气室内的压力变化规律，实质上是研究气流经小孔的流动问题，通常做以下假设：气体为理想气体；流动过程为定常且绝热；气室容积相对炮膛较小，气体流入流出气室对膛压的影响可忽略不计[8]。

(1)

式中:φ为流量系数，其值与压力及小孔结构有关，一般取0.85～0.95；s0为小孔截面积；γ0为与气体绝热指数γ有关的参量，其表达式为：

(2)

对于膛内火药气体，有：

(3)

式中:R为气体常数;f为火药力;τ为火药气体温度与火药爆温的相对量，一般取其平均值,约为0.8。将式(2)、式(3)代入式(1)得：

(4)

(5)

(6)

反之，当p′>p时，气体从气室中流出，流量公式与上述类似，仅需将式中的p,ρ换为p′,ρ′即可。

由于气室的容积V是固定的，在时间段dt内有Qdt气体流入或流出，引起密度的变化，进而引起气室内能的变化。由热力学第二定律即可求出气室压力的变化，计算过程及后效期的压力规律见文献[8]。

2.2 解锁机构分析

分析弹翼解锁机构，主要是为了锁扣分离的设计，即确定气室容积、进气孔大小和拉断螺钉的个数及强度等参数。实现在膛内锁扣不分离，即螺钉不被拉断；炮弹出炮口后螺钉被拉断，锁扣分离弹翼解锁。

设炮膛底部的压力为pt，炮弹底部的压力为pd，则二者有以下关系[9]:

(7)

式中:mω为发射药质量;φ1为比例系数,对于大威力火炮(l/d>30)φ1取1.02～1.03；M为制导炮弹的质量。

通过电子测压器测得的弹丸内弹道膛底压力与时间的关系，由式(7)可得出弹底压力与时间的关系。由图4可知膛底压力在0.016 s达到最大值370 MPa，炮弹在0.027 s出炮口，弹底压力在0.031 s后趋于零。

图4 膛底压力和弹底压力p-t曲线

仅考虑炮弹沿炮管的直线运动，规定指向炮口为正方向，对锁扣进行受力分析，可得:

pdS-p′S′+F0=ma

(8)

式中:S为膛压作用面积;S′为气室内压力作用面积;F0为锁扣与弹翼座之间的作用力;m为锁扣的质量;a为加速度，这里近似认为a与时间的关系和膛压一致。

2.2.1 气室容积对弹翼解锁的影响

气室容积的大小直接导致气室压力变化，进而影响锁扣分离，因此气室容积是影响弹翼解锁的一个重要因素。保持进气孔直径d为2.4 mm不变，气室容积分别取为0.015 L,0.05 L,0.1 L和0.25 L，得到气室压力和F0随时间的关系如图5～图6所示。

图5 气室容积对气室压力的影响

图6 气室容积对F0的影响

由图5可知，膛内时期气室压力均先增大后减小；随着气室容积V由0.015 L增大为0.25 L，气室内压强随时间增大变慢，最大值减小，气室压力曲线滞后膛压曲线的效果越来越明显。一般规律表现为气室充气放气的速率与容积的大小成负相关。

由图6可知，气室取不同的值时，从膛内时期到出炮口之后，F0均由负值变为正值，则不同时期F0的最大值与气室容积的关系见表1。

表与气室容积的关系

2.2.2 进气孔尺寸对弹翼解锁的影响

进气孔尺寸的大小也会影响气室压力，进而影响锁扣分离，因此进气孔尺寸是影响锁扣分离的另一个重要因素。取气室容积V为0.05 L，进气孔的直径分别取为1.0 mm,2.4 mm,3.4 mm和4.8 mm，求解得到气室压力p′和F0的变化规律曲线，如图7～图8所示。

图7 进气孔直径对气室压力的影响

图8 进气孔直径对F0的影响

由图7可知，在进气孔直径d由1.0 mm增大为4.8 mm的过程中，气室压力p′随时间增大变快，且最大值增大，气室压力曲线滞后膛压曲线的效果越来越不明显。一般规律表现为气室充气放气的速率与进气孔直径的大小成正相关。

由图8可知，进气孔直径取不同值时，从膛内时期到出炮口之后F0的值均有一段时期为正，即锁扣与弹翼座有分离的趋势，螺钉受到拉力作用。不同时期F0的最大值与进气孔直径的关系见表2。

表与进气孔直径的关系

2.2.3 气室参数优化和拉断螺钉的确定

由上述分析可知，当气室容积太大或太小，以及进气孔尺寸太大或太小时，气流经小孔流动的理论均不再适用。因此在本弹翼机构的设计中，气室容积应满足0.015 L≤V≤0.25 L，进气孔直径应满足1.0 mm≤d≤4.8 mm。

分析上述结果并结合工程实际，为实现在膛内锁扣不分离，出炮口后螺钉被拉断而锁扣分离，气室参数的优选值应为：气室容积V=0.05 L；进气孔直径d=2.0 mm；拉断螺钉为4个9.8级的M5螺钉(总拉力载荷5.68×104N)。

图与V,d的关系

3 弹翼张开、锁定

3.1 动力学模型的建立

基于Adams虚拟样机技术，建立弹翼机构动力学模型。以弹体为参考系，分析弹翼解锁后的张开过程，可得：

(9)

式中：D1,D2,D3分别为弹翼座、销、翼轴与弹翼的摩擦力矩；T为气动力矩；R为炮口处火药力对弹翼的力矩；J为弹翼绕翼轴的转动惯量。

3.2 弹翼张开锁定过程分析

设计的弹翼机构主要针对以线膛炮为平台发射的弹丸，仿真条件为：炮口转速8 r/s；锁定簧的预紧力59 N，刚度6 500 N/m；销与弹翼之间动摩擦因素0.15，忽略气动力及炮口火药力作用的影响，得到的仿真结果如图12～图14所示。

图12 弹翼张开角度随时间变化曲线

图13 弹翼张开角速度随时间变化曲线

图14 弹翼与销接触力随时间变化曲线

由图12～图14得知，弹翼质心绕转轴转动了60°，这与理论上“后折前张”并后掠30°的弹翼应转过的角度保持一致；弹翼绕翼轴转动的角速度逐渐减小，且由正值变为负值，这表明当锁定销未完全插入弹翼上的销孔时，弹翼发生前后轻微晃动；最后于t=5 ms时刻角速度归于零值，即弹翼不再绕翼轴转动，弹翼张开到位并被锁定；初始弹翼与销之间的接触力保持为一个较小的值，这是弹翼与锁定销之间的滑动摩擦力；在4 ms处附近接触力急剧增大到峰值为6.5×104N，表明在销插入销孔的过程中，弹翼与销发生激烈的碰撞，此时销应具备足够的抗剪强度[10]。综上分析，此弹翼机构在当前计算条件下，弹翼能够正常张开并被锁定。

3.3 气动阻力特性

弹翼机构除具备使弹翼闭锁、张开、锁定等功能外，其气动阻力也应尽可能小。在翼展相同、强度满足要求的前提下，因文中弹翼机构方案为“后折前张”式，弹翼座的体积更小，重量更轻。由表3可知，与文献[1]方案相比，文中弹翼机构具有以下优势：在重量上减轻32.4%，在相同的发射条件下，弹丸可获得更高初速；炮弹亚音速飞行时，零攻角阻力系数减少10.1%，利于弹丸获得更大的射程[11]。