李 靜，陳 靜，屠小昌，石權利，楊 文，白 冰

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某型彈翼展開機構到位沖擊優(yōu)化研究

李 靜，陳 靜，屠小昌，石權利，楊 文，白 冰

（陜西應用物理化學研究所，陜西西安，710061）

針對某型彈翼展開機構工作時間較短、展開速度過高，導致彈翼展開到位時對彈翼展開機構沖擊較大的問題，以內彈道理論為基礎，根據(jù)與模擬彈翼聯(lián)合的試驗結果，分析了影響工作時間、展開速度的主要因素，提出了延長工作時間、降低展開速度的3個主要方法：改變點火藥燃燒形式、減小點火藥藥量和減小主裝藥燃速及初始燃面。通過該方法，工作時間從最初的208ms延長到237.2ms，展開平均速度由0.43m/s降低到0.23m/s，最終達到了降低彈翼展開機構到位沖擊的目的。

作動器；彈翼展開；輸出性能；沖擊

隨著導彈技術的迅速發(fā)展，彈翼展開技術廣泛應用于戰(zhàn)術導彈、巡航導彈、空-空導彈等武器中。在非工作時彈翼處于折疊狀態(tài)[1]收縮在導彈彈身中，在飛行過程中利用作動器等火工系統(tǒng)將彈翼展開，其具有顯著減少導彈體積的優(yōu)點。由于彈翼一般較大，在展開的過程中，尤其在空載或小攻角[2]展開條件時，對彈翼展開機構沖擊較大，導致存在結構完整性及振動噪聲等隱患。為了保護彈上儀器與彈翼機構結構的完整性，要求在滿足工作時間內可靠展開的前提下降低彈翼展開速度，以減小到位沖擊[3]。

針對上述問題，本文研究了一種新型彈翼展開作動器，該作動器通過雙鉸軸形式與彈翼機構連接，以活塞回縮形式拉動彈翼轉動，一個作動器對應一片彈翼，兩個作動器分別獨立驅動兩片折疊彈翼展開。通過采用模擬彈翼[4]與作動器聯(lián)合試驗，研究了作動器輸出性能與彈翼展開結果，并對影響作動器工作時間、彈翼展開速度的設計參數(shù)進行了分析，提出了延長工作時間、降低展開速度的主要方法，達到了滿足工作時間前提下降低到位沖擊的目的。

1 彈翼展開機構指標要求

彈翼展開機構主要技術指標要求見表1。

表1 彈體發(fā)射系統(tǒng)主要技術參數(shù)、指標及要求

Tab.1 Main technical parameters indexes and requirements

2 彈翼展開機構總體設計方案

2.1 結構設計

彈翼展開機構外形基本呈臺階式圓柱形結構特征，前后端過渡成一個水平面耳片結構，用于與導彈彈翼機構對接固定。產(chǎn)品主要由前連接組件、筒體、基體、活塞桿、分瓣螺母承載及鎖緊結構件、后蓋、后連接組件、裝藥組件、點火器等結構件組成。

圖1 彈翼展開作動器結構圖

2.2 工作過程

產(chǎn)品不工作時，分瓣螺母裝在限位筒內徑內，限制了分瓣螺母的徑向運動；分瓣螺母內螺紋與活塞桿外螺紋配合擰緊，通過分瓣螺母的固定約束實現(xiàn)對活塞桿軸向環(huán)境承載力鎖定?；钊麠U頭部嵌入的鍵卡在基體槽內以實現(xiàn)對活塞桿的徑向鎖定，雙向鎖定導致活塞桿不會出現(xiàn)意外解鎖現(xiàn)象，折疊彈翼不會意外展開；一旦需要折疊彈翼展開，點火電流施加到點火器，點火器就起爆發(fā)火，引燃主裝藥并產(chǎn)生燃氣壓強，燃氣壓強在相對密閉空間內作用到限位筒體端面，并產(chǎn)生推力推動限位筒向后移動剪斷剪切銷；剪斷剪切銷后，限位筒體沿滑動配合面滑動，滑動超過一定行程后，分瓣螺母與限位筒脫離，解除了徑向約束；分瓣螺母失去對活塞桿約束后，燃氣壓強繼續(xù)作用到活塞頭端面，對活塞桿形成軸向推力，此軸向推力一方面使活塞桿的鍵與基體槽內分離、解除活塞桿的徑向旋轉約束，另一方面使分瓣螺母張開，掉落于基體空腔中，活塞桿能夠啟動回縮，完成解鎖功能?；钊麠U解鎖后，在主裝藥繼續(xù)燃燒并生成燃氣的條件下，燃氣持續(xù)推動活塞桿克服彈翼負載，使彈翼展開。

