肖俊波， 楊國(guó)來(lái)， 李洪強(qiáng)， 邱明， 廖振強(qiáng)

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

身管武器時(shí)延式噴管減后坐動(dòng)力學(xué)建模仿真

肖俊波， 楊國(guó)來(lái)， 李洪強(qiáng)， 邱明， 廖振強(qiáng)

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

為了大幅度降低身管武器發(fā)射時(shí)的后坐力并使彈丸的初速基本保持不變，提出并設(shè)計(jì)了新型時(shí)延式噴管氣流反推減后坐裝置。通過(guò)適當(dāng)延遲打開(kāi)身管導(dǎo)氣孔的時(shí)間，使膛內(nèi)壓力延時(shí)下降，從而使彈丸的初速近似保持不變；推導(dǎo)了新的變質(zhì)量?jī)?nèi)彈道方程和變質(zhì)量后效期氣體運(yùn)動(dòng)方程，該組方程考慮了膛內(nèi)火藥氣體與導(dǎo)氣裝置以及噴管氣流反推裝置的質(zhì)量和能量輸送；建立了時(shí)延式噴管氣流反推減后坐裝置數(shù)學(xué)模型并進(jìn)行了仿真分析，得出了時(shí)延式噴管氣流反推減后坐裝置的某些結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)武器減后坐性能的影響規(guī)律。仿真結(jié)果表明：時(shí)延式噴管氣流反推減后坐裝置能夠提供足夠大的反后坐沖量，在有效降低身管武器發(fā)射后坐力的同時(shí)對(duì)初速的影響較小。

兵器科學(xué)與技術(shù)； 火炮； 減后坐； 噴管氣流； 動(dòng)力學(xué)仿真

0 引言

噴管氣流反推式低后坐身管武器[1]具有以下特點(diǎn)：在身管中間的某一位置開(kāi)設(shè)導(dǎo)氣口，并連接向后的導(dǎo)氣管和噴管，當(dāng)彈丸底部通過(guò)導(dǎo)氣口位置時(shí)打開(kāi)導(dǎo)氣口，使部分火藥氣體導(dǎo)出身管并后噴產(chǎn)生反推力，從而能抵消一部分后坐沖量[2]。

噴管氣流反推式低后坐身管武器的發(fā)射原理可以用來(lái)改造閉膛發(fā)射的身管武器，所需要作的改動(dòng)僅僅是將原武器的身管替換為噴管氣流反推式低后坐武器的身管—噴管組件[3]。由于噴管氣流反推式低后坐武器是以彈丸底部運(yùn)動(dòng)通過(guò)導(dǎo)氣孔的方式開(kāi)啟導(dǎo)氣孔的[4]，使得彈底壓力在彈丸剛剛經(jīng)過(guò)導(dǎo)氣孔時(shí)發(fā)生驟降，導(dǎo)致彈丸初速不可避免地降低。如果結(jié)構(gòu)尺寸和裝填條件不變，與常規(guī)閉膛武器相比，噴管氣流反推式低后坐武器的內(nèi)、外彈道性能都會(huì)發(fā)生改變。

圖1 時(shí)延式噴管氣流反推減后坐裝置結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structure diagram of a time-delay nozzle flow recoil-reduction device

噴管氣流反推式低后坐武器的這種結(jié)構(gòu)特點(diǎn)使其減后坐性能與初速下降存在兩難選擇：若要提高減后坐性能，則需要增大導(dǎo)氣孔面積，但相應(yīng)地會(huì)使膛內(nèi)火藥氣體流出過(guò)多，從而彈丸底部氣體壓力降低，導(dǎo)致彈丸出膛口時(shí)初速下降；反之，若導(dǎo)氣孔面積過(guò)小，雖然彈丸出膛口時(shí)初速的下降量變小，但武器的減后坐效果也會(huì)變差。

