梁 斌,馮高鵬,周婕群,李俊承

(中國工程物理研究院總體工程研究所,四川綿陽 621900)

離散桿和EFP組合戰(zhàn)斗部對飛機毀傷效應研究

梁 斌,馮高鵬,周婕群,李俊承

(中國工程物理研究院總體工程研究所,四川綿陽 621900)

為分析離散桿與EFP復合戰(zhàn)斗部對典型戰(zhàn)斗機毀傷效應,根據(jù)強度等效原則,采用動力學有限差分程序建立了數(shù)值模擬模型。采用流固耦合與接觸算法,模擬了爆炸沖擊波、離散桿條、EFP 3種毀傷元爆炸形成過程,以及典型彈靶交會條件下對飛機的聯(lián)合毀傷效應。分析獲得3種毀傷元對飛機各部分結構破壞、對油箱引燃概率的初步規(guī)律。研究結果對新型防空戰(zhàn)斗部殺傷元素的設計及毀傷效應評估具有重要的參考價值。

爆炸力學;離散桿;毀傷效應;引燃概率

0 引言

離散桿戰(zhàn)斗部是以獨立的、大長徑比的預制桿條作為主要殺傷元的一種特殊的破片戰(zhàn)斗部。較傳統(tǒng)破片戰(zhàn)斗部,其殺傷元素質量大,速度高,對空中目標的切割毀傷能力強,具有較大的有效殺傷區(qū)域[1-2],廣泛應用于空空導彈戰(zhàn)斗部技術領域。戰(zhàn)斗部對飛機的毀傷效應分析通常是根據(jù)目標結構特點,給出破壞判據(jù),采用仿真分析的方法進行[3-6],該方法能夠高效分析單一毀傷元作用,但難以直觀反映多種毀傷元聯(lián)合破壞效應。由于戰(zhàn)斗部產(chǎn)生的破片、桿條等毀傷元與飛機相差4個尺度,目前還難以采用有限元/有限差分方法實現(xiàn)飛機全耦合爆炸毀傷效應數(shù)值模擬。為此,文中采用流固耦合與接觸算法計算戰(zhàn)斗部形成復合毀傷元,結合CONWEP算法[7-9],在對飛機目標特性和戰(zhàn)斗部破片飛散特性分析基礎上,建立了特定彈目交會條件下戰(zhàn)斗部對飛機的毀傷效應分析數(shù)值模型。實現(xiàn)對目標聯(lián)合毀傷效應的分析。

1 戰(zhàn)斗部數(shù)值建模

為便于數(shù)值計算建模,又不失真,將戰(zhàn)斗部結構適當簡化,主要如下:戰(zhàn)斗部前后端蓋與外襯筒的螺紋連接簡化為固定連接;引信及起爆裝置等效為質量相同的鋁板附加在后端蓋上;外殼與外襯筒之間的連接簡化為固定連接;端蓋與4個藥型罩之間連接為固結。

采用TrueGride程序建立了戰(zhàn)斗部結構化六面體網(wǎng)格模型,并導入有限差分程序AUTODYN-3D中,建立了戰(zhàn)斗部數(shù)值模擬模型,如圖1。其中,炸藥、空氣域采用多物質Euler單元,端蓋、外殼、桿條、波形控制器采用Langrange單元。為控制桿條飛散方向,將內外層桿條沿彈軸向旋轉2°。

圖1 戰(zhàn)斗部數(shù)值模擬模型

固體部件之間采用接觸算法。接觸采用對稱罰函數(shù)法。流體與固體之間采用流固耦合算法,起爆點位于裝藥中心。彈體結構中,桿條為鈦合金,蒙皮材料為鋁,前后端蓋、襯筒材料均為硬鋁,藥型罩為紫銅。在沖擊條件下,上述3種金屬材料采用Johnson-Cook強度模型[10-11],該模型考慮了應力狀態(tài)、應變率和溫度等影響,具有較大范圍的適應性。具體模型參數(shù)如表1。

