何小英，彭雪明

(北京機(jī)械設(shè)備研究所， 北京 100854)

多燃?xì)獍l(fā)生器動(dòng)力系統(tǒng)的溫度自調(diào)節(jié)性能研究*

何小英，彭雪明

(北京機(jī)械設(shè)備研究所， 北京 100854)

多燃?xì)獍l(fā)生器彈射動(dòng)力系統(tǒng)可以隨溫度變化調(diào)節(jié)發(fā)射內(nèi)彈道，通過(guò)對(duì)多個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器進(jìn)行不同步點(diǎn)火，獲得導(dǎo)彈在多股燃?xì)馍刹⑾嗷プ饔孟掳l(fā)射過(guò)程的內(nèi)彈道參數(shù)。針對(duì)多個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器的彈射動(dòng)力系統(tǒng)，使用Matlab編程并求解內(nèi)彈道微分方程組，對(duì)同一彈體在3種不同溫度發(fā)射工況進(jìn)行內(nèi)彈道仿真試驗(yàn)，結(jié)果表明在不同時(shí)序?qū)Σ煌細(xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火，可以使彈射動(dòng)力系統(tǒng)得到基本一致的出筒速度。此項(xiàng)研究可為多燃?xì)獍l(fā)生器發(fā)射動(dòng)力系統(tǒng)的內(nèi)彈道設(shè)計(jì)提供重要的依據(jù)。

內(nèi)彈道；不同步點(diǎn)火；多燃?xì)獍l(fā)生器；彈射動(dòng)力系統(tǒng)；仿真；出筒速度

0 引言

在導(dǎo)彈的冷發(fā)射技術(shù)領(lǐng)域，彈射動(dòng)力裝置一般使用單個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器，將火藥的化學(xué)能在極短的時(shí)間內(nèi)經(jīng)過(guò)燃燒轉(zhuǎn)變成熱能，其燃?xì)饨?jīng)過(guò)燃?xì)獍l(fā)生器的噴管、排入發(fā)射筒的密封空間中，建壓形成彈射力，將導(dǎo)彈推出發(fā)射筒[1-4]。

傳統(tǒng)的導(dǎo)彈彈射動(dòng)力系統(tǒng)僅采用一個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器，內(nèi)部的固體火藥燃燒易受溫度影響，當(dāng)環(huán)境溫度變化范圍較大時(shí)難以保證導(dǎo)彈出筒速度要求[5-6]。單燃?xì)獍l(fā)生器的發(fā)射內(nèi)彈道仿真方法為：建立發(fā)射筒內(nèi)燃?xì)馍珊团蛎涀龉Φ哪Ｐ?，求解得到發(fā)射筒內(nèi)的壓強(qiáng)和導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)的速度等發(fā)射參數(shù)[7-9]。對(duì)于使用多個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器的發(fā)射動(dòng)力系統(tǒng)，尤其是多個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器具有不同的點(diǎn)火時(shí)序，有關(guān)發(fā)射內(nèi)彈道計(jì)算的報(bào)道甚少。

本文對(duì)多燃?xì)獍l(fā)生器彈射動(dòng)力系統(tǒng)進(jìn)行發(fā)射過(guò)程的內(nèi)彈道仿真，研究其溫度自調(diào)節(jié)性能。通過(guò)在不同時(shí)序?qū)Σ煌細(xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火，獲得導(dǎo)彈在多股燃?xì)馍刹⑾嗷プ饔孟掳l(fā)射過(guò)程的內(nèi)彈道參數(shù)，從而滿足不同溫度發(fā)射工況需要，解決了單一燃?xì)獍l(fā)生器在外界環(huán)境溫度變化時(shí)不能滿足出筒速度要求的問(wèn)題。

1 多燃?xì)獍l(fā)生器的彈射動(dòng)力系統(tǒng)

