李 靜，陳 靜，屠小昌，石權(quán)利，楊 文，白 冰

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某型彈翼展開機(jī)構(gòu)到位沖擊優(yōu)化研究

李 靜，陳 靜，屠小昌，石權(quán)利，楊 文，白 冰

（陜西應(yīng)用物理化學(xué)研究所，陜西西安，710061）

針對(duì)某型彈翼展開機(jī)構(gòu)工作時(shí)間較短、展開速度過高，導(dǎo)致彈翼展開到位時(shí)對(duì)彈翼展開機(jī)構(gòu)沖擊較大的問題，以內(nèi)彈道理論為基礎(chǔ)，根據(jù)與模擬彈翼聯(lián)合的試驗(yàn)結(jié)果，分析了影響工作時(shí)間、展開速度的主要因素，提出了延長(zhǎng)工作時(shí)間、降低展開速度的3個(gè)主要方法：改變點(diǎn)火藥燃燒形式、減小點(diǎn)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(shí)間從最初的208ms延長(zhǎng)到237.2ms，展開平均速度由0.43m/s降低到0.23m/s，最終達(dá)到了降低彈翼展開機(jī)構(gòu)到位沖擊的目的。

作動(dòng)器；彈翼展開；輸出性能；沖擊

隨著導(dǎo)彈技術(shù)的迅速發(fā)展，彈翼展開技術(shù)廣泛應(yīng)用于戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈、巡航導(dǎo)彈、空-空導(dǎo)彈等武器中。在非工作時(shí)彈翼處于折疊狀態(tài)[1]收縮在導(dǎo)彈彈身中，在飛行過程中利用作動(dòng)器等火工系統(tǒng)將彈翼展開，其具有顯著減少導(dǎo)彈體積的優(yōu)點(diǎn)。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(shí)，對(duì)彈翼展開機(jī)構(gòu)沖擊較大，導(dǎo)致存在結(jié)構(gòu)完整性及振動(dòng)噪聲等隱患。為了保護(hù)彈上儀器與彈翼機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)的完整性，要求在滿足工作時(shí)間內(nèi)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(duì)上述問題，本文研究了一種新型彈翼展開作動(dòng)器，該作動(dòng)器通過雙鉸軸形式與彈翼機(jī)構(gòu)連接，以活塞回縮形式拉動(dòng)彈翼轉(zhuǎn)動(dòng)，一個(gè)作動(dòng)器對(duì)應(yīng)一片彈翼，兩個(gè)作動(dòng)器分別獨(dú)立驅(qū)動(dòng)兩片折疊彈翼展開。通過采用模擬彈翼[4]與作動(dòng)器聯(lián)合試驗(yàn)，研究了作動(dòng)器輸出性能與彈翼展開結(jié)果，并對(duì)影響作動(dòng)器工作時(shí)間、彈翼展開速度的設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行了分析，提出了延長(zhǎng)工作時(shí)間、降低展開速度的主要方法，達(dá)到了滿足工作時(shí)間前提下降低到位沖擊的目的。

1 彈翼展開機(jī)構(gòu)指標(biāo)要求

彈翼展開機(jī)構(gòu)主要技術(shù)指標(biāo)要求見表1。

表1 彈體發(fā)射系統(tǒng)主要技術(shù)參數(shù)、指標(biāo)及要求

Tab.1 Main technical parameters indexes and requirements

2 彈翼展開機(jī)構(gòu)總體設(shè)計(jì)方案

2.1 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

彈翼展開機(jī)構(gòu)外形基本呈臺(tái)階式圓柱形結(jié)構(gòu)特征，前后端過渡成一個(gè)水平面耳片結(jié)構(gòu)，用于與導(dǎo)彈彈翼機(jī)構(gòu)對(duì)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(jié)構(gòu)件、后蓋、后連接組件、裝藥組件、點(diǎn)火器等結(jié)構(gòu)件組成。