戰(zhàn)斗部裝填Comp.B炸藥,計算采用JWL狀態(tài)方程模擬炸藥爆轟過程中壓力、內能和比容的關系[10-11]:

(1)

式中:P為裝藥爆轟壓力(MPa);V為相對體積;E為內能密度(MJ/kg);Q為炸藥熱能(MJ/kg);A、B、R1、R2、ω為材料常數(shù);f為非理想成分的燃燒分數(shù)。其中,第一至第三項分別在高壓、中壓和低壓段起主要作用[8-9]。在爆轟產(chǎn)物膨脹的后期,將炸藥從JWL狀態(tài)方程轉換為更為簡單的理想氣體狀態(tài)方程。參數(shù)通過圓筒試驗進行確定。理想炸藥空爆時能量釋放快,不必采用能量釋放模型,計算時f=0。

表1 彈體材料Johnson-Cook強度模型參數(shù)

彈體金屬材料采用Shock狀態(tài)方程。該狀態(tài)方程是基于沖擊絕熱關系建立的Mie-Grüneisen形式的狀態(tài)方程,主要參數(shù)如表2。

表2 彈體材料Shock狀態(tài)方程主要參數(shù)

Comp.B炸藥的主要材料模型參數(shù)如表3。

表3 Comp.B炸藥主要模型參數(shù)

2 戰(zhàn)斗機主要子系統(tǒng)結構簡化等效及其數(shù)值建模

2.1 戰(zhàn)斗機主要子系統(tǒng)結構簡化等效

等效靶代表著部件或艙段的易損特性。如桿條能穿透部件或艙段的等效靶[4-5],就能夠毀傷該部件。飛機艙段或部件,一般最外層是蒙皮,內層是部件殼體,要對內部結構毀傷,須穿透蒙皮和部件殼體,此外還需要有一定剩余動能對內部裝置進行毀傷。等效靶由3部分等效而成,分別是蒙皮、部件殼體和所需要的后效穿透深度。

一般以部件殼體或蒙皮材料作為等效靶材料,或選抗侵徹性能研究比較透徹的材料。文中選硬鋁作為等效靶材料。等效靶厚度的確定需考慮不同材料間的等效關系,也要考慮間隔靶與單層靶間的等效關系。如圖3所示,文中先將不同于等效靶的材料等效為等效靶材料,然后將同種材料間隔靶等效為單層等效靶。

等效靶的建立原則:外形接近,迎彈面積相同,抗侵徹能力與原構件相同。不同材料的厚度等效,用的較多的是強度等效理論,即等效厚度可根據(jù)原部件本體材料與等效靶材料的強度比進行折算得到[9-10]:

(2)

式中:σb0為原部件材料強度;σb為硬鋁LY12強度;h0為原部件厚度;h為原部件等效厚度。飛機部件全部按式(2)折算為硬鋁LY12的等效厚度。

圖2 等效靶厚度確定方法示意圖

通過對某隱身戰(zhàn)斗機外形結構及其主要性能參數(shù)的分析,在此基礎上進行簡化建模。典型戰(zhàn)斗機一般有8個油箱(如圖3(a)),包括在前機身飛行員座椅后的一個油箱(F-1),其余7個油箱分別位于中機身2個(F-2、F-3)、后機身一個(F-4)、機翼4個(F-5～F-8)。油箱分布位置如圖3(b),等效為6 mm的鋁板。

