廖章俊，王 濤，宋 杰，廖振強(qiáng)

(南京理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，南京 210094)

戰(zhàn)場(chǎng)上新型裝甲車輛的機(jī)動(dòng)性、防護(hù)力、威力和最大射程都會(huì)得到加強(qiáng)[1]。榴彈發(fā)射器作為主要針對(duì)性武器，降低后坐力能為提高射擊威力和實(shí)現(xiàn)輕量化提供更多空間。

在槍機(jī)后坐系統(tǒng)中，采用前沖擊發(fā)技術(shù)可以利用復(fù)進(jìn)撞擊來(lái)消耗前一發(fā)彈所產(chǎn)生的后坐動(dòng)能，有效減小武器系統(tǒng)后坐力。前沖擊發(fā)原理的應(yīng)用始于1957年美國(guó)的XM204型前沖炮[2]，在減后坐方面取得了較好的效果，各國(guó)開(kāi)始爭(zhēng)相研制[3-4]。我國(guó)于20世紀(jì)70年代首次將沖擊發(fā)原理應(yīng)用于130mm加農(nóng)炮上，隨后國(guó)內(nèi)學(xué)者對(duì)前沖擊發(fā)方式的自動(dòng)武器做了一些系統(tǒng)性的研究。理論研究表明前沖擊發(fā)原理可以將后坐力減小75%[5]，并成功將前沖擊發(fā)原理應(yīng)用于自動(dòng)武器上來(lái)降低系統(tǒng)后坐力[6-8]。

但是目前基于前沖擊發(fā)原理的自動(dòng)武器研究存在三個(gè)主要問(wèn)題：往往側(cè)重于前沖擊發(fā)原理對(duì)系統(tǒng)的減后坐效力分析而忽略了對(duì)射擊精度的影響；雖然成功將前沖擊發(fā)原理過(guò)渡到自動(dòng)武器上，但是前沖擊發(fā)結(jié)構(gòu)與自動(dòng)武器本身結(jié)構(gòu)的最優(yōu)化結(jié)合都很淺顯，沒(méi)有系統(tǒng)的研究方法；研究對(duì)象初速普遍處于低音速狀態(tài)，急需適應(yīng)未來(lái)戰(zhàn)場(chǎng)的射程遠(yuǎn)、火力猛、威力大的自動(dòng)武器。

本研究設(shè)計(jì)了一種將前沖擊發(fā)原理應(yīng)用于某高初速榴彈發(fā)射器的減后坐方案，彌補(bǔ)了目前前沖擊發(fā)原理應(yīng)用于自動(dòng)武器時(shí)存在的主要不足。雖然自動(dòng)榴彈發(fā)射器對(duì)射擊精度的要求不是很高，但槍管作為參與浮動(dòng)的一部分其身管振動(dòng)會(huì)比較劇烈，膛口跳動(dòng)較大，導(dǎo)致射擊精度下降顯著，不容忽視。研究前沖擊發(fā)結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)身管振動(dòng)的影響，合理采用前沖擊發(fā)結(jié)構(gòu)參數(shù)，可以改善武器射擊精度。

1 武器系統(tǒng)減后坐原理

圖1為某前沖擊發(fā)原理減后坐高初速榴彈發(fā)射器原理示意圖。

圖1 減后坐原理示意圖

如圖1所示，扣動(dòng)發(fā)射器扳機(jī)后，機(jī)框開(kāi)始復(fù)進(jìn)，并完成進(jìn)彈、閉鎖動(dòng)作，同時(shí)撥彈板復(fù)位準(zhǔn)備抓取下一發(fā)彈；機(jī)框在復(fù)進(jìn)時(shí)推開(kāi)以扭簧連接于機(jī)匣的槍管鎖扣，此時(shí)槍管不再處于固定狀態(tài)，與槍機(jī)組件共同復(fù)進(jìn)前沖；當(dāng)前沖速度最大時(shí)火藥點(diǎn)火，發(fā)射藥劇烈燃燒，推動(dòng)彈丸前進(jìn)，同時(shí)產(chǎn)生的后坐沖量?jī)?yōu)先被前沖復(fù)進(jìn)的動(dòng)量抵消一部分，在彈丸到達(dá)導(dǎo)氣孔之前，殘余后坐沖量仍舊帶動(dòng)閉鎖的自動(dòng)機(jī)后坐；在彈丸經(jīng)過(guò)導(dǎo)氣孔以后，一方面導(dǎo)致槍機(jī)同導(dǎo)氣式自動(dòng)機(jī)一樣正常開(kāi)鎖并后坐到位，另一方面，迫使槍管減速并復(fù)進(jìn)直至復(fù)進(jìn)到位時(shí)被槍管鎖扣卡住并等候下一發(fā)射擊時(shí)機(jī)框在復(fù)進(jìn)過(guò)程中推開(kāi)槍管鎖扣解鎖。