多燃?xì)獍l(fā)生器彈射動(dòng)力系統(tǒng)主要由多個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器、以及可以控制多發(fā)生器不同步點(diǎn)火的電路組成，見(jiàn)圖1。當(dāng)導(dǎo)彈進(jìn)入冷發(fā)射流程，多燃?xì)獍l(fā)生器動(dòng)力系統(tǒng)開(kāi)始工作：首先點(diǎn)火電路對(duì)第一個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器點(diǎn)火，在發(fā)射筒內(nèi)產(chǎn)生高壓燃?xì)?，推?dòng)導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)；同時(shí)通過(guò)內(nèi)彈道仿真確定其余燃?xì)獍l(fā)生器的點(diǎn)火時(shí)刻，由控制電路將其余燃?xì)獍l(fā)生器在對(duì)應(yīng)時(shí)

圖1 多燃?xì)獍l(fā)生器的彈射動(dòng)力系統(tǒng)示意圖Fig.1 Schematic diagram of missile ejecting power system with multi-gas generators

序點(diǎn)火，其噴管中的高壓燃?xì)鈱?huì)噴入已經(jīng)建壓的發(fā)射筒低壓室內(nèi)，與已有的高壓燃?xì)庖黄鹋蛎涀龉?，促使彈體繼續(xù)運(yùn)動(dòng)，確保在當(dāng)前發(fā)射工況下導(dǎo)彈出筒時(shí)刻的速度滿足要求。

2 多燃?xì)獍l(fā)生器的彈射內(nèi)彈道計(jì)算模型

對(duì)于不同步點(diǎn)火多燃?xì)獍l(fā)生器的彈射動(dòng)力系統(tǒng)，其彈射工質(zhì)為火藥燃?xì)猓瑥椛溥^(guò)程可描述為火藥在各個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器(即高壓室)內(nèi)燃燒、產(chǎn)生高溫高壓燃?xì)猓細(xì)膺M(jìn)入發(fā)射筒(即低壓室)推動(dòng)活塞運(yùn)動(dòng)，活塞帶動(dòng)導(dǎo)彈向上運(yùn)動(dòng)，直到導(dǎo)彈出筒，見(jiàn)圖2。以3個(gè)發(fā)生器為例，各燃?xì)獍l(fā)生器的點(diǎn)火時(shí)序表示為t1，t2和t3，則各高壓室的輸出燃?xì)饬髁砍跏贾稻鶠?，只有在時(shí)序時(shí)刻到達(dá)之后才開(kāi)始燃燒、生成做功燃?xì)狻?/p>

不同步點(diǎn)火多燃?xì)獍l(fā)生器的內(nèi)彈道計(jì)算模型主要由各個(gè)高壓室(燃?xì)獍l(fā)生器)方程、低壓室(發(fā)射筒)方程和導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)方程組成，求解該微分方程組，獲得導(dǎo)彈出筒速度等參數(shù)。

圖2 多燃?xì)獍l(fā)生器不同步點(diǎn)火的導(dǎo)彈發(fā)射過(guò)程Fig.2 Missile ejecting process by asynchronous ignition of multi-gas generators

2.1 多發(fā)生器組合的高壓室方程

高壓室的作用是為火藥的正常燃燒提供一個(gè)合適的環(huán)境，使火藥連續(xù)燃燒，產(chǎn)生的燃?xì)獠粩嗔飨虻蛪菏襕10-12]。多燃?xì)獍l(fā)生器的高壓室各自獨(dú)立，每個(gè)高壓室內(nèi)彈道方程由質(zhì)量守恒方程、能量守恒方程、狀態(tài)方程推導(dǎo)得到。

每個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器的質(zhì)量守恒方程為

(1)

式中：ρi為燃?xì)饷芏?Vi為燃?xì)獍l(fā)生器內(nèi)自由容積，下標(biāo)i表示多個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器的編號(hào)；Min_i為燃?xì)獍l(fā)生器中的主裝藥燃?xì)馍陕剩籑out_i為燃?xì)獍l(fā)生器經(jīng)噴管流出的燃?xì)饬髀省?/p>

每個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器的能量守恒方程為

(2)