圖3 戰(zhàn)斗機各結構材料組成及油箱分布

2.2 戰(zhàn)斗機數(shù)值建模

根據(jù)強度等效原則,將飛機等效為機身、油箱、載彈倉、水平機翼、尾翼、機身機翼連接板、載彈倉與機身連接板、垂尾、發(fā)動機等幾部分結構。采用動力學有限差分程序AUTODYN-3D建立飛機數(shù)值模擬模型如圖4。為提高計算精度和計算效率,采用點、線、面、體至底向頂?shù)慕Y構化建模方法,飛機結構全部采用正六面體結構化網(wǎng)格模型,各結構件之間采用共結點固結,飛機運動速度通過初始條件施加。采用CONWEP算法[7-9],將爆炸產(chǎn)生的沖擊波通過邊界條件施加在飛機結構表面。為獲取飛機不同位置處所受壓力隨時間變化,在不同位置處分別設置了高斯點(Gauges point)。

圖4 飛機數(shù)值模擬模型

3 戰(zhàn)斗部毀傷元形成模擬及飛機毀傷準則

3.1 裝藥爆炸形成殺傷元數(shù)值模擬

戰(zhàn)斗部爆炸形成殺傷元包含爆炸沖擊波、爆炸成型彈丸(explosively formed projectile,EFP)、離散桿條。裝藥爆炸形成EFP過程如圖5。裝藥起爆75 μs后EFP基本形成,EFP在形成過程中有一定質量損失,最終質量約為65 g。EFP沿3個坐標軸的運動速度曲線如圖5(b),平均速度約為1 840 m/s,運動方向與彈軸線呈12.4°。

圖5 裝藥爆炸形成EFP及驅動離散桿條過程

桿條飛散過程如圖5(c)所示,因桿條沿彈軸向斜置了2°,在飛散過程中,同時具有徑向的膨脹速度和繞軸向的轉動速度。最終形成兩個同心圓環(huán)。桿條徑向膨脹速度約為1 700 m/s。

3.2 飛機毀傷準則

3.2.1 飛機油箱毀傷

1)單根桿條引燃飛機油箱準則

桿條的引燃毀傷是指桿條由于在貫穿機身、油箱、供油管路等過程中受到阻礙,其速度下降并將動能轉化為熱能。高溫桿條引燃燃料油或潤滑油,使飛機著火。

單根桿條的引燃概率是桿條的比沖量和遭遇高度之比值的函數(shù)[12-13]:

(3)

當遭遇高度H大于16 km(空氣稀薄)時,桿條引燃概率為零。

2)多根桿條引燃準則

如命中油箱桿條數(shù)為k,假定各桿條對油箱的毀傷相互獨立,則單個油箱引燃概率P為:

(3)

文中油箱引燃計算還參照了單枚桿條質量為7 g,某殺爆戰(zhàn)斗部對飛機油箱模擬等效靶毀傷試驗結果,對桿條的引燃計算概率進行類比與修正。

3.2.2 飛機機體毀傷準則

飛機各部分結構及毀傷元對各部分功能的影響關系非常復雜,因此,文中只考慮機體的結構破壞,即一旦飛機結構破壞,則該部分涉及的系統(tǒng)功能失效。

據(jù)殺爆戰(zhàn)斗部對飛機典型艙段毀傷試驗,以及沖擊波對模擬桿條打孔靶板毀傷試驗,初步給出目標靶臨界毀傷判據(jù):靶上連續(xù)斷裂長度大于等于該區(qū)域長度的三分之二,認為其功能失效。

4 典型彈目交會下飛機綜合毀傷效應分析

為分析不同交會條件下飛機毀傷效應,建立了脫靶量為2 m,方位角α為0°和180°,交會角θ為0°、30°、90°,爆炸點位于飛機頭部正下方、尾部側下方、上方中部和正上方中部以30°角俯沖4種典型情況模型(如圖6)。

