龐桂鳳，張 琦，李 巍，李 磊

0 引 言

隨著彈道導(dǎo)彈精度的日益提高，整體類戰(zhàn)斗部攻擊硬目標(biāo)的需求日益強(qiáng)烈。對(duì)整體侵徹類戰(zhàn)斗部而言，終點(diǎn)效應(yīng)試驗(yàn)[1,2]是研究戰(zhàn)斗部侵徹強(qiáng)度、侵徹能力、裝藥安定性和引戰(zhàn)配合等性能必不可少的項(xiàng)目。

本文在分析采用地面火箭橇和滑膛火炮完成整體類戰(zhàn)斗部終點(diǎn)效應(yīng)試驗(yàn)的優(yōu)、缺點(diǎn)的基礎(chǔ)上，結(jié)合本文研究的發(fā)射筒的特點(diǎn)，提出了一種利用導(dǎo)彈發(fā)射筒進(jìn)行大口徑、大質(zhì)量、高速度的整體類戰(zhàn)斗部終點(diǎn)效應(yīng)試驗(yàn)的方案。仿真結(jié)果表明，方案具有可行性，并可使廢棄的導(dǎo)彈發(fā)射筒得到充分利用。

本文研究的整體戰(zhàn)斗部終點(diǎn)速度馬赫數(shù)大于2，戰(zhàn)斗部試驗(yàn)件約數(shù)百公斤，具有復(fù)雜的結(jié)構(gòu)約束邊界。采用地面火箭橇進(jìn)行這類戰(zhàn)斗部的終點(diǎn)效應(yīng)試驗(yàn)，存在因振動(dòng)環(huán)境惡劣過考核、研制周期長、試驗(yàn)成本高等缺點(diǎn)；若采用滑膛火炮進(jìn)行戰(zhàn)斗部終點(diǎn)效應(yīng)試驗(yàn)，則存在炮管加工難度大、生產(chǎn)周期長、制造成本高，因膛內(nèi)壓力過大過考核，結(jié)構(gòu)約束邊界模擬不真實(shí)等缺點(diǎn)。

彈道導(dǎo)彈發(fā)射筒口徑大，戰(zhàn)斗部作為導(dǎo)彈的一部分與發(fā)射筒本身具有較好的相容性。初步分析，通過調(diào)整彈射壓力和彈射行程，在可接受的彈射過載條件下，可以獲得理想的彈射出筒速度，達(dá)到戰(zhàn)斗部終點(diǎn)效應(yīng)試驗(yàn)的要求。而且一般導(dǎo)彈發(fā)射筒規(guī)定使用若干次以后，就廢棄不再使用，因此利用發(fā)射筒進(jìn)行地面試驗(yàn)是完全可行的。利用廢棄不用的導(dǎo)彈發(fā)射筒進(jìn)行戰(zhàn)斗部終點(diǎn)效應(yīng)試驗(yàn)，還具有試驗(yàn)成本低、研制周期短的優(yōu)點(diǎn)。

1 系統(tǒng)及方案

試驗(yàn)系統(tǒng)由導(dǎo)彈發(fā)射筒、試驗(yàn)件、高速攝像裝置和終點(diǎn)效應(yīng)試驗(yàn)靶 4大部分組成，其中導(dǎo)彈發(fā)射筒[3]由發(fā)射筒本體、彈射動(dòng)力裝置和適配器組成，如圖 1所示。試驗(yàn)時(shí)，導(dǎo)彈發(fā)射筒水平放置，試驗(yàn)件與適配器固定好后安裝于導(dǎo)彈發(fā)射筒內(nèi)，發(fā)射筒出口處架設(shè)高速攝像裝置，用于錄制試驗(yàn)件出筒及撞擊試驗(yàn)靶時(shí)刻的姿態(tài)、速度及相關(guān)景像[4]。試驗(yàn)靶根據(jù)整體戰(zhàn)斗部打擊目標(biāo)的特點(diǎn)進(jìn)行設(shè)計(jì)、施工，滿足試驗(yàn)要求。

圖1 試驗(yàn)系統(tǒng)組成示意Fig.1 Composition Diagram of Test System

因試驗(yàn)件在發(fā)射筒內(nèi)的滑行時(shí)間很短[5]，為毫秒量級(jí)，為便于計(jì)算，假設(shè)試驗(yàn)件在發(fā)射筒內(nèi)所受的摩擦力和空氣阻力恒定不變。根據(jù)能量守恒定律，建立基本方程（1）和輔助方程（2）。