在仔細(xì)考察這種武器的性能特點(diǎn)后，基于揚(yáng)長(zhǎng)避短的原則，本文提出時(shí)延式噴管氣流反推低后坐武器這一新型結(jié)構(gòu)，其主要結(jié)構(gòu)特征和工作原理是：在彈丸運(yùn)動(dòng)通過(guò)位于身管中部某個(gè)位置的導(dǎo)氣孔后，經(jīng)過(guò)一段時(shí)間的延時(shí)再將導(dǎo)氣孔打開(kāi)，膛內(nèi)一部分火藥氣體經(jīng)由導(dǎo)氣孔流出，然后通過(guò)一根噴管向后噴出、產(chǎn)生反推力，從而實(shí)現(xiàn)大幅度降低后坐力的目的。延時(shí)打開(kāi)導(dǎo)氣孔的時(shí)間長(zhǎng)短要使彈丸在膛內(nèi)運(yùn)動(dòng)時(shí)近似感覺(jué)不到彈底壓力的降低，從而使彈丸在出膛口時(shí)的初速近似保持不變。由這一原理概念可以構(gòu)思出時(shí)延式噴管氣流反推減后坐武器的幾種具體結(jié)構(gòu)形式，如在身管中部某個(gè)位置設(shè)置一個(gè)延遲導(dǎo)氣筒，由其控制身管上的導(dǎo)氣孔延遲一段時(shí)間打開(kāi)。下面以該結(jié)構(gòu)作為建模分析的對(duì)象，將變質(zhì)量?jī)?nèi)彈道方程、變質(zhì)量后效期方程和氣體運(yùn)動(dòng)方程組聯(lián)立求解，進(jìn)行大量的仿真分析，得出時(shí)延式噴管氣流反推減后坐裝置的主要結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)武器減后坐性能的影響規(guī)律。

1時(shí)延式噴管氣流反推裝置原理與結(jié)構(gòu)

時(shí)延式噴管氣流反推減后坐裝置結(jié)構(gòu)原理圖如圖1所示，其工作原理為：彈丸在膛內(nèi)高壓火藥氣體的推動(dòng)下沿身管向膛口方向運(yùn)動(dòng)，當(dāng)彈丸經(jīng)過(guò)多排噴管導(dǎo)氣孔時(shí)，由于導(dǎo)氣筒處于關(guān)閉導(dǎo)氣孔狀態(tài)，此時(shí)無(wú)氣體從噴管流出，如圖1(a)所示(該圖為半剖圖，將該圖相對(duì)于身管軸線做鏡面反射可得到整個(gè)原理裝置的全剖圖)；當(dāng)彈丸經(jīng)過(guò)導(dǎo)氣裝置導(dǎo)氣孔時(shí)，膛內(nèi)高壓氣體進(jìn)入導(dǎo)氣裝置的氣室，推動(dòng)活塞桿壓縮彈簧，帶動(dòng)導(dǎo)氣筒向左方運(yùn)動(dòng)，從而使導(dǎo)氣筒處于打開(kāi)導(dǎo)氣孔狀態(tài)，身管內(nèi)的高壓火藥氣體沿導(dǎo)氣孔進(jìn)入導(dǎo)氣筒與導(dǎo)氣管，最后經(jīng)安裝的拉瓦爾噴管高速噴出，如圖1(b)(該圖為半剖圖)所示。

2 時(shí)延式噴管氣流反推減后坐數(shù)學(xué)建模

2.1 膛內(nèi)火藥氣體變質(zhì)量?jī)?nèi)彈道方程

對(duì)于氣體流動(dòng)的數(shù)值計(jì)算，火炮膛內(nèi)的火藥氣體參數(shù)由內(nèi)彈道方程計(jì)算獲得[5]，由于膛內(nèi)火藥氣體與導(dǎo)氣裝置、噴管裝置有質(zhì)量和能量輸送，膛內(nèi)火藥氣體變質(zhì)量?jī)?nèi)彈道方程組推導(dǎo)如下：

(1)