圖1 彈翼展開作動(dòng)器結(jié)構(gòu)圖

2.2 工作過程

產(chǎn)品不工作時(shí)，分瓣螺母裝在限位筒內(nèi)徑內(nèi)，限制了分瓣螺母的徑向運(yùn)動(dòng)；分瓣螺母內(nèi)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(shí)現(xiàn)對(duì)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(nèi)以實(shí)現(xiàn)對(duì)活塞桿的徑向鎖定，雙向鎖定導(dǎo)致活塞桿不會(huì)出現(xiàn)意外解鎖現(xiàn)象，折疊彈翼不會(huì)意外展開；一旦需要折疊彈翼展開，點(diǎn)火電流施加到點(diǎn)火器，點(diǎn)火器就起爆發(fā)火，引燃主裝藥并產(chǎn)生燃?xì)鈮簭?qiáng)，燃?xì)鈮簭?qiáng)在相對(duì)密閉空間內(nèi)作用到限位筒體端面，并產(chǎn)生推力推動(dòng)限位筒向后移動(dòng)剪斷剪切銷；剪斷剪切銷后，限位筒體沿滑動(dòng)配合面滑動(dòng)，滑動(dòng)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(duì)活塞桿約束后，燃?xì)鈮簭?qiáng)繼續(xù)作用到活塞頭端面，對(duì)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(nèi)分離、解除活塞桿的徑向旋轉(zhuǎn)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(dòng)回縮，完成解鎖功能。活塞桿解鎖后，在主裝藥繼續(xù)燃燒并生成燃?xì)獾臈l件下，燃?xì)獬掷m(xù)推動(dòng)活塞桿克服彈翼負(fù)載，使彈翼展開。

3 試驗(yàn)方案及試驗(yàn)結(jié)果分析

3.1 試驗(yàn)方案

對(duì)彈翼展開機(jī)構(gòu)進(jìn)行輸出性能試驗(yàn)，測(cè)試輸出性能參數(shù)，如燃燒室壓強(qiáng)、工作時(shí)間，評(píng)估彈翼到位沖擊大小，設(shè)計(jì)試驗(yàn)方案如表2所示。主裝藥藥型如圖2所示，點(diǎn)火輸出藥藥型如圖3所示。

表2 優(yōu)化試驗(yàn)方案表

Tab.2 Optimized test programs

(a)圓臺(tái)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(diǎn)火輸出藥藥型示意圖

對(duì)于彈翼展開作動(dòng)器而言，研究其輸出性能最好的方式就是與負(fù)載連接進(jìn)行發(fā)火試驗(yàn)。為了研究產(chǎn)品的實(shí)際工作情況，設(shè)計(jì)了模擬彈翼裝置的點(diǎn)火試驗(yàn)臺(tái)架，該模擬彈翼按照實(shí)際負(fù)載重量、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量進(jìn)行設(shè)計(jì)，能夠達(dá)到模擬負(fù)載工作的目的。試驗(yàn)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(cè)量燃燒腔、壓縮腔內(nèi)的壓強(qiáng)——時(shí)間數(shù)據(jù)，位移傳感器測(cè)量作動(dòng)器回縮位移，角位移傳感器測(cè)量彈翼展開的角位移。

圖4 試驗(yàn)前產(chǎn)品裝配圖

3.2 試驗(yàn)結(jié)果分析

根據(jù)表2試驗(yàn)方案進(jìn)行彈翼展開機(jī)構(gòu)發(fā)火性能試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果見表3。由表3可見，方案1、2、3、4、5產(chǎn)品通電點(diǎn)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(dòng)器結(jié)構(gòu)完整。

表3 性能試驗(yàn)結(jié)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(yàn)燃燒腔壓強(qiáng)曲線見圖6，試驗(yàn)活塞桿位移曲線見圖7。方案4試驗(yàn)后活塞桿斷裂照片見圖8。

圖5 試驗(yàn)后活塞桿可靠縮回

圖6 燃燒腔壓強(qiáng)曲線

圖7 活塞桿位移曲線

通過表3的試驗(yàn)結(jié)果可以看出，方案1和方案2兩種主裝推進(jìn)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(jìn)劑燃速過快，最大位移時(shí)間為162.5ms，時(shí)間較短，超過總體提出的活塞運(yùn)動(dòng)時(shí)間在180ms≤≤300ms范圍內(nèi)的性能指標(biāo)要求；SG-2推進(jìn)劑燃燒速度適中，最大位移時(shí)間為208ms，滿足技術(shù)指標(biāo)的要求。根據(jù)公式(1)[6]可知，燃速越快，燃?xì)馍傻馁|(zhì)量流率就越大，導(dǎo)致燃燒腔內(nèi)壓強(qiáng)明顯升高，活塞初始加速度增大，運(yùn)動(dòng)時(shí)間變短，平均速度增大，同時(shí)燃燒腔壓強(qiáng)升高會(huì)進(jìn)一步增大裝藥燃速，從而形成疊加效應(yīng)。因此，根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比選擇SG-2為主裝推進(jìn)劑。