圖6 戰(zhàn)斗部對飛機爆炸毀傷數(shù)值模擬模型

圖7和圖8給出了幾種典型彈目交會條件下,沖擊波與桿條、EFP聯(lián)合作用下數(shù)值模擬計算結果。

圖7 4種典型彈目作用過程

對于圖7(a)中彈靶作用情況,因相對速度較大,桿條對飛機除徑向飛散切割外,桿條與飛機軸向存在較大的相對速度,使得桿條沿著軸向從機頭下方到機頭上方切割飛機機體,形成與飛機軸向大約呈45°的一條狹長切口(如圖8(a))。飛機頭部下機身被完全切割成兩段,飛機頭部上機身除了有局部殘留連接外,被切開部分超過了整體結構的三分之二,可認為飛機頭部已完全解體。另外,桿條切割飛機的位置正好位于飛行員座艙處,在10～12根高速桿條切割下,可導致飛行員死亡。將有1～2枚EFP穿過導彈相關艙段后以一定著角(約70°～75°)擊中載彈倉底板,在底板上形成尺寸相對較大的狹長孔洞,EFP穿過載彈倉底板后將繼續(xù)沖擊飛機發(fā)動機,可造成1～2個發(fā)動機性能下降或功能失效。桿條和EFP均未擊中油箱,不能導致其破壞和引燃。

從圖7(b)中彈靶的作用過程可知,戰(zhàn)斗部對飛機的破壞主要是桿條對載彈倉、發(fā)動機的切割作用,同時桿條還對機身尾部油箱(F-4)具有切割作用。在沖擊波與桿條聯(lián)合作用下,載彈倉底板與側板連接位置出現(xiàn)明顯變形,局部向內凹陷(如圖8(b))。桿條對載彈倉形成一條較長切割斷裂帶,幾乎貫穿整個艙段的縱向切面,可認為載彈倉已解體失效。同時,桿條對左側發(fā)動機切割作用明顯,出現(xiàn)了大面積的貫穿性結構破壞,在此情況下,該側發(fā)動機性能下降或失效。另外,共有6根桿條擊中機身尾部油箱(F-4),如彈目交會高度為海拔5 000 m的高空,應用公式計算并類比相關試驗結果,油箱F-4的引燃概率約為30%。1～2枚EFP擊穿右側機翼,致使F-8油箱燃油嚴重泄漏,有20%～40%的引燃概率。

圖8 飛機局部破壞

從圖7(c)和圖8(c)可知,在沖擊波和桿條聯(lián)合作用下,飛機中部機身上表面產(chǎn)生一定程度的變形。主要殺傷元是離散桿和EFP。其中,桿條主要對中部機身、載彈倉、發(fā)動機切割,同時還對油箱F-3和F-4進行切割,并在中部機身、尾部機身及載彈倉處形成一條狹長斷裂帶,幾乎貫穿整個中部到尾部機身艙段的縱向切面,可認為中部到尾部機身以及載彈倉已解體失效。同時,桿條對右側發(fā)動機切割作用明顯,出現(xiàn)了大面積的貫穿性結構破壞,在此情況下,該側發(fā)動機性能下降或失效。另外,有8根和6根桿條分別擊中機身中部的油箱F-3和機身尾部的油箱F-4,如彈目交會高度為海拔5 000 m,應用公式計算并類比相關試驗結果,油箱F-3和F-4的引燃概率分別約為40%和30%。此外,有1～2枚EFP擊穿右側機翼,致使F-8油箱燃油嚴重泄漏,并有20%～40%的引燃概率。

從圖7(d)彈靶作用過程可知,導彈從飛機正上方以30°角向飛機俯沖攻擊情況下,其機身上側面受到的沖擊波超壓大于脫靶方位角為0°的情況(如圖8(d))。桿條以一定角度對靶體的沖擊較水平?jīng)_擊對靶體破壞更加嚴重:損傷區(qū)域更大,毀傷程度更嚴重。在導彈戰(zhàn)斗部起爆3.3 ms后,桿條聯(lián)合沖擊波在所接觸的區(qū)域內形成一條U形的切割斷裂帶,將上機身、載彈倉、機身機翼連接板、水平機翼切開,上述被切割部分斷口長度大于整體結構長度的三分之二,因此認為各部分均失效。另外,4枚EFP分別擊中飛機的左右兩個發(fā)動機,并將其穿透(如圖8(d)),形成孔洞的長度和寬度接近發(fā)動機對應長寬尺寸的二分之一,因此認為兩個發(fā)動機由于結構破壞而性能下降或失效。桿條分別切割油箱F-3～F-8,致使其產(chǎn)生嚴重漏油,油箱F-3、F-4的引燃概率約為40%,油箱F-5、F-6的引燃概率為60%,油箱F-7、F-8的引燃概率為30%。