2 系統(tǒng)發(fā)射動(dòng)力學(xué)模型

2.1 模型簡(jiǎn)化及載荷處理

采用前沖擊發(fā)減后坐方案的榴彈發(fā)射器射擊時(shí)的實(shí)際影響因素復(fù)雜多變，需要進(jìn)行一定的簡(jiǎn)化處理，以便于計(jì)算分析得出仿真結(jié)果，但過(guò)度的簡(jiǎn)化可能會(huì)忽略掉關(guān)鍵的影響因素，導(dǎo)致結(jié)果失真與實(shí)際情況完全不符。本研究在采用前沖擊發(fā)減后坐方案的榴彈發(fā)射器中所作的簡(jiǎn)化假設(shè)如下：武器系統(tǒng)的零部件繁多而且結(jié)構(gòu)復(fù)雜多變，對(duì)于質(zhì)量很小而且不影響武器系統(tǒng)射擊循環(huán)過(guò)程的小部件不予考慮；對(duì)于質(zhì)量較大但是不影響武器系統(tǒng)射擊循環(huán)過(guò)程的大部件以等效質(zhì)量替換；武器系統(tǒng)的受力情況復(fù)雜，對(duì)于結(jié)構(gòu)中的前沖簧、復(fù)進(jìn)簧、架座簧等彈簧部件均以有質(zhì)量和阻尼的彈性系統(tǒng)替代；對(duì)于腳架與土壤的連接、射手與抵肩的連接均以集總參數(shù)模型替代；對(duì)于影響武器系統(tǒng)方位方向運(yùn)動(dòng)的供彈系統(tǒng)以計(jì)算阻力曲線輸入；對(duì)于彈藥制造工藝帶來(lái)的誤差予以忽略，每次射擊循環(huán)的內(nèi)彈道過(guò)程均一致。

2.2 載荷計(jì)算

前沖擊發(fā)減后坐方案的榴彈發(fā)射器的初始計(jì)算條件如表1～表3所示。

表1 榴彈主要初始參數(shù)

表2 導(dǎo)氣室主要初始參數(shù)

表3 前沖擊發(fā)結(jié)構(gòu)主要參數(shù)

通過(guò)Matlab對(duì)采用前沖擊發(fā)減后坐方案的榴彈發(fā)射器的內(nèi)彈道過(guò)程與后效期過(guò)程進(jìn)行編程求解，獲得武器系統(tǒng)單發(fā)時(shí)的膛內(nèi)壓力、導(dǎo)氣室壓力、制退力、彈丸速度的變化曲線如圖2～圖4所示。

圖2 內(nèi)彈道及后效期計(jì)算曲線

圖3 膛口制退力計(jì)算曲線

圖4 彈丸速度曲線

由圖2～圖4可以看出，在初始時(shí)刻榴彈擊發(fā)，膛壓開(kāi)始急劇增大；在0.34 ms時(shí)膛壓升高到30 MPa，榴彈開(kāi)始加速運(yùn)動(dòng)；在0.78 ms時(shí)膛壓最大上升到了155.5 MPa然后開(kāi)始迅速下降；在1.5 ms時(shí)榴彈通過(guò)導(dǎo)氣孔，導(dǎo)氣室壓力開(kāi)始迅速增加并在2.24 ms時(shí)最大為14.1 MPa；在2.34 ms時(shí)彈丸出膛口，彈丸速度達(dá)到602 m·s-1,此時(shí)膛口制退力開(kāi)始急劇上升到23.6KN后開(kāi)始逐漸下降。在2.34 ms以后進(jìn)入后效期作用階段，彈丸在剩余氣體壓力的作用下繼續(xù)加速運(yùn)動(dòng)一段時(shí)間在2.4 ms時(shí)最終增加到最大速度610 m·s-1。

抽殼阻力與撥彈阻力以外力的形式作用于模型，可由以下公式近似求得[9]。抽殼阻力計(jì)算方程為

(1)

式中：f為彈殼與膛壁的摩擦因數(shù)；l為彈殼長(zhǎng)度；δ為彈殼厚度；α為彈殼半錐角；p為膛壓；DPN為彈殼平均內(nèi)徑；DPW為彈殼平均外徑；E為彈殼彈性模量；u為彈殼后退行程；Δ0為彈殼初始相對(duì)緊縮量。