基本方程：

輔助方程：

式中 t為試驗(yàn)件在發(fā)射筒內(nèi)的運(yùn)動(dòng)時(shí)間；tv為試驗(yàn)件t時(shí)刻在發(fā)射筒內(nèi)的速度；tF為試驗(yàn)件t時(shí)刻在發(fā)射筒內(nèi)受到的推力；xF為試驗(yàn)件在發(fā)射筒內(nèi)受到的空氣阻力；ρ為空氣密度，為試驗(yàn)件t時(shí)刻在發(fā)射筒內(nèi)的阻力系數(shù)， )(txvC =0.2；S為試驗(yàn)件的受力面積；0F為試驗(yàn)件在筒內(nèi)所受到的摩擦阻力；m為試驗(yàn)件的質(zhì)量；tL為試驗(yàn)件t時(shí)刻在筒內(nèi)的行程；tΡ為試驗(yàn)件t時(shí)刻在筒內(nèi)受到的壓強(qiáng)；φ為試驗(yàn)件的底部直徑；μ為滑動(dòng)摩擦力系數(shù)，μ=0.1。

2 計(jì)算方法

本文采用龍格-庫塔法[6]，數(shù)值求解上述方程組，仿真流程如圖2所示。

圖2 仿真流程示意Fig.2 The Simulation Flow Chart

3 仿真結(jié)果分析

3.1 某典型工況仿真結(jié)果分析

試驗(yàn)件終點(diǎn)速度取700～750 m/s，通過仿真計(jì)算可知，所需的彈射壓強(qiáng)分別為8.7 MPa和10 MPa，即若發(fā)射筒內(nèi)的彈射動(dòng)力裝置產(chǎn)生的壓強(qiáng)處于8.7～10 MPa之間，則試驗(yàn)件可獲得滿足要求的終點(diǎn)速度。某次典型工況仿真結(jié)果如圖3和圖4所示。

圖3 壓強(qiáng)-時(shí)間變化曲線Fig.3 Intensity of Pressure-time Changes Curve

圖4 速度-時(shí)間變化曲線Fig.4 Velocity-time Changes Curve

由圖3可知，發(fā)射筒內(nèi)所需的壓力不超過10 MPa，而發(fā)射筒結(jié)構(gòu)可以承受12 MPa的壓強(qiáng)。為分析在試驗(yàn)過程中試驗(yàn)件的受載情況，仿真計(jì)算了試驗(yàn)件運(yùn)動(dòng)過程中的軸向過載nx，計(jì)算結(jié)果如圖5所示。

圖5 軸向過載-時(shí)間變化曲線Fig.5 Axial Overload-time Changes Curve

由圖 5可知，在試驗(yàn)過程中試驗(yàn)件要承受的最大軸向過載為3500，強(qiáng)度計(jì)算結(jié)果表明，試驗(yàn)件強(qiáng)度滿足試驗(yàn)要求。因此，該方案可行。

3.2 其它工況仿真結(jié)果分析

為進(jìn)一步分析這種終點(diǎn)試驗(yàn)方案的可行性及適用范圍，仿真計(jì)算了另外2種工況：

a）在發(fā)射筒長度（9 m）和試驗(yàn)件質(zhì)量（500 kg）一定的條件下，試驗(yàn)件終點(diǎn)速度與發(fā)射筒內(nèi)壓強(qiáng)的關(guān)系，仿真結(jié)果如圖6所示。

圖6 終點(diǎn)速度-時(shí)間變化曲線Fig.6 Terminal Speed-time Changes Curve

由圖 6可知，在發(fā)射筒長度和試驗(yàn)件質(zhì)量一定的條件下，發(fā)射筒內(nèi)壓強(qiáng)越大，試驗(yàn)件達(dá)到的終點(diǎn)速度越大，當(dāng)發(fā)射筒壓強(qiáng)在7.4～8.3 MPa之間時(shí)，試驗(yàn)件的終點(diǎn)速度范圍是660～700 m/s。

b）在發(fā)射筒長度（9 m）和發(fā)射筒內(nèi)壓強(qiáng)（8.3 MPa）一定的條件下，試驗(yàn)件終點(diǎn)速度與試驗(yàn)件質(zhì)量的關(guān)系，仿真結(jié)果如圖7所示。