綜上所述,脫靶量為2 m的情況下,導彈對飛機的殺傷元包含爆炸沖擊波、高速桿條以及爆炸成型彈丸。爆炸成型彈丸在某些彈靶交會情況下能擊中飛機機體,并在飛機上形成較大尺寸的孔洞。由于沖擊波在高空衰減較快,單獨作用毀傷效果有限,但與桿條聯(lián)合作用下,沖擊波可增加對切割部位的撕裂效果;彈靶交會條件決定了飛機的毀傷類型和程度,飛機主要毀傷類型有沖擊波聯(lián)合桿條對飛機結構件的沖擊和切割作用、桿條對油箱的切割破壞和引燃效應,EFP對機體及油箱產(chǎn)生的大尺寸穿孔和引燃效應;桿條是該復合戰(zhàn)斗部對飛機破壞最主要的殺傷元,毀傷形式為桿條對機體結構件的切割,通常導致某一結構件解體失效;在小脫靶量情況下,當多根桿條擊中飛機某一油箱時,油箱引燃概率大約在30%～50%,特定彈靶交會情況下引燃可達90%。

5 結束語

通過空空導彈對隱身飛機爆炸毀傷效應數(shù)值模擬和對比分析,獲得了以下初步結論:

采用動力學有限差分程序可有效模擬戰(zhàn)斗部爆炸形成沖擊波、離散桿條、EFP等毀傷元的形成,以及對飛機的綜合毀傷效應。

在小脫靶量情況下,離散桿條是造成飛機破壞最主要的毀傷元,主要造成飛機結構解體、油箱燃油泄露和引燃、發(fā)動機結構的破壞;爆炸沖擊對飛機的單獨毀傷有限,但在與離散桿條、EFP同時作用下可增大聯(lián)合毀傷效應;在特定彈目交會條件下,EFP對被擊中的飛機構件形成大尺寸的孔洞,造成結構解體、油箱燃油泄露及引燃等嚴重毀傷效應。

鈦合金材料在高速穿靶過程中具有引燃功能,文中在計算中沒有考慮其引燃作用。如計及鈦合金桿條在穿靶過程中自身的引燃效應,則桿條對油箱的沖擊引燃概率將進一步提高。

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Research on the Damage Effect of EFP Combined Warhead and Discrete Rod to Battleplane

LIANG Bin,FENG Gaopeng,ZHOU Jiequan,LI Juncheng

(Institute of Systems of Engineering, China Academy of Engineering Physics, Sichuan Mianyang 621900, China)

In order to investigate the damage effect of discrete rod and EFP combined warhead on typicl battelplane, based on the strength equivalence principle, numerical simulation model were conducted with dynamic finite difference program. Numerical simulation of the formation process of three kinds of damage elements, which were blast wave, discrete rod and EFP, was achieved with fluid solid coupling and contact algorithm. And the joint damage effect on the aircraft under the condition of typical missile target encounter. Preliminary analysis of regulation of three kinds of damage element for aircraft parts of structural damage, the tank ignition probability was obtained. The research results had important reference value for the design of new air defense warhead and the damage effect evaluation.

mechanics of explosion; discrete rod; damage effect; ignition probability

2016-04-14

國防基礎項目(B1520132012)資助

梁斌(1976-),男,貴州遵義人,高級工程師,博士,研究方向:常規(guī)武器研制與毀傷效應研究。

TJ410.3

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