式中：ψ為火藥燃去百分?jǐn)?shù)；χ、λ和μ為藥形系數(shù)；Z為火藥已燃相對(duì)厚度；Ik為壓力全沖量；p0為內(nèi)彈道時(shí)期膛內(nèi)平均壓力；nr為燃速指數(shù)；φ為次要功計(jì)算系數(shù)；m為彈丸質(zhì)量；v為彈丸速度；Ss為身管線膛內(nèi)截面積；l為彈丸在線膛內(nèi)的行程；ln為導(dǎo)氣裝置導(dǎo)氣孔到膛底的距離；f為火藥力；ω為裝藥量；k為絕熱系數(shù)；j為身管中安裝的噴管個(gè)數(shù)；l0為藥室容積縮徑長(zhǎng)；Δl為裝填密度；ρp為火藥密度；α為火藥氣體余容；ψ′為考慮了火藥氣體流出膛內(nèi)的火藥燃去百分?jǐn)?shù)修正值；lψ′為藥室自由容積的縮徑長(zhǎng)。內(nèi)彈道其他各相關(guān)參數(shù)意義選取可參考文獻(xiàn)[6]。

內(nèi)彈道時(shí)期膛內(nèi)氣體的溫度T0為

(2)

式中：R為氣體常數(shù)。

內(nèi)彈道時(shí)期膛內(nèi)氣體的密度ρ0為

(3)

將第i個(gè)噴管導(dǎo)氣孔處膛內(nèi)單位質(zhì)量氣體所具有的能量用ei表示，其計(jì)算公式如下：

ei=CpTs，

(4)

式中：Cp為定壓比熱容；Ts為身管內(nèi)火藥氣體的溫度。

將導(dǎo)氣裝置的導(dǎo)氣孔處單位質(zhì)量氣體所具有的能量用eb表示，其計(jì)算公式如下：

(5)

式中：Tq和pq分別為導(dǎo)氣裝置氣室溫度與壓力；ps和ρs分別為身管內(nèi)火藥氣體的壓力和密度，其值根據(jù)內(nèi)彈道或后效期的具體時(shí)刻決定。

將膛內(nèi)在第i個(gè)噴管導(dǎo)氣孔處質(zhì)量流量用qmi表示、導(dǎo)氣裝置的導(dǎo)氣孔處質(zhì)量流量用qmb表示，相應(yīng)的計(jì)算公式分別如下：

(6)

(7)

式中：μp和μb分別為噴管導(dǎo)氣孔和導(dǎo)氣裝置導(dǎo)氣孔處的流量系數(shù)；ρq為導(dǎo)氣裝置氣室內(nèi)火藥氣體的密度；pc為噴管起始段導(dǎo)氣筒內(nèi)壓力；Sp為噴管處導(dǎo)氣孔截面積；Sb為導(dǎo)氣裝置導(dǎo)氣孔截面積；γ為絕熱指數(shù)；ζ為臨界壓力比；

(8)

2.2 膛內(nèi)火藥氣體后效期變質(zhì)量運(yùn)動(dòng)方程

內(nèi)彈道時(shí)期結(jié)束后，后效期氣體運(yùn)動(dòng)開(kāi)始。此時(shí)膛內(nèi)火藥氣體繼續(xù)由膛口向外流動(dòng)[5-6]，在計(jì)算后效期內(nèi)膛口氣體外流時(shí)，仍需考慮膛內(nèi)火藥氣體與導(dǎo)氣裝置以及噴管氣流反推裝置有質(zhì)量和能量輸送。因此，膛內(nèi)火藥氣體后效期質(zhì)量守恒、能量守恒方程組如下：

(9)

式中：ωk為后效期剛開(kāi)始時(shí)刻膛內(nèi)的氣體總質(zhì)量；ρa(bǔ)為后效期身管內(nèi)任意時(shí)刻火藥氣體的平均密度；V為身管與藥室的總?cè)莘e；δQh和dU分別為后效期時(shí)期身管中氣流對(duì)外散熱和內(nèi)能的增量；ek0為膛口處單位質(zhì)量氣體所具有的能量，qmk0為后效期膛口處的質(zhì)量流量，

ek0=CpTk0=CpTs，

(10)

(11)

膛內(nèi)平均壓力變化速度方程為

(12)

由(9)式和(12)式整理可得

(13)

聯(lián)立(6)式、(7)式、(10)式、(11)式和(13)式，可以得到后效期時(shí)期身管內(nèi)任意時(shí)刻火藥氣體的平均壓力pa、密度ρa(bǔ)和溫度Ta.