圖7 終點(diǎn)速度-時(shí)間變化曲線Fig.7 The Terminal Speed-time Changes Curve

由圖7可知，在發(fā)射筒長度和發(fā)射筒內(nèi)壓強(qiáng)一定的條件下，試驗(yàn)件質(zhì)量越小，試驗(yàn)件可以達(dá)到的終點(diǎn)速度越大，當(dāng)試驗(yàn)件質(zhì)量在350～500 kg之間時(shí)，試驗(yàn)件的終點(diǎn)速度范圍是700～839 m/s。

4 結(jié)束語

分析認(rèn)為，若根據(jù)內(nèi)彈道計(jì)算結(jié)果重新設(shè)計(jì)發(fā)射筒[7,8]的彈射動(dòng)力裝置，進(jìn)行500 kg以內(nèi)、終點(diǎn)速度小于750 m/s的戰(zhàn)斗部終點(diǎn)效應(yīng)試驗(yàn)，方案具有可行性。

仿真結(jié)果表明，試驗(yàn)件質(zhì)量增加或發(fā)射筒壓強(qiáng)減少，都將引起試驗(yàn)件終點(diǎn)速度降低，反之，則試驗(yàn)件的終點(diǎn)速度會(huì)升高。故本試驗(yàn)方案是否適用其它質(zhì)量、結(jié)構(gòu)的戰(zhàn)斗部終點(diǎn)效應(yīng)試驗(yàn)，需從終點(diǎn)速度及結(jié)構(gòu)強(qiáng)度等方面進(jìn)行分析，以確定其適用性。

[1] 隋樹元, 王樹山. 終點(diǎn)效應(yīng)學(xué)[M]. 長沙： 國防工業(yè)出版社, 2000.

Sui Shuyuan, Wang Shushan. The effect of terminal point[M]. Changsha：Defence Industry Book Concern, 2000.

[2] 王儒策, 趙國志. 彈丸終點(diǎn)效應(yīng)學(xué)[M]. 北京： 北京理工大學(xué)出版社,1993.

Wang Ruce, Zhao Guozhi. Projectile end point effect[M]. Beijing： Beijing Institute of Technology Press, 1993.

[3] 高明坤, 宋廷倫. 火箭導(dǎo)彈發(fā)射裝置構(gòu)造[M]. 北京： 北京理工大學(xué)出版社, 1996.

Gao Mingkun, Song Tinglun. The construction of rocket’s or missile’s launcher[M]. Beijing： Beijing Institute of Technology Press, 1996.

[4] 張國偉. 終點(diǎn)效應(yīng)及其應(yīng)用技術(shù)[M]. 北京： 國防工業(yè)出版社, 2006.

Zhang Guowei. End point effect and application technique[M]. Beijing：Defence Industry Book Concern, 2006.

[5] 姚昌仁. 唐國良, 宋廷倫. 火箭導(dǎo)彈發(fā)射動(dòng)力學(xué)[M]. 北京： 北京理工大學(xué)出版社, 1996.

Yao Changren, Tang Guoliang, Song Tinglun. The launch dynamics of rocket or missile[M]. Beijing： Beijing Institute of Technology Press, 1996.

[6] 封建湖, 車剛明, 聶玉峰. 數(shù)值分析原理[M]. 北京： 科學(xué)出版社, 2002.

Feng Jianhu, Che Gangming, Nie Yufeng. The principle of numerical analysis[M]. Beijing： Science Book Concern, 2002.

[7] 姚昌仁. 導(dǎo)彈發(fā)射裝置設(shè)計(jì)[M]. 北京： 國防工業(yè)出版社, 1981.

Yao Changren. The design of missile’s launcher[M]. Beijing： Defence Industry Book Concern, 1981.

[8] 姚昌仁, 張波. 火箭導(dǎo)彈發(fā)射裝置設(shè)計(jì)[M]. 北京： 北京理工大學(xué)出版社, 1998.

Yao Changren, Zhang Bo. The design of rocket’s or missile’s launcher[M].Beijing： Beijing Institute of Technology Press,1998.