撥彈阻力計(jì)算方程為

(2)

式中：F0為撥彈阻力；N0為脫彈板對(duì)榴彈的支撐反力；Qx、Qy分別為彈鏈對(duì)彈體的面接觸力在水平和垂直方向的投影，可通過(guò)有限元模型求解；α0為彈體與脫彈板接觸面法向量與垂直方向夾角。

2.2 模型構(gòu)建

本研究建立該減后坐方案榴彈發(fā)射器剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)模型的步驟如下：槍管及腳架作為柔性體考慮，以準(zhǔn)確模擬射擊時(shí)的實(shí)際情況，確保下一步槍管振動(dòng)分析結(jié)果的準(zhǔn)確性[10-11]，將槍管及腳架組件分別在ANSYS中進(jìn)行有限元計(jì)算，取前20階模態(tài)生成的柔性體文件導(dǎo)入ADAMS計(jì)算模型中；依據(jù)各部件之間的運(yùn)動(dòng)關(guān)系，該減后坐方案榴彈發(fā)射器的各剛體之間以運(yùn)動(dòng)副連接；創(chuàng)建的柔性體以MARKER點(diǎn)與相應(yīng)剛體部件固定；對(duì)各部件之間定義碰撞關(guān)系；將本文2.1節(jié)中計(jì)算所得的各減后坐方案榴彈發(fā)射器的載荷施加于對(duì)應(yīng)部件上，通過(guò)建立傳感器的方式實(shí)現(xiàn)各載荷的作用時(shí)機(jī)符合實(shí)際射擊過(guò)程。所建立前沖擊發(fā)減后坐方案榴彈發(fā)射器的模型如圖5所示。

圖5 減后坐動(dòng)力學(xué)模型

2.3 模型分析

由于該采用前沖擊發(fā)減后坐方案的榴彈發(fā)射器彈丸初速達(dá)到600 m·s-1以上，尚處于研究階段，本研究通過(guò)建立該減后坐方案榴彈發(fā)射器剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)模型，利用ADAMS進(jìn)行仿真，獲得了首發(fā)射擊時(shí)的機(jī)框運(yùn)動(dòng)特征量。利用高速攝影法[12]，測(cè)量了傳統(tǒng)導(dǎo)氣式榴彈發(fā)射器的機(jī)框運(yùn)動(dòng)特征量，如圖6所示。

圖6 機(jī)框位移時(shí)間曲線

通過(guò)對(duì)比傳統(tǒng)導(dǎo)氣式實(shí)驗(yàn)值與減后坐方案仿真值，發(fā)現(xiàn)二者在射擊過(guò)程中前期基本一致，但是在0.135 s時(shí)傳統(tǒng)導(dǎo)氣式實(shí)驗(yàn)值在火藥燃?xì)庾饔孟麻_(kāi)始上升時(shí)，減后坐方案仿真值繼續(xù)下降，直到0.142 s時(shí)減后坐方案仿真值才開(kāi)始上升，導(dǎo)致二者曲線差異越發(fā)明顯。這是由于減后坐方案榴彈發(fā)射器具有前沖擊發(fā)結(jié)構(gòu)，機(jī)框、機(jī)頭與槍管會(huì)繼續(xù)前沖，并在前沖速度最大時(shí)火藥燃?xì)獠砰_(kāi)始作用，導(dǎo)致減后坐方案仿真值曲線上升時(shí)間滯后，與實(shí)際情況相符。整體來(lái)看，二者機(jī)框位移與機(jī)框速度曲線變化趨勢(shì)基本相同，說(shuō)明所建立的采用前沖擊發(fā)減后武器系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型是比較可信的。

3 前沖擊發(fā)對(duì)系統(tǒng)槍管振動(dòng)的影響

3.1 連發(fā)射擊振動(dòng)分析

利用ADAMS對(duì)已建立的減后坐方案發(fā)射動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行仿真，獲得了前5發(fā)連發(fā)射擊過(guò)程中槍管前沖及后坐的運(yùn)動(dòng)特征量曲線和膛口跳動(dòng)曲線，如圖7～圖14所示。坐標(biāo)系方向選取在圖1與圖5中均已經(jīng)標(biāo)出。