3 試驗方案及試驗結果分析

3.1 試驗方案

對彈翼展開機構進行輸出性能試驗，測試輸出性能參數(shù)，如燃燒室壓強、工作時間，評估彈翼到位沖擊大小，設計試驗方案如表2所示。主裝藥藥型如圖2所示，點火輸出藥藥型如圖3所示。

表2 優(yōu)化試驗方案表

Tab.2 Optimized test programs

(a)圓臺狀 (b)圓柱狀

圖2 主裝藥藥型示意圖

Fig.2 Schematic of main charge shape

圖3 圓環(huán)狀點火輸出藥藥型示意圖

對于彈翼展開作動器而言，研究其輸出性能最好的方式就是與負載連接進行發(fā)火試驗。為了研究產(chǎn)品的實際工作情況，設計了模擬彈翼裝置的點火試驗臺架，該模擬彈翼按照實際負載重量、轉動慣量進行設計，能夠達到模擬負載工作的目的。試驗前產(chǎn)品及模擬彈翼裝置照片見圖4，兩處壓力傳感器分別測量燃燒腔、壓縮腔內的壓強——時間數(shù)據(jù)，位移傳感器測量作動器回縮位移，角位移傳感器測量彈翼展開的角位移。

圖4 試驗前產(chǎn)品裝配圖

3.2 試驗結果分析

根據(jù)表2試驗方案進行彈翼展開機構發(fā)火性能試驗，試驗結果見表3。由表3可見，方案1、2、3、4、5產(chǎn)品通電點火后，活塞桿可靠縮回，彈翼均成功展開，除方案4外，其它作動器結構完整。

表3 性能試驗結果

Tab.3 Performance test results

方案5彈翼成功展開后產(chǎn)品及模擬裝置照片見圖5，試驗燃燒腔壓強曲線見圖6，試驗活塞桿位移曲線見圖7。方案4試驗后活塞桿斷裂照片見圖8。

圖5 試驗后活塞桿可靠縮回

圖6 燃燒腔壓強曲線

圖7 活塞桿位移曲線

通過表3的試驗結果可以看出，方案1和方案2兩種主裝推進劑[5]都可使模擬彈翼展開到位，活塞桿最大位移基本相同，但GLQ-1推進劑燃速過快，最大位移時間為162.5ms，時間較短，超過總體提出的活塞運動時間在180ms≤≤300ms范圍內的性能指標要求；SG-2推進劑燃燒速度適中，最大位移時間為208ms，滿足技術指標的要求。根據(jù)公式(1)[6]可知，燃速越快，燃氣生成的質量流率就越大，導致燃燒腔內壓強明顯升高，活塞初始加速度增大，運動時間變短，平均速度增大，同時燃燒腔壓強升高會進一步增大裝藥燃速，從而形成疊加效應。因此，根據(jù)試驗結果對比選擇SG-2為主裝推進劑。

考慮到活塞桿最大位移時間為208ms，靠近活塞運動時間指標下限。為進一步使產(chǎn)品更好符合技術指標要求，對產(chǎn)品進行了優(yōu)化設計，在方案1和方案2試驗結果的基礎上，同時進行了兩個優(yōu)化設計方案，即方案3和方案4。方案3主要是對點火器中輸出藥燃燒形式和輸出藥藥量進行優(yōu)化設計：將點火器原輸出裝藥藥量175mg、散裝壓合改為輸出藥量240mg、壓制成圓環(huán)狀藥柱形式，裝配時對藥柱四周進行阻燃包覆以增加燃燒時間，降低點火藥燃氣生成的質量流率，從而降低燃燒腔內的最大輸出壓強，延長活塞運動時間。方案4在方案3的基礎上主裝藥由圓臺狀改成圓柱狀，主要考慮圓柱狀裝藥端面燃燒時燃面大小保持不變，燃氣輸出性能比較穩(wěn)定的特點。

