彈道導彈燃氣彈射技術

程洪杰, 陳 力, 林 睿

(火箭軍工程大學兵器發射理論與技術國家重點學科實驗室, 西安 710025)

0 引言

隨著現代空間偵察技術的快速發展,對導彈隱蔽生存和機動性也提出了更高的要求,彈射相對于自力發射能有效提高導彈速度和射程,簡化陣地設備以提高地面機動能力,減少燒蝕和沖擊,降低陣地紅外特征[1],因而對滿足導彈特定作戰需求有巨大優勢。

早期的導彈彈射技術主要采用液壓式彈射和壓縮空氣式彈射,20世紀50年代末期以來,由于固體火箭發動機相關技術的迅速發展以及內彈道學理論的更新和完善,使彈射裝置小型化成為可能,燃氣彈射技術和燃氣蒸汽彈射技術應運而生[2]。

1 基于零維內彈道模型的研究方法

零維內彈道模型在定量分析內彈道性能變化趨勢及結構設計優化上具有明顯優勢。文獻[2]和文獻[3]給出了經典內彈道學的整套計算和分析方法,為內彈道設計及優化奠定了理論基礎。

1.1 內彈道性能影響因素研究

高、低壓室壓強曲線及最大壓強、導彈的最大加速度及出筒速度是衡量內彈道性能的重要特征量。影響內彈道性能的主要因素有:

1)高壓室裝藥。火藥的燃速直接決定了高壓室壓強曲線的形狀及其最大值,影響火藥燃速的主要因素如表1所示。

2)低壓室初始容積。當低壓室的初始容積減小時,低壓室壓強上升速度加快,沖擊振動效應變強,彈底燃氣溫度逐漸增大,初始容積的殘余空氣具有阻隔高溫燃氣減少彈底燒蝕的作用[7];倘若初始容積過大,低壓室壓力上升緩慢,將嚴重影響導彈出筒速度。此外,初容較小還將會導致噴管流動狀態為非臨界狀態,對高壓室形成反壓作用,導致高壓室壓力出現波紋狀波動[4]。

3)噴喉截面積。喉部直徑是彈射器內彈道設計中的重要參數,喉部通氣面積直接決定燃氣的流量大小,從而影響對導彈的做功能力。噴口越小,離筒速度越大,但噴管過小則后噴不足,導彈過載和后座加大,嚴重影響發射精度[8]。

4)環境溫度。文獻[9]通過燃氣發生器在高溫(+60 ℃)、常溫(+20 ℃)和低溫(-40 ℃)的熱試車實驗和高、常、低溫的彈射實驗,發現燃氣發生器的壓強峰隨溫度升高而變大,低溫彈射后勁不足,影響導彈加速度和出筒速度。

表1 影響高壓室壓強變化的因素

1.2 內彈道結構優化設計研究

彈射裝置的結構尺寸對工質的流場形態有重要影響,所以結構優化成為研究內彈道性能的重要方向。合理選擇裝藥和噴管尺寸,可以消除發射過程中導彈的加速度高頻脈沖過載[10],而推遲后噴、增加發射筒端面積和減小尾噴管喉部面積可以提高導彈出筒速度[8]。

文獻[11]針對低壓室峰值壓強過大的問題,采用增大低壓室初始容積、減小主裝藥初始燃面和增大噴管喉徑的方法,有效的解決了低壓室壓強過大的問題。文獻[12]改進單活塞氣缸式彈射裝置,設計了雙級提拉式彈射裝置,增加導彈有效加速行程,在保證低過載的情況下,提高了導彈出筒速度。

1.3 零維內彈道的“修正”方法

1)試湊法

文獻[9]通過實驗獲取了彈射器在高溫(+60 ℃)和低溫(-40 ℃)下的“壓強-時間”和“加速度-時間”曲線,并用經典內彈道學作出理論曲線,用試湊法修正理論曲線,使其逐步逼近試驗曲線。為經典內彈道學的完善提供了新的思路。

2)“半實驗半理論”的方法

文獻[13]采用燃氣發生器實驗數據繪成的高壓室的壓強-時間曲線,以此替代經典內彈道學從燃面理論推導的曲線,從而建立低壓室內彈道及運動學求解方程組,經仿真,與純理論計算相比,誤差小于2%,對于燃氣發生器的設計具有指導意義。

2 多維模型的數值仿真研究

隨著計算機性能的提高以及計算流體力學(CFD)理論尤其是動網格技術的發展,使得多維數值計算的方法在內彈道研究中得到廣泛應用[14-15]。如圖1所示,彈射內彈道模型對稱特性顯著,故通常采用二維軸對稱模型。

圖1 燃氣彈射裝置結構示意圖

2.1 零維模型與二維模型優缺點

零維理論不考慮燃燒物之間化學反應,認為氣體在空間上是均勻的,所以并不能精確描述內彈道變化過程和流場特性[7],但零維模型具有計算量小、速度快的優勢。二維軸對稱模型能準確地給出高、低壓室的流動細節和壓力分布情況[16],二者計算結果相差不大[17]。