式中：Cv為燃?xì)獾亩ㄈ荼葻?Cpb為燃?xì)獾亩▔罕葻?Ti為燃?xì)鉁囟?Tpb為燃?xì)獾亩▔喝紵郎囟?Cp為噴管出口燃?xì)獾亩▔罕葻?φ為熱損失修正系數(shù)。

每個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器的氣體狀態(tài)方程：

高壓室燃?xì)獾臓顟B(tài)不斷變化，認(rèn)為燃?xì)饷總€(gè)瞬時(shí)都能達(dá)到平衡狀態(tài)，瞬時(shí)狀態(tài)方程為

Pi=ρiRTi,

(3)

式中：Pi為燃?xì)獍l(fā)生器的高壓室壓強(qiáng);R為燃?xì)鈿怏w常數(shù)。

2.2 多發(fā)生器組合的低壓室方程

低壓室是一個(gè)由發(fā)射筒組成的空腔，來(lái)自多個(gè)不同時(shí)序點(diǎn)火工作的高壓室燃?xì)庠诘蛪菏抑谢旌稀⒕鄯e、膨脹，將導(dǎo)彈發(fā)射出去[13-15]。以低壓室的燃?xì)庾鳛槟芰肯到y(tǒng)，有燃?xì)饬魅?，不考慮燃?xì)饬鞒龊蛡鳠?。流入低壓室的燃?xì)饽芰?，用?lái)做功和低壓室升溫，能量方程為

(4)

狀態(tài)方程為

PV=mRT,

(5)

式中：m為低壓室燃?xì)赓|(zhì)量;T為低壓室燃?xì)鉁囟取?/p>

2.3 彈體運(yùn)動(dòng)方程

導(dǎo)彈受力主要包括發(fā)射筒內(nèi)的燃?xì)鈮毫σ约皬楏w運(yùn)動(dòng)過(guò)程所受的摩擦力，則導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)方程可表示為

(6)

導(dǎo)彈速度方程為

(7)

式中：M為導(dǎo)彈質(zhì)量;彈體摩擦力表示為導(dǎo)彈重力的倍數(shù)，記為μMg;A為低壓室截面積;L為導(dǎo)彈在發(fā)射筒中的位移;v為運(yùn)動(dòng)速度。

3 不同溫度的發(fā)射工況仿真

使用Matlab軟件編程，將內(nèi)彈道微分方程組封裝成內(nèi)彈道函數(shù)，通過(guò)調(diào)節(jié)燃?xì)獍l(fā)生器的個(gè)數(shù)及點(diǎn)火時(shí)序，獲得不同彈重的發(fā)射工況下對(duì)應(yīng)的內(nèi)彈道參數(shù)。

圖3 Matlab內(nèi)彈道仿真試驗(yàn)Fig.3 Interior ballistic simulation tests using Matlab

以溫度變化的不同發(fā)射工況進(jìn)行仿真試驗(yàn)，來(lái)驗(yàn)證僅改變?nèi)細(xì)獍l(fā)生器的個(gè)數(shù)及點(diǎn)火時(shí)序，可以得到基本一致的彈體出筒速度。分別對(duì)單燃?xì)獍l(fā)生器彈射動(dòng)力系統(tǒng)和多燃?xì)獍l(fā)生器彈射動(dòng)力系統(tǒng)在不同溫度下的發(fā)射工況進(jìn)行仿真驗(yàn)證。

3.1 單燃?xì)獍l(fā)生器發(fā)射內(nèi)彈道

首先，選定高溫60℃、常溫10℃和低溫-40℃ 3種環(huán)境溫度，彈質(zhì)量選為1 000 kg，對(duì)單燃?xì)獍l(fā)生器的彈射動(dòng)力系統(tǒng)進(jìn)行發(fā)射過(guò)程仿真。

