课题研究背景及意义正文

121.1课题的研究背景及意义...........................................21.2国内外单兵火箭筒研究现 .......................................31.3单兵火箭筒未来发展趋势....121.1课题的研究背景及意义...........................................21.2国内外单兵火箭筒研究现 .......................................31.3单兵火箭筒未来发展趋势........................................41.4本文的主要工作................................................42浮动式发射系统的总体设计与结构设计................................52.1研究目标及技术指52.2浮动式发射系统的结构设计.......................................6整体布局设计6分部件设计62.3浮动式发射系统的工作原理......................................162.4163浮动式发射系统的内弹道数值计算...................................173.1内弹道数学模型简述............................................173.2发射过程各时期的划分..........................................173.3经典内弹道数学模型............................................18基本假设..................................................18内弹道过程的方程............................................18计算结果..................................................233.4浮动式发射系统的气动力内弹道模型...............................30气动力模型的简30气动力模型的基本假 30各时期的气动气动力模型的基本假 30各时期的气动力数学模 31 36边界条件和初始条 37计算结 413.5本章小 424结 43参考文 45致...........................................................47 课题的研究背景及意单兵火箭是步兵肩射筒式武器,主要用于近距离摧毁坦克、碉堡、水泥工事、前沿坦克仍将是地面作战的一项重要作战任务。由此可见单兵火箭是步兵肩射筒式武器,主要用于近距离摧毁坦克、碉堡、水泥工事、前沿坦克仍将是地面作战的一项重要作战任务。由此可见,单兵火箭武器在现代战争中有着不可替代的作用。进入21世纪以来,世界形势和作战对象的变化,反恐战争、特种部队(120-140dB)、射击安全距离(后端距垂直lm)、后喷物危害距离(10m) 。针对上述设计方案的技术途径是对常规固体火箭发动机进行改进,运用高低压浮动发射方式，可增加液体平衡抛射系统,实现火箭发动机燃气射流与液体工质射流同轴喷射方式。总体设计方案旨在有效抑制单兵火箭发射过程中存在的声、光、焰、烟等弊端,为单兵火箭 国内外单兵火箭筒研究现目前在单兵火箭筒研制上,世界各国都把研究重点放在了增大威力方面。同时为了适应现代战争形式的需要,在研究中还注重了减小武器体积、减轻重量、提高射击精度4代单,PF9793m单,而采用浮动发射的组合方式还未见报道。 单兵火箭筒未来发展趋鉴于坦克与反坦克仍是未来地面战争的主要形式,故坦克与反坦克武器的对峙发展局面,将长期继续下去。预计今后一二十年内,作为步兵主要反坦克、反装甲武器的火箭发射器,随着科学技术的发展,其战术技术性能将会有较大的提高。