后效期內(nèi)任意截面的氣體壓力、密度、溫度和速度可由方程組(14)式[7]獲得：

(14)

式中：px、ρx、Tx和vx分別為后效期膛內(nèi)x截面處的火藥氣體壓力、密度、溫度和速度；pk0、ρk0和vk0分別為后效期膛口處火藥氣體的壓力、密度和速度；ck0為后效期膛口處的聲速；x和L分別為截面距膛底距離和身管總長(zhǎng)；nd為多變過(guò)程指數(shù)。

2.3 導(dǎo)氣裝置內(nèi)氣體運(yùn)動(dòng)基本方程

本文所設(shè)計(jì)的時(shí)延式噴管系統(tǒng)由膛內(nèi)高壓氣體推動(dòng)導(dǎo)氣裝置中的活塞桿帶動(dòng)導(dǎo)氣筒運(yùn)動(dòng)，從而使導(dǎo)氣筒逐漸打開(kāi)噴管導(dǎo)氣孔，身管內(nèi)的高壓火藥氣體沿噴管導(dǎo)氣孔進(jìn)入導(dǎo)氣筒[8]。此時(shí)導(dǎo)氣裝置內(nèi)氣體運(yùn)動(dòng)的基本方程組為

(15)

式中：ρq和eq分別為導(dǎo)氣裝置內(nèi)氣室的密度和氣體能量；vh、xh和mh分別為活塞桿連同導(dǎo)氣筒的運(yùn)動(dòng)速度、位移和質(zhì)量；Sh為活塞桿環(huán)形面積；Vq0為導(dǎo)氣室初始容積；δQq為氣室散熱損失；qmo為氣室的漏氣流量；patm和ρa(bǔ)tm分別為大氣壓力和密度；Rf為活塞所受彈簧阻力；μq為氣室漏氣流量系數(shù)；ΔSh為氣室與活塞之間的間隙面積。當(dāng)l

噴管導(dǎo)氣筒內(nèi)氣體運(yùn)動(dòng)的基本方程組與導(dǎo)氣裝置氣室基本方程組(15)式相類似，也可求得。

考慮活塞桿與導(dǎo)氣筒同時(shí)運(yùn)動(dòng)，噴管導(dǎo)氣孔面積Sp隨導(dǎo)氣筒的位移xh而變化。如圖2所示，身管上的固定導(dǎo)氣孔半徑為R1，導(dǎo)氣筒上移動(dòng)導(dǎo)氣孔的半徑為R2，導(dǎo)氣孔的實(shí)際面積Sp為兩塊弓形面積之和，即兩交點(diǎn)A、B連線右邊的小圓弓形面積和A、B連線左邊的大圓弓形面積之和。

圖2 導(dǎo)氣孔實(shí)際面積隨活塞位移變化示意圖Fig.2 Schematic diagram of the actual area of gas port and piston displacement

交點(diǎn)A、B的坐標(biāo)(xj,yj)為

(16)

最后得隨時(shí)間變化的導(dǎo)氣孔實(shí)際面積Sp為

(17)

2.4 拉瓦爾噴管氣體運(yùn)動(dòng)方程

拉瓦爾噴管中的氣體流動(dòng)可以作為考慮管壁摩擦、散熱和管道截面變化的一維非定常流守恒型方程求解，而導(dǎo)氣室內(nèi)的氣體參數(shù)可以通過(guò)導(dǎo)氣室裝置內(nèi)的氣流參數(shù)計(jì)算方法得到[9]。拉瓦爾噴管內(nèi)氣流運(yùn)動(dòng)采用一維非定常流守恒型方程組為

(18)

式中：p、T、u、e和ρ分別為氣體壓力、溫度、速度、內(nèi)能和密度；Sg為噴管管道截面積；fm為氣體摩擦系數(shù)；Tc為管壁溫度；q和Zm分別為單位時(shí)間管壁對(duì)單位質(zhì)量氣體的傳導(dǎo)熱和管壁的摩擦；Cp為定壓比熱容；Cv為定容比熱容。