圖7 連發(fā)過(guò)程中槍管前沖及后坐位移時(shí)間曲線

圖8 連發(fā)過(guò)程中槍管前沖及后坐速度時(shí)間曲線

從圖7可知，首發(fā)射擊時(shí)由于射擊狀態(tài)未達(dá)到穩(wěn)定，其前沖行程比其他4發(fā)明顯要大很多。在連發(fā)射擊狀態(tài)平穩(wěn)時(shí)，武器系統(tǒng)完成4連發(fā)的完整時(shí)間為0.715 s，則武器理論射速為335 r/min(5.6 Hz)。在武器射擊過(guò)程中，槍管浮動(dòng)前沖行程為73 mm，后坐位移為109 mm。由圖8可以看出，在連發(fā)射擊過(guò)程中，武器系統(tǒng)最大前沖速度為4.64 m·s-1,最大后坐速度為6.1 m·s-1。

圖9 連發(fā)過(guò)程中膛口高低振動(dòng)位移時(shí)間曲線

圖10 連發(fā)過(guò)程中膛口方位振動(dòng)位移時(shí)間曲線

圖11 連發(fā)過(guò)程中膛口高低振動(dòng)線速度時(shí)間曲線

圖12 連發(fā)過(guò)程中膛口方位振動(dòng)線速度時(shí)間曲線

圖13 連發(fā)過(guò)程中膛口高低振動(dòng)角位移時(shí)間曲線

圖14 連發(fā)過(guò)程中膛口方位振動(dòng)角位移時(shí)間曲線

根據(jù)圖9～圖14，可以獲得減后坐高初速榴彈發(fā)射器膛口運(yùn)動(dòng)特征量的最大幅值，如表4所示。

表4 膛口運(yùn)動(dòng)特征量的最大幅值

從圖9～圖14及表4可以看出，射擊過(guò)程中，膛口在高低方向上振動(dòng)的位移極值和速度極值發(fā)生在彈丸擊發(fā)時(shí)及機(jī)框后坐到位撞擊緩沖杠桿時(shí)，在方位方向上振動(dòng)的位移極值和速度極值發(fā)生在機(jī)框復(fù)進(jìn)與槍管撞擊結(jié)合時(shí)及后坐撥彈時(shí)，速度峰值產(chǎn)生得略早。發(fā)現(xiàn)膛口跳動(dòng)在方位方向上比高低方向上略明顯，這是因?yàn)闄C(jī)框在繼續(xù)前沖推開(kāi)槍管鎖扣及與槍管碰撞結(jié)合時(shí)會(huì)導(dǎo)致槍管在方位方向上波動(dòng)增大；另一方面，在后坐過(guò)程中，機(jī)框在后坐撥彈時(shí)也造成了槍管在方位方向上的波動(dòng)。

3.2 前沖擊發(fā)對(duì)武器系統(tǒng)射擊密集度的影響分析

3.2.1射擊密集度計(jì)算公式

表征身管振動(dòng)的數(shù)據(jù)結(jié)果繁多復(fù)雜[13]。需要更加簡(jiǎn)潔明了地分析不同浮動(dòng)裝置結(jié)構(gòu)參數(shù)的影響。對(duì)各項(xiàng)膛口跳動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理可獲得射擊密集度[14]。以武器靜平衡狀態(tài)下膛口位置為原點(diǎn)，坐標(biāo)系與動(dòng)力學(xué)建模一致，彈丸質(zhì)心運(yùn)動(dòng)方程組為：

(3)

式中：v為彈丸速度；u為v在x軸上投影速度；v1為v在z軸上投影速度；v2為v在y軸上投影速度；C為彈道系數(shù)；H(y)為空氣密度函數(shù)；G(v)為阻力函數(shù)；S為彈丸飛行距離。

外彈道初始條件為：

(4)

式中：v0為彈丸初速；θz0、vzo、Δz0與θzo、vy0、Δy0分別表示彈丸出膛口瞬間在方位方向上與高低方向的起始射角擾動(dòng)、起始速度擾動(dòng)、起始位移擾動(dòng)。

由式(4)計(jì)算可得各發(fā)彈在100 m處彈著點(diǎn)坐標(biāo)，則以密位表示的立靶密集度為：

(5)

式中：Ez、Ey分別表示在方位以及高低方向上的射擊密集度情況。

3.2.2不同結(jié)構(gòu)參數(shù)下計(jì)算結(jié)果分析

分析前沖擊發(fā)結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)身管振動(dòng)的影響，是為了進(jìn)一步確定其產(chǎn)生的膛口跳動(dòng)對(duì)射擊精度的影響規(guī)律，研究各前沖擊發(fā)結(jié)構(gòu)參數(shù)下的射擊密集度能直觀反映各參數(shù)的優(yōu)劣。為了保證減后坐高初速榴彈發(fā)射器在2 000 m的有效射程上仍具有較好的命中率，必須滿足Ez≤1 mil，Ey≤1.6 mil。如圖15～圖17所示，下文的計(jì)算結(jié)果均在除某一項(xiàng)浮動(dòng)裝置結(jié)構(gòu)參數(shù)不同外，其他射擊條件一致的情況下進(jìn)行5連發(fā)射擊仿真所得。