考慮到活塞桿最大位移時(shí)間為208ms，靠近活塞運(yùn)動(dòng)時(shí)間指標(biāo)下限。為進(jìn)一步使產(chǎn)品更好符合技術(shù)指標(biāo)要求，對(duì)產(chǎn)品進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，在方案1和方案2試驗(yàn)結(jié)果的基礎(chǔ)上，同時(shí)進(jìn)行了兩個(gè)優(yōu)化設(shè)計(jì)方案，即方案3和方案4。方案3主要是對(duì)點(diǎn)火器中輸出藥燃燒形式和輸出藥藥量進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)：將點(diǎn)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(shí)對(duì)藥柱四周進(jìn)行阻燃包覆以增加燃燒時(shí)間，降低點(diǎn)火藥燃?xì)馍傻馁|(zhì)量流率，從而降低燃燒腔內(nèi)的最大輸出壓強(qiáng)，延長(zhǎng)活塞運(yùn)動(dòng)時(shí)間。方案4在方案3的基礎(chǔ)上主裝藥由圓臺(tái)狀改成圓柱狀，主要考慮圓柱狀裝藥端面燃燒時(shí)燃面大小保持不變，燃?xì)廨敵鲂阅鼙容^穩(wěn)定的特點(diǎn)。

對(duì)比方案3與方案4結(jié)果可知：方案3產(chǎn)品最大位移時(shí)間142.1ms，不符合總體提出的活塞運(yùn)動(dòng)時(shí)間180ms≤≤300ms的性能指標(biāo)要求。方案4活塞桿直接斷裂，燃燒腔最大壓強(qiáng)為13.6MPa，工作時(shí)間135ms，燃燒腔壓強(qiáng)過大，工作時(shí)間過短，且試驗(yàn)后活塞桿斷裂，說明到位沖擊過大。這是因?yàn)榉桨?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?xì)馍傻馁|(zhì)量流率就越大，導(dǎo)致燃燒腔內(nèi)壓強(qiáng)顯著升高達(dá)到13.6MPa，活塞初始加速度增大，運(yùn)動(dòng)時(shí)間變短，活塞到位速度增大，導(dǎo)致活塞桿承受的到位沖擊超過了其強(qiáng)度極限，活塞桿斷裂。同時(shí)對(duì)比方案2與方案3可知，雖然點(diǎn)火器輸出藥改為圓環(huán)狀，但由于藥量增加，導(dǎo)致點(diǎn)火器輸出壓強(qiáng)升高，燃燒腔最大壓強(qiáng)增大，活塞到位時(shí)間反而縮短。主裝藥采用圓臺(tái)狀既滿足了降低初始燃面的要求，又使得導(dǎo)彈在大攻角飛行、大阻力負(fù)載情況下，后期燃?xì)廨敵鲆栽雒嫒紵?guī)律急劇增速補(bǔ)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(chǔ)上主要考慮延長(zhǎng)活塞到位時(shí)間，繼續(xù)對(duì)點(diǎn)火器進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，提出方案5：將點(diǎn)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(nèi)徑尺寸不變，將藥柱高度由4.5mm調(diào)整為3.0mm。優(yōu)化設(shè)計(jì)后即方案5作動(dòng)器的燃燒腔最大壓強(qiáng)為8.8MPa，活塞運(yùn)動(dòng)到位時(shí)間為237.2ms，為活塞運(yùn)動(dòng)時(shí)間180ms≤≤300ms的性能技術(shù)指標(biāo)中限，說明方案5優(yōu)化設(shè)計(jì)合理。綜合以上結(jié)果可知：影響活塞到位時(shí)間的主要因素為點(diǎn)火器輸出裝藥燃燒形式、點(diǎn)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(qiáng)，進(jìn)而引起活塞初始加速度的改變，最終導(dǎo)致活塞到位速度、到位時(shí)間的變化。

4 結(jié)論

本文以某型彈翼展開機(jī)構(gòu)為研究對(duì)象，根據(jù)不同工況下的發(fā)火試驗(yàn)結(jié)果，分析了影響活塞到位時(shí)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(dá)到了總體設(shè)計(jì)要求。本文主要結(jié)論：

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

（2）延長(zhǎng)點(diǎn)火藥燃燒時(shí)間、減少點(diǎn)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(dòng)器到位時(shí)間，降低到位沖擊。

（3）通過優(yōu)化設(shè)計(jì)，工作時(shí)間從最初的208ms延長(zhǎng)到237.2ms，展開平均速度由0.43m/s降低到0.23m/s，最終達(dá)到了延長(zhǎng)彈翼展開機(jī)構(gòu)到位時(shí)間、降低到位沖擊的目的。

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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(shù)研究。