由方程組(18)式可求解出噴管內(nèi)的氣體參數(shù)。

本文的拉瓦爾噴管內(nèi)的計(jì)算流體力學(xué)(CFD)通過(guò)MacCormack差分格式進(jìn)行編程數(shù)值求解。采用添加人工黏性項(xiàng)的方法，在MacCormack顯式格式的預(yù)估計(jì)步和校正步中直接加入黏性項(xiàng)。將噴管腔道沿噴管流向方向劃分一維單元網(wǎng)格，其中噴管入口邊界氣體參數(shù)由中央氣室與噴管入口網(wǎng)格壓力比以及面積比計(jì)算獲得。

3 動(dòng)力學(xué)仿真與結(jié)果分析

3.1 氣動(dòng)力仿真結(jié)果

將第2節(jié)中建立的時(shí)延式噴管氣流反推減后坐數(shù)學(xué)模型進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真，即將膛內(nèi)火藥氣體變質(zhì)量?jī)?nèi)彈道方程、膛內(nèi)火藥氣體變質(zhì)量后效期運(yùn)動(dòng)方程、導(dǎo)氣裝置氣室與導(dǎo)氣筒內(nèi)氣體運(yùn)動(dòng)基本方程和拉瓦爾噴管氣體運(yùn)動(dòng)方程聯(lián)立求解，可得到時(shí)延式噴管氣流反推減后坐裝置產(chǎn)生的氣流反推力等相關(guān)曲線。

本文以某鏈?zhǔn)脚跒閷?duì)象給出時(shí)延式噴管氣流反推減后坐裝置具體算例，在身管兩側(cè)分別設(shè)置4個(gè)直徑為8 mm的導(dǎo)氣孔，得到的膛內(nèi)壓力隨時(shí)間的變化曲線和噴管導(dǎo)氣室內(nèi)的氣體壓力變化曲線為圖3所示，噴管推力曲線如圖4所示。

圖3 膛內(nèi)氣體壓力與導(dǎo)氣室壓力曲線Fig.3 Curves of in-bore gas pressure and gas chamber pressure

圖4 噴管推力曲線Fig.4 Curve of nozzle thrust

不同噴管喉部直徑所得到的反后坐沖量變化曲線如圖5所示。

圖5 不同噴管喉部直徑的反后坐沖量隨時(shí)間變化曲線Fig.5 Change of the recoil impulse with time for different diameters of nozzle throat

設(shè)計(jì)中，噴管導(dǎo)氣孔距膛底0.375 m，噴管喉部直徑統(tǒng)一為16 mm，通過(guò)修改導(dǎo)氣孔的尺寸參數(shù)，給出4個(gè)不同方案的計(jì)算結(jié)果，計(jì)算得到的反后坐力結(jié)果如表1所示。其中：方案1是只有膛口制退器的原火炮(沒(méi)有安裝噴管)；方案2是在原火炮的身管兩側(cè)各對(duì)稱加工4個(gè)直徑為6 mm導(dǎo)氣孔的噴管氣流反推的方案，但是噴管導(dǎo)氣孔的打開(kāi)沒(méi)有時(shí)間延時(shí)；方案3是在身管兩側(cè)各對(duì)稱加工4個(gè)直徑為8 mm導(dǎo)氣孔的噴管氣流反推方案，噴管導(dǎo)氣孔的打開(kāi)也沒(méi)有時(shí)間延時(shí)；方案4是在身管兩側(cè)各對(duì)稱加工4個(gè)直徑為8 mm導(dǎo)氣孔的噴管氣流反推方案，但是裝有延遲系統(tǒng)。

表1 反后坐效能仿真結(jié)果對(duì)比

考慮延時(shí)系統(tǒng)對(duì)噴管減后坐的影響，為了便于對(duì)比，均采用噴管喉部直徑為16 mm，通過(guò)調(diào)整導(dǎo)氣裝置導(dǎo)氣孔到膛底距離ln的大小，得到表2數(shù)據(jù)。

表2 延時(shí)噴管裝置對(duì)初速和減后坐的影響

3.2 動(dòng)力學(xué)仿真及結(jié)果

將3.1節(jié)膛內(nèi)氣體壓力曲線、導(dǎo)氣室壓力曲線、噴管推力曲線和制退器的制退力曲線添加到相關(guān)的某小口徑自動(dòng)炮多剛體動(dòng)力學(xué)模型中，進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真，得出該自動(dòng)炮連發(fā)射擊時(shí)的身管后坐位移曲線、后坐速度曲線以及架座承受的后坐力曲線。方案1～方案4的仿真結(jié)果如圖6～圖9所示。