各工況對(duì)應(yīng)的仿真結(jié)果參數(shù)見(jiàn)表1。圖4為單燃?xì)獍l(fā)生器的彈射動(dòng)力系統(tǒng)在3種溫度發(fā)射工況下的發(fā)射筒壓力曲線對(duì)比圖，圖5為單燃?xì)獍l(fā)生器的彈射動(dòng)力系統(tǒng)在3種溫度發(fā)射工況下的彈體速度對(duì)比圖。

表1 不同溫度環(huán)境下導(dǎo)彈發(fā)射的單發(fā)生器內(nèi)彈道仿真結(jié)果

計(jì)算結(jié)果表明：隨著溫度降低，燃?xì)獍l(fā)生器的高壓室峰值降低，60℃時(shí)峰值為16.4 MPa，10℃時(shí)峰值為13.6 MPa，-40℃時(shí)峰值為11.2 MPa；發(fā)射筒壓強(qiáng)峰值降低，低溫-40℃時(shí)比高溫60℃降低約22%；彈體出筒速度也降低，低溫-40℃時(shí)比高溫60℃降低約13.6%。

圖4 單燃?xì)獍l(fā)生器彈射動(dòng)力系統(tǒng)在不同溫度發(fā)射的筒壓曲線Fig.4 Canister pressure of the single-gas generator launching system at different temperature

圖5 單燃?xì)獍l(fā)生器彈射動(dòng)力系統(tǒng)在不同溫度發(fā)射的彈體速度曲線Fig.5 Missile velocity of the single-gas generator launching system at different temperature

3.2 多燃?xì)獍l(fā)生器發(fā)射內(nèi)彈道

對(duì)于多個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器組成的彈射動(dòng)力系統(tǒng)，每個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器的結(jié)構(gòu)參數(shù)和火藥參數(shù)均相同，彈重選為1 000 kg，同樣選定高溫60 ℃、常溫10 ℃和低溫-40 ℃ 3種環(huán)境溫度的發(fā)射工況進(jìn)行內(nèi)彈道仿真。

以高溫60 ℃時(shí)使用單燃?xì)獍l(fā)生器的出筒速度結(jié)果為參照(即上節(jié)的工況1)，對(duì)溫度降低時(shí)彈體發(fā)射所需的燃?xì)獍l(fā)生器個(gè)數(shù)及點(diǎn)火時(shí)序進(jìn)行調(diào)節(jié)，計(jì)算結(jié)果表明：常溫10 ℃發(fā)射時(shí)需要2個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器(工況4)，低溫-40 ℃發(fā)射時(shí)需要3個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器(工況5)，可以得到較為一致的出筒速度，約為25 m/s左右。各工況對(duì)應(yīng)的參數(shù)見(jiàn)表2。

圖6為單燃?xì)獍l(fā)生器、雙燃?xì)獍l(fā)生器和三燃?xì)獍l(fā)生器對(duì)應(yīng)的筒壓曲線對(duì)比圖，圖7為單燃?xì)獍l(fā)生器、雙燃?xì)獍l(fā)生器和三燃?xì)獍l(fā)生器對(duì)應(yīng)的彈體速度對(duì)比圖。

表2 不同溫度環(huán)境下導(dǎo)彈發(fā)射的多發(fā)生器內(nèi)彈道仿真結(jié)果

圖6 多燃?xì)獍l(fā)生器彈射的低壓室曲線對(duì)比Fig.6 Comparison of launching canister pressure in multi-gas generator system

圖7 多燃?xì)獍l(fā)生器彈射的彈體速度曲線對(duì)比Fig.7 Comparison of missile velocity in multi-gas generator system

可見(jiàn)，隨著發(fā)射環(huán)境溫度的降低，單個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器的火藥能量輸出降低，故發(fā)生器個(gè)數(shù)相應(yīng)增加，但發(fā)射筒壓力的峰值卻隨之降低：三發(fā)生器(3FSQ)時(shí)比單發(fā)生器(1FSQ)時(shí)壓力峰值降低約22%。三發(fā)生器(3FSQ)不同步點(diǎn)火工作時(shí)，由于稍后點(diǎn)火的兩個(gè)發(fā)生器的燃?xì)饬髁垦a(bǔ)充，筒內(nèi)壓力維持了較長(zhǎng)時(shí)間的平穩(wěn)段，而單發(fā)生器(1FSQ)工作時(shí)的筒內(nèi)壓力曲線則更快的出現(xiàn)下降趨勢(shì)。