目前世界各国在研制新型火箭发射器时,特别重视提高威力、射程、射击精度和射手生存能力,并通过光电技 本文的主要本课题将以100mm单兵火箭筒的组合发射方式中的浮动发动机作为研究对象，完1.2.3.3.时期的质量守恒方程、动量守恒方程、能量守恒方程及辅助方程,并应用Maccormack等的分布, 浮动式发射系统的总体设计与结构设计 研究目标及技术1.口径：1003.配合破甲弹直射距离400+北约重型靶、穿透率≥90%3.配合破甲弹直射距离400+北约重型靶、穿透率≥90%≤0.45×0.45（m×m）；战斗全重：≤10或11公斤；战斗全长：≤1000或1100浮动式发射系统的结构设2.2.12.2.2图2.2.1图2.2.21.(1)形状设计(2)强度设计1.(1)形状设计(2)强度设计Pm——燃烧室计算压力；———所选材料的应力5%，为塑性材料，初步确定燃烧室壁厚为3mm，燃烧室内径为92mm。(3)其它部分设计如下图2.2.3图2.2.32.(1)结构形状设计如下图2.2.3图2.2.32.(1)结构形状设计(2)喷管材料选择(3)喷管喉部尺寸设计为了确定喉部的形状，首先要确定喉部直径dtP0AbaAtP——kg/m30—平均侵蚀比；装药燃烧面积，m2Ab—x——热损失系数；P0AbaAtP——kg/m30—平均侵蚀比；装药燃烧面积，m2Ab—x——热损失系数；——f0——N·mkga—n—peq————推进剂比热比k（绝热指数）k1k k （N：13.252.12.1中国双铅―2装药采用单孔管状药。起始通气量参量：150L15cmm2.5kg()m 1.447103V 1.728g/药b式中 m 1.447103V 1.728g/药b式中 1.447V4.73810-3mATL药ApAcAT1.910103D2i6.648103m —燃烧室内腔横截面积，AA4ccDi—燃烧室内径或绝热层内径，Di起始燃烧面积：AbAp1501.910103m20.2865mb.1943年提出了求爆热QV﹑比容V1和爆温T1的经验公式有相当的准确13.6h26.7h31.0s32.542.0gV1(dm3kg1)94447.3(N11.8)2.45n14c12d23v16.9h14.6s17.410gT1(K)2790375(N11.8)22n71c59d100v82h88s92125gdh：内挥发份（一般指火药的残留溶剂）s：二苯胺百分数gdnT1V1983.554(dm3h：内挥发份（一般指火药的残留溶剂）s：二苯胺百分数gdnT1V1983.554(dm3paV1f1式中：pa103.3kg 将T1V1代入得p 1103.3kg/dm2983.554dm3/kg3040.75K1131645.54Nmkg-f1f1131645.54Nm905316.43Nmkg-f0k在火箭火药燃烧气体中对爆热不太大（800~ kcal）的火药，P0AbaAtP—1.728g/cm30—平均侵蚀比0) 0.2865m2b—燃速系数，n—sf905316.43N—燃速系数，n—sf905316.43Nmf0——喷管流量系数，0.5peq—燃烧室平衡压强 15MPa推进剂的比热比k（绝热指数）1.25 1.728g/cm310.2865m20.0105m/s0.9905316.43Nmkg1At0.51.2515M d2 t根据t4dt 4At65mm(4)喷管的型面设计图2.2.43.（1）（图2.2.43.（1）（2）（3）（4）图2.2.44.点火具图2.2.44.点火具图2.2.5（1）和点火头，其底部要开有一个Ф2（2）1)喷孔在点火管轴向上等距离分布，其在轴向上的分布长度要大于火药在轴向上为了增（2）1)喷孔在点火管轴向上等距离分布，其在轴向上的分布长度要大于火药在轴向上为了增加传火管中的火药燃烧速度，可加入燃速快的LVD管。图2.2.65.由于有大量气体流出，其装药量比一般火炮多许多；(3)在装药结构上要保证有足够压力时火药气体才开始流出，即有一定的喷口打开(4)为了适应低压的弹道特点，发动机装药应多采用高热量、高燃速的推进剂。(1)挡药板设计(2)后喷孔模板设计(3)(1)挡药板设计(2)后喷孔模板设计(3)发动机装药选择6.为LYl2CZ铝合金。