圖6 方案1全炮的后坐力、位移和速度曲線Fig.6 Recoil force, displacement and velocity of Case 1

圖7 方案2全炮的后坐力、位移和速度曲線Fig.7 Recoil force, displacement and velocity of Case 2

圖8 方案3全炮的后坐力、位移和速度曲線Fig.8 Recoil force, displacement and velocity of Case 3

圖9 方案4全炮的后坐力、位移和速度曲線Fig.9 Recoil force, displacement and velocity of Case 4

從以上仿真結(jié)果可以看出，方案1的最大后坐力為11 078 N，方案4將最大后坐力降低到8 494 N.

3.3 仿真結(jié)果分析

通過(guò)分析圖3和圖4可以看出，安裝時(shí)延式噴管氣流反推減后坐裝置的身管膛內(nèi)氣體壓力和導(dǎo)氣室內(nèi)氣體壓力的變化規(guī)律合理。拉瓦爾噴管產(chǎn)生的反推力符合火藥氣流理論規(guī)律。內(nèi)彈道計(jì)算中，該自動(dòng)火炮在有無(wú)安裝時(shí)延式噴管系統(tǒng)時(shí)，其膛內(nèi)最大壓力均能達(dá)到307.5 MPa，且不安裝噴管反后坐系統(tǒng)時(shí)其彈丸膛口初速為778.4 m/s. 這是因?yàn)楦鱾€(gè)方案的導(dǎo)氣孔位置均位于身管出現(xiàn)最大膛壓位置之后，都不會(huì)影響膛內(nèi)最大壓力值。

從圖5可以看出，安裝時(shí)延式噴管氣流反推減后坐裝置后，噴管喉部直徑的加大會(huì)增加反后坐沖量。因此，設(shè)計(jì)噴管反后坐系統(tǒng)時(shí)，需要采用較大的喉部直徑，綜合考慮氣室的結(jié)構(gòu)尺寸和噴管的結(jié)構(gòu)尺寸，本文計(jì)算中噴管喉部直徑的較優(yōu)值為16 mm.

對(duì)比表1中的方案2和方案3可以看出，安裝沒(méi)有延時(shí)的噴管氣流反推減后坐裝置后，噴管所能提供的反后坐沖量隨著導(dǎo)氣孔直徑的增加而增加，彈丸的膛口速度也在隨之下降。方案4安裝了有延時(shí)的噴管氣流反推減后坐裝置后，雖然其導(dǎo)氣孔直徑8 mm比方案2的6 mm大得多(面積大1.78倍)，但由于安裝了有時(shí)間延時(shí)的噴管氣流反推減后坐裝置，其初速760.5 m/s不僅比方案2的初速753.2 m/s高，同時(shí)其反后坐沖量27.4 N·s也比方案2反后坐沖量24.9 N·s大。對(duì)比表1中的方案3和方案4可以看出，雖然方案3的反后坐沖量34.4 N·s大于方案4的反后坐沖量，但是方案3的初速737.4 m/s卻比方案4的初速760.5 m/s小得多。

通過(guò)分析表2，身管在安裝噴管裝置后，系統(tǒng)的減后坐效率都得到了提升。其中，雖然方案3有噴管無(wú)延時(shí)系統(tǒng)的總體減后坐效率達(dá)到了43.9%，但初速降卻達(dá)到了5.3%，初速降幅太大，無(wú)法滿足設(shè)計(jì)要求。采用延時(shí)噴管系統(tǒng)后，系統(tǒng)的總體減后坐效率也有大幅度提升，而且膛口初速降比較小。當(dāng)導(dǎo)氣裝置導(dǎo)氣孔到膛底距離逐漸增大時(shí)，噴管導(dǎo)氣孔打開(kāi)的延時(shí)時(shí)間將隨之增大，當(dāng)導(dǎo)氣裝置導(dǎo)氣孔到膛底距離增大到0.6～0.7 m時(shí)，不僅其初速降(2.3%～1.5%)要小于無(wú)延時(shí)時(shí)間的噴管方案2(初速降3.2%)，而且其總體減后坐效率(36.9%～36.3%)要大于無(wú)延時(shí)時(shí)間的噴管方案2(35.9%)，證明了延時(shí)噴管系統(tǒng)能在保證膛口初速變化較小的情況下提高武器的減后坐效果。通過(guò)以上分析證明了安裝本文提出的時(shí)延式噴管氣流反推減后坐裝置確實(shí)能在大幅度提高反后坐沖量和降低后坐力的同時(shí)，明顯減小初速下降量。