計(jì)算結(jié)果充分體現(xiàn)了多發(fā)生器做功的優(yōu)勢(shì)：可以通過(guò)多次點(diǎn)火補(bǔ)充做功燃?xì)?，避免一次點(diǎn)火的壓力峰值過(guò)高；由多個(gè)發(fā)生器依次噴出燃?xì)獾牧髁刊B加，更容易使筒壓曲線形成較長(zhǎng)時(shí)間的平穩(wěn)工作段，有利于維持彈體出筒所需的加速度。從圖7的速度曲線也可以看出，隨著發(fā)生器個(gè)數(shù)增加，彈體速度上升趨勢(shì)愈加穩(wěn)定，燃?xì)庾龉Φ男矢摺?/p>

4 結(jié)束語(yǔ)

針對(duì)多個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器的彈射動(dòng)力系統(tǒng)，使用Matlab編程并求解內(nèi)彈道微分方程組，對(duì)同一彈體在3種不同溫度下(從60℃到-40℃)的發(fā)射工況進(jìn)行內(nèi)彈道仿真試驗(yàn)，表明可以通過(guò)調(diào)節(jié)各個(gè)燃?xì)獍l(fā)生器的點(diǎn)火時(shí)序，使彈射動(dòng)力系統(tǒng)輸出基本一致的出筒速度，從而使多燃?xì)獍l(fā)生器彈射動(dòng)力系統(tǒng)具有溫度自調(diào)節(jié)性能。

不同步點(diǎn)火多燃?xì)獍l(fā)生器的內(nèi)彈道仿真結(jié)果表明：

(1) 通過(guò)多次點(diǎn)火補(bǔ)充做功燃?xì)?，可以避免一次點(diǎn)火的壓力峰值過(guò)高；

(2) 由多個(gè)發(fā)生器依次噴出燃?xì)獾牧髁窟M(jìn)行疊加，更容易使筒壓曲線形成較長(zhǎng)時(shí)間的平穩(wěn)工作段，有利于維持彈體出筒所需的加速度。

本文研究的多燃?xì)獍l(fā)生器內(nèi)彈道仿真軟件，能夠獲得導(dǎo)彈在多股燃?xì)獠煌缴?、并相互作用的發(fā)射過(guò)程的內(nèi)彈道參數(shù)，可為多燃?xì)獍l(fā)生器發(fā)射動(dòng)力系統(tǒng)的內(nèi)彈道設(shè)計(jì)提供重要依據(jù)。

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Temperature Adaption Study of Missile Ejecting System with Multi-Gas Generators

HE Xiao-ying, PENG Xue-ming

(Beijing Institute of Mechanical Equipment, Beijing 100854, China)

The temperature adaption of interior ballistic for missile ejecting power system with multi-gas generators is studied. After asynchronous ignition for multi-gas generators, the mixed combustion gas interacts in the launching canister and the interior ballistic parameter can be obtained. The interior ballistic differential equations are solved using Matlab. The interior ballistic simulation for missile launching at three different temperatures is simulated. The results show that the same detached velocity of missile can be achieved by successively firing the gas generators at certain interval. The research can greatly support the interior ballistic design of missile launching power system.

interior ballistic; asynchronous ignition; multi-gas generator; ejecting system; simulation; detached velocity

2016-05-11；

2016-07-06 基金項(xiàng)目：有 作者簡(jiǎn)介：何小英(1984-),女，山西原平人。高工，博士，研究方向?yàn)閺椛鋭?dòng)力裝置。

10.3969/j.issn.1009-086x.2017.02.008

TJ013.1; TJ760.2; TP391.9

A

1009-086X(2017)-02-0055-06

通信地址：100854 北京142信箱208分箱 E-mail：13401100238@163.com