解脱杆上设计有一段沉槽作为薄弱点，当发射时，解脱杆在此处断 浮动式发射系统的工作原 本章 本章2.浮动式发射系统的内弹道数值计算3 内弹道数学模型 发射过程各时期的 内弹道数学模型 发射过程各时期的划(1)第一时期：从火箭发动机点火开始到火箭发动机后喷口打开的瞬间。在这个时(2)第二时期：从火箭发动机后喷口打开的瞬间到火箭发动机与弹丸分离的瞬间。(3)第三时期：从火箭发动机与弹丸分离的瞬间到弹丸出炮口瞬间。这个时期是整经典内弹道数学(1)发动机装药在高压室中是按几何燃烧定律进行燃烧，并且假定火药的燃烧速度(2)在发射过程中，火药只在高压室中燃烧，没有未燃烧完的火药随火药气体从后喷口流出或流入低压室；火药燃气满足诺贝尔方程，有关特征量如火药力f(3)火药气体喷出时，弹丸和火箭发动机同时瞬间解除约束并开始运动；弹丸和火低压室中的燃气流动满足拉格朗日假设。不考虑点火过程，不考虑高压室内压力分布，采用平均压力来进行计算。（1）u xZ(1低压室中的燃气流动满足拉格朗日假设。不考虑点火过程，不考虑高压室内压力分布，采用平均压力来进行计算。（1）u xZ(1ZZ2e1——火药弧厚的一半；Ψ——x、、——（2）1)在第二个时期，弹丸和火箭发动机一起运动，可以得到运动方程：FSPmfdlvF——S——炮膛的横截面积；Pf————虚拟质量系数V——弹丸和火箭发动机的速度；M——弹丸和火箭发动机的运动质量。2v2(kk1——虚拟质量系数V——弹丸和火箭发动机的速度；M——弹丸和火箭发动机的运动质量。2v2(kk12kPP11 01114 ac4cc00Pa——V——弹丸的速度——未受扰动的气体的音速；——空气比热比m 式中m——m————装药质量箭——从尾部喷口流出的质量百分比低——流入低压室的质量百分比（当低压室喷口未打开时，其值取SPPdv 弹dt弹式中 ——弹底的压力v——l弹——弹丸路程。FSPm1t箭 v——l弹——弹丸路程。FSPm1t箭 箭式中：Pt——低压室气体作用在火箭发动机前端上的压力；S——火箭发动机前端面的横截面积v——火箭发动机运动速度l箭——火箭发动机路程（3）1)高低压室即火箭发动机燃烧室，其在不同时期的状态方程如下：f PW 0 ————2)低压室气体状态的方程：PW 低低式中 ——低压室的平均压力Wb——（4）PWSl Sl 低f低k1) 弹 箭1P P 式中——次要功计算（4）PWSl Sl 低f低k1) 弹 箭1P P 式中——次要功计算系数PdPt——k———（5）k122StP2k2kP;b b kk2PPPk(k2(k2StP22k,k1 k1 f——耗散系数；St——Pb——低压室或环境温度；（6）PdP1/1弹 PPd低t弹F2StkP22(kPdP1/1弹 PPd低t弹F2StkP22(kSaPa2a1PP kkk 1 212kkkkak2P PakakP P kSa/St的函数，其中喷口端部截面积，Pa为喷管端口处压力。1.1.3，1.05，0.96fx,y,y......,y nyi龙格-库塔公式可以写成（其中h为计算步长 yhK2K2KKfx,y,y......,y nyi龙格-库塔公式可以写成（其中h为计算步长 yhK2K2KK i 6Ki1fixk,y1k,y2k ,ynk fxh, hK11,......, iik222h, hK12 , fi222h, fi,......, i2按照上述公式，以时间t为自变量，为Z，Ψ，P3.3.13.3.3.23.3.2(1)保持其它参数不变，只改变装药量，计算结果如下3.3.3装药量---力3.3.3.23.3.2(1)保持其它参数不变，只改变装药量，计算结果如下3.3.3装药量---力-药火药密度/gcm火药余容/cm3g3火药力/J·g燃速系数/m·s-(2)保持其它参数不变只改变前喷口尺寸，计算结果如下3.3.4(3)保持其它参数不变，只改变解脱力，计算结果如下3.3.5(4)保持其它参数不变，只改变火药弧厚，计算结果如下(2)保持其它参数不变只改变前喷口尺寸，计算结果如下3.3.4(3)保持其它参数不变，只改变解脱力，计算结果如下3.3.5(4)保持其它参数不变，只改变火药弧厚，计算结果如下3.3.6(5)保持其它参数不变，只改变燃烧室前喷口打开压力，计算结果如下3.3.7力力------力力---(1)发动机与弹丸的解脱力、燃烧室前喷孔打开压力对浮动发射系统的内弹道性能增加装药量可以增加弹丸初速、高低压室最大压力等各个参数；(4)火药弧厚对发射系统的内弹道性能有显著的影响，当减小火药弧厚时，各性能4.