2.2 二次燃燒現象研究

文獻[16]和文獻[17]是單相燃氣彈射內彈道模型,但燃氣并不是單一組分,常帶有大量富燃氣體[18],與低壓室氧氣發生二次燃燒現象[19],形成了初始壓強峰,造成流場溫度、壓力和荷載上升,出筒時間縮短,出筒加速度降低,出筒速度提高[20]。文獻[21]進一步研究了噴管入口燃燒產物壓力和組分濃度比值對內彈道和荷載的影響,得出結論:隨著噴管入口壓力增大,低壓室氧氣消耗時間縮短,導彈出筒時間縮短,出筒速度增加,加速度峰值增大;隨著噴管入口CO與H2濃度比值變大,低壓室氧氣消耗時間變長,導彈出筒速度減小,加速度峰值減小。

2.3 結構對二次燃燒的影響

含有環形腔結構會改變燃氣流擴散方向,減小燃氣與空氣的接觸面積,有效降低二次燃燒的沖擊;環形腔開口向上時,壓強和加速度變化趨于緩慢,導彈出筒速度變小,導彈出筒時間延長[22]。文獻[23]表明壁面障礙物會降低二次壓力峰的沖擊,延遲導彈出筒時間,減小出筒速度,當障礙物高度為300 mm時,荷載變化平穩,出筒時間較短且出筒速度較高。

3 縮比實驗

對于大型彈射器,由于經濟、技術等條件的限制,使得用縮比模型試驗代替實物原型試驗的方法得到廣泛應用[24-25]。縮比有如圖2的兩種方案,文獻[26]運用“化四維因次為三維因次”的方法,從理論上推導了模型Ⅰ(奇異相似)和模型Ⅱ(幾何相似)與原型的內彈道參量對應相等的條件。奇異相似方案在直觀考察裝藥、高壓室工作壓強等方面具有優勢,宜優先選用[2]。

圖2 發射筒系統模型

4 目前仍存在的問題及發展趨勢

4.1 多變量的耦合研究

在導彈彈射過程中,藥柱質量誤差、侵蝕燃燒、燃面燃燒規律、噴喉尺寸、低壓室端面積及初始容積均對內彈道性能有直接影響,高壓室的長徑比也對內彈道壓力曲線有重要影響[27],且上述因素之間互相具有耦合關系?，F有文獻雖然有研究少量耦合現象,但變量數較少,多變量的耦合尚待進一步研究,如:低壓室初始容積過大,二次燃燒現象嚴重,彈底溫度過高,且壓力上升緩慢;低壓室初始容積過小,則對彈體沖擊效應明顯,過載過大,且低壓室易出現較大壓強峰,對高壓室造成反壓,同時也給發射筒增加強度負擔。如何調整高壓室尺寸、裝藥設計、噴管尺寸和低壓室尺寸,使內彈道性能達到最優,這具有重要意義。

4.2 現代智能算法在線優選結構參數

由于內彈道結構參數耦合及設計方程組欠約束,傳統的內彈道設計需多次試算逐步逼近可行方案,然而并不能保證為最優方案[2]。所以修正零維模型使其正向計算結果與實驗結果吻合,再利用強大的現代智能算法對結構參數進行在線優選匹配,對使內彈道性能、能量利用效率及空間利用效率耦合達到最優具有重要意義。

4.3 一體化內彈道模型

在傳統的CFD研究中,低壓室流場入口邊界條件通常來自燃氣發生器的實驗數據,在超臨界狀態下,這種方法是可行的,但實際情況中可能出現亞臨界狀態,此時方法就存在誤差,所以考慮推進劑的燃燒過程,并建立一體化內彈道模型顯得非常必要。

4.4 多相流的研究

鋁粉具有高燃燒熱,加入固體推進劑中,可以提高火箭發動機的比沖,減少不穩定燃燒[28]。添加鋁粉后的推進劑燃燒除了產生氣固兩相燃氣,還帶有熔融狀態的Al2O3液滴,之后Al2O3液滴放出熱量相變為固體顆粒并聚集結塊[29-30],撞擊在燃燒室、發射筒上、導彈底部,形成侵蝕,鋁粉的燃燒過程還會引起一氧化碳、二氧化碳和氫氣等組分以及溫度場的變化[31]。多相流中顆粒、液滴、氣泡在壁面上的碰撞和聚集對內彈道的溫度場、速度場及壓力場均有重要影響[32],對于多相流如何影響彈射內彈道性能及荷載特性,尚待進一步研究。

4.5 低燃溫推進劑對內彈道影響研究

燃氣溫度過高導致對導彈底部有燒蝕是燃氣彈射技術最大的弊端,隨著低燃溫火藥技術的成熟,燃氣發生劑燃速在15～35 mm/s可調,燃燒溫度在1 000～1 500 ℃[33]。為了降低燃溫,推進劑里面添加了降速降溫劑以及多種催化劑,或者采用改變金屬(催化劑)粒徑的方法[34-35],這些物質的添加會增加燃氣組分的復雜性,目前針對低燃溫推進劑對內彈道性能的影響研究相對較少。

5 結束語

現行燃氣彈射的研究多采用理論和實驗相結合的方式,盡管已取得諸多成果,但有關文獻的研究仍然存在諸多不足。文中從多變量耦合、現代智能算法在線優選結構參數、建立一體化內彈道模型、多相流以及低燃溫推進劑5個方面指出了未來需要解決的問題及發展的趨勢。

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