理論上，當(dāng)時(shí)延式噴管氣流反推減后坐裝置的延時(shí)時(shí)間取得最佳值時(shí)，減后坐裝置對(duì)初速的影響會(huì)很小，本文給出算例中的延時(shí)時(shí)間并沒(méi)有取得最佳值，最佳的延時(shí)時(shí)間理論上應(yīng)該通過(guò)最優(yōu)化計(jì)算方法確定。另外，本文提出的時(shí)延式噴管氣流反推減后坐裝置的主要結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)延時(shí)時(shí)間、初速和反后坐沖量的影響規(guī)律，需要進(jìn)行大量深入地仿真計(jì)算和分析，這是今后將要開(kāi)展的研究工作。

4 結(jié)論

本文推導(dǎo)了新的變質(zhì)量?jī)?nèi)彈道方程和變質(zhì)量后效期氣體運(yùn)動(dòng)方程，該組方程考慮了膛內(nèi)火藥氣體與導(dǎo)氣裝置以及噴管氣流反推裝置的質(zhì)量和能量輸送，建立了時(shí)延式噴管氣流反推減后坐裝置的動(dòng)力學(xué)模型并進(jìn)行了仿真計(jì)算與分析，得出了時(shí)延式噴管氣流反推減后坐裝置的某些結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)武器減后坐性能的影響規(guī)律。

仿真結(jié)果表明：時(shí)延式噴管氣流反推減后坐裝置能夠提供足夠大的反后坐沖量，在有效降低身管武器發(fā)射后坐力的同時(shí)，對(duì)初速的影響會(huì)較小。

今后將進(jìn)一步深入分析主要結(jié)構(gòu)參數(shù)的影響規(guī)律，并進(jìn)行主要結(jié)構(gòu)參數(shù)的優(yōu)化，在本文數(shù)學(xué)模型的基礎(chǔ)上進(jìn)行各種結(jié)構(gòu)參數(shù)的影響規(guī)律分析和結(jié)構(gòu)參數(shù)優(yōu)化。

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DynamicsModelingandSimulationofRecoilReductionofAutomaticWeaponbyTime-delayNozzleDevice

XIAO Jun-bo， YANG Guo-lai， LI Hong-qiang， QIU Ming， LIAO Zhen-qiang
(School of Mechanical Engineering, Nanjing University of Science and Technology, Nanjing 210094,Jiangsu,China)

In order to reduce the recoil force of automatic weapon system and keep the initial velocity of projectile unchanged, a time-delay nozzle flow recoil-reduction device is presented. The in-bore pressure drop is delayed by opening the gas port of the barrel in an appropriate time-delay, thus keeping the initial velocity of projectile unchanged. A mathematical model considering variable mass effect in interior ballistic and after-effect process is derived, in which the mass and energy transferring process is considered. In addition, a mathematical model describing the relationship between time-delay nozzle gas flow and recoil force is established. The effects of some structural parameters on recoil-reduction efficiency are studied through simulation. The results show that the time-delay nozzle flow device can provide sufficient anti-recoil impulse, and can reduce the recoil force effectively while has less effect on the initial velocity.

ordnance science and technology; artillery; recoil reduction; nozzle flow; dynamic simulation

2017-02-20

國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目(51376090、51375241、11572158)

肖俊波(1981—)，男，博士研究生。E-mail:jobxiao1201@163.com

楊國(guó)來(lái)(1968—)，男，教授，博士生導(dǎo)師。E-mail: yyanggl@mail.njust.edu.cn

TJ303+.4

A

1000-1093(2017)10-1909-09

10.3969/j.issn.1000-1093.2017.10.005