由圖15～圖17可以看出，符合高精度指標(biāo)的前沖行程為94 mm到105 mm，前沖簧預(yù)壓力為1 180 N到1 340 N，前沖簧剛度為3.5 N·mm-1到5.2 N·mm-1。發(fā)現(xiàn)在初始的計(jì)算條件下EZ=0.95 mil而Ey=1.4 mil,前文的振動(dòng)情況分析得出膛口跳動(dòng)在方位方向上略明顯，而射擊密集度的計(jì)算結(jié)果表明在方位方向上射擊精度反而更好，說(shuō)明其受膛口初始擾動(dòng)的影響大過(guò)受身管總體振動(dòng)情況的影響。適當(dāng)?shù)卣{(diào)節(jié)前沖擊發(fā)結(jié)構(gòu)的參數(shù)取值以達(dá)到有效改善射擊精度的方法是可行的?？傮w來(lái)看，前沖行程越短，前沖簧預(yù)壓力越小，則前沖擊發(fā)過(guò)程中抵消的后坐沖量越少，導(dǎo)致后坐沖量過(guò)大加劇了后坐到位時(shí)的碰撞幅度，彈丸出膛口時(shí)波動(dòng)變大造成射擊精度變差；前沖簧剛度越大，則前沖擊發(fā)機(jī)構(gòu)作用時(shí)越不平緩，系統(tǒng)穩(wěn)定性下降，不利于射擊精度；而前沖行程過(guò)長(zhǎng)、前沖簧預(yù)壓力過(guò)大或者前沖簧剛度過(guò)小可能會(huì)導(dǎo)致系統(tǒng)無(wú)法后坐到位，反而導(dǎo)致射擊精度下降。

圖15 武器射擊密集度在不同前沖行程下的變化趨勢(shì)

圖16 武器射擊密集度在不同前沖簧預(yù)壓力下的變化趨勢(shì)

圖17 武器射擊密集度在不同前沖簧剛度下的變化趨勢(shì)

4 結(jié)論

提出了一種前沖擊發(fā)方式的新型高初速低后坐榴彈發(fā)射器減后坐方案，通過(guò)仿真分析，確認(rèn)了研制初速高、射頻高、射程遠(yuǎn)、精度高以及后坐力低的自動(dòng)榴彈發(fā)射器在理論上是可行的。通過(guò)編程計(jì)算內(nèi)彈道和后效期過(guò)程，獲得了前沖擊發(fā)方式的新型高初速低后坐榴彈發(fā)射器的內(nèi)彈道曲線及導(dǎo)氣室曲線規(guī)律。通過(guò)對(duì)減后坐方案榴彈發(fā)射器進(jìn)行仿真分析，獲得了自動(dòng)機(jī)的運(yùn)動(dòng)特征量曲線，可以自動(dòng)完成5連發(fā)射擊過(guò)程，除首發(fā)射擊外其余射擊過(guò)程均比較平穩(wěn)。分析了前沖擊發(fā)對(duì)身管振動(dòng)的影響規(guī)律，發(fā)現(xiàn)膛口跳動(dòng)在方位方向上略明顯。通過(guò)射擊密集度計(jì)算獲得了各前沖擊發(fā)結(jié)構(gòu)參數(shù)下的射擊密集度變化趨勢(shì)，確定了在高精度射擊指標(biāo)下前沖擊發(fā)結(jié)構(gòu)的各參數(shù)取值范圍以及各參數(shù)對(duì)射擊精度的影響規(guī)律，發(fā)現(xiàn)各參數(shù)調(diào)試范圍過(guò)大或者過(guò)小都會(huì)導(dǎo)致射擊精度降低，適當(dāng)?shù)卣{(diào)節(jié)前沖擊發(fā)結(jié)構(gòu)的參數(shù)取值以達(dá)到有效改善射擊精度的方法是可行的。后續(xù)的工作將圍繞對(duì)新型高初速低后坐榴彈發(fā)射器的進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計(jì)以獲取最優(yōu)的前沖擊發(fā)結(jié)構(gòu)參數(shù)以及加工出減后坐方案實(shí)驗(yàn)樣槍進(jìn)行實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證展開(kāi)研究。