對比方案3與方案4結果可知：方案3產(chǎn)品最大位移時間142.1ms，不符合總體提出的活塞運動時間180ms≤≤300ms的性能指標要求。方案4活塞桿直接斷裂，燃燒腔最大壓強為13.6MPa，工作時間135ms，燃燒腔壓強過大，工作時間過短，且試驗后活塞桿斷裂，說明到位沖擊過大。這是因為方案4采用圓柱狀藥柱，初始燃面較大，根據(jù)公式（1）可知，燃面越大，燃氣生成的質量流率就越大，導致燃燒腔內壓強顯著升高達到13.6MPa，活塞初始加速度增大，運動時間變短，活塞到位速度增大，導致活塞桿承受的到位沖擊超過了其強度極限，活塞桿斷裂。同時對比方案2與方案3可知，雖然點火器輸出藥改為圓環(huán)狀，但由于藥量增加，導致點火器輸出壓強升高，燃燒腔最大壓強增大，活塞到位時間反而縮短。主裝藥采用圓臺狀既滿足了降低初始燃面的要求，又使得導彈在大攻角飛行、大阻力負載情況下，后期燃氣輸出以增面燃燒規(guī)律急劇增速補充，輸出推力隨即增大，仍可使彈翼低速可靠展開到位。

在方案3的基礎上主要考慮延長活塞到位時間，繼續(xù)對點火器進行優(yōu)化設計，提出方案5：將點火器圓環(huán)狀藥柱輸出藥量由240mg減少到165mg，相比方案3輸出藥柱外徑和內徑尺寸不變，將藥柱高度由4.5mm調整為3.0mm。優(yōu)化設計后即方案5作動器的燃燒腔最大壓強為8.8MPa，活塞運動到位時間為237.2ms，為活塞運動時間180ms≤≤300ms的性能技術指標中限，說明方案5優(yōu)化設計合理。綜合以上結果可知：影響活塞到位時間的主要因素為點火器輸出裝藥燃燒形式、點火器輸出藥量、主裝藥燃速、主裝藥初始燃面，這些因素主要是通過影響燃燒腔壓強，進而引起活塞初始加速度的改變，最終導致活塞到位速度、到位時間的變化。

4 結論

本文以某型彈翼展開機構為研究對象，根據(jù)不同工況下的發(fā)火試驗結果，分析了影響活塞到位時間、到位沖擊的主要因素，提出了優(yōu)化到位沖擊的主要方法，達到了總體設計要求。本文主要結論：

（1）影響活塞到位時間的主要因素為點火器輸出藥燃燒形式、點火器輸出藥量、主裝藥燃速、主裝藥初始燃面；

（2）延長點火藥燃燒時間、減少點火器輸出藥量、選擇合適的燃速較低的主裝藥、減少主裝藥初始燃面均能有效增大彈翼展開作動器到位時間，降低到位沖擊。

（3）通過優(yōu)化設計，工作時間從最初的208ms延長到237.2ms，展開平均速度由0.43m/s降低到0.23m/s，最終達到了延長彈翼展開機構到位時間、降低到位沖擊的目的。

參考文獻：

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Optimization Research of the Impact of Wings’ Full Unfolding on the Unfolding Mechanism of Some Missile

LI Jing，CHEN Jing，TU Xiao-chang，SHI Quan-li，YANG Wen，BAI Bing

(Shaanxi Applied Physics and Chemistry Research Institute, Xi’an, 710061)

Aiming at solving the problem that high impact on wings unfolding mechanism caused by short time and high rate as unfolding, based on interior ballistic theory and according to the results of joint test with simulated missile wings, the main factors that affect unfolding time and rate were analyzed. Meanwhile, three ways to reduce unfolding speed, which were changing combustion forms of ignition powder, reducing amount of ignition powder, and reducing burning velocity and initial burning surface area of main charge, were proposed. The unfolding time was prolonged from 208ms to 237.2ms and the average unfolding speed was reduced from 0.43m/s to 0.23m/s, which minimize the impact of full unfolding of the unfolding device.

Actuator；Wings unfolding；Output performance；Impact

1003-1480（2016）04-0001-04

TJ450.2

A

2016-05-24

李靜（1982 -），女，工程師，主要從事火工品模擬仿真技術研究。