力力(1)发动机与弹丸的解脱力、燃烧室前喷孔打开压力对浮动发射系统的内弹道性能增加装药量可以增加弹丸初速、高低压室最大压力等各个参数；(4)火药弧厚对发射系统的内弹道性能有显著的影响，当减小火药弧厚时，各性能4.力力---3.3.1百分比-3.3.1百分比-3.3.2速度-推力-行程推力-行程-3.3.1压力-浮动式发射系统的气动力3.3.1压力-浮动式发射系统的气动力内弹道模 假设有11象；并认为生成物的组分保持不变，火药力ƒ，火药气体余容k(3)由于固相的药粒比气体分子大得多，对混合物得压力没有贡献，混合物的压力(4)在微元体积中，火药燃烧服从几何燃烧定律和燃烧速度定律。所有药粒虽然假(5)弹丸的阻力和火药气体的热损失通过阻力系数、火药ƒ，或绝热指数来(6)(3)由于固相的药粒比气体分子大得多，对混合物得压力没有贡献，混合物的压力(4)在微元体积中，火药燃烧服从几何燃烧定律和燃烧速度定律。所有药粒虽然假(5)弹丸的阻力和火药气体的热损失通过阻力系数、火药ƒ，或绝热指数来(6)不考虑点火和定容燃烧的过程，前期用后喷孔打开压力等参量来描述不考虑气体的粘性以及气体对身管的摩擦。假设流入低压室的混合相在瞬间燃烧完成。(1)第一个时期，从火箭发动机后膜板打开瞬间到低压室膜板打开的瞬间；(2)第二个时期，从低压室膜板打开瞬间到弹丸和火箭发动机分离的瞬间；1.AAA A2Ak1pAA A2Ak1pA1 式中：A——火箭发动机燃烧室截面积——P——火箭发动机燃烧室的压力——温度比，TT1T1K——火药气体比热比；—Ψ——Z1Z2Z(1)形状函数Z——dZZZ(2)燃速方程 式中：——燃速系数e1——火药厚度的一半；V——燃速指数(3)高压室状态P式中：————f——(4)燃气质量流量方程1k122Stptp0p0 2k; kkk 式中：————f——(4)燃气质量流量方程1k122Stptp0p0 2k; kkk kk2f m箭k2Stpt22(kkkk;k1 k2 式中——耗散系数；St————环境压力；K——火药气体比热比由以上可知，所需要求的变量包括：P，Z，，Ψ，pmx，t2.A11A111AA2111111式中——低压室截面积——低压室中火药气体密度；——低压室中火药气体速度；——低压室的压力。dEQ式中：E代表总能量，QL Q式中——低压室截面积——低压室中火药气体密度；——低压室中火药气体速度；——低压室的压力。dEQ式中：E代表总能量，QL Q 2EA11e12式中：e 22A11eA11e1212 在温度比下，单位质量火药气体的潜能可表示为ekL Ax11Q ，L，Q的表达式代入热流学第一定律的速率方程，经整理可以得到2 2A11e xp1tA11e12121)低压室状态方P 12)燃气质2 2A11e xp1tA11e12121)低压室状态方P 12)燃气质量流量方1k12k2S'tptp1p1 2kpkk ;t ptp k2fmk低kS't22(kpk tk; kk2pt——在这个时期，所要求的变量在第一时期的基础上增加,1,1和m，而与53. FtUn1/2UFnn ff 1 n1/n1/n1/n1/j FtUn1/2UFnn ff 1 n1/n1/n1/n1/j U U j2 是Fx,n的缩写。预测计算是在平面上矩形网格的中心计算。校正计FUj将预测计算的结果Un1/2Fn1/2Hn1/2fjj稳定性条件：只要保 在任何地方都不超越任何一条特征线的斜率，则差分ctt c12A10.8-0.91.确u0,t0。其绝对速度应等于发动机的速度,若某瞬间发动机运动到xa,相tFpfA0 ux1.确u0,t0。其绝对速度应等于发动机的速度,若某瞬间发动机运动到xa,相tFpfA0 ux,t发a1式中——阻力系数；F——发动机在该时刻的推力——炮膛横截面积M——运动系统的质量,mmm1-pf——弹前激波阻力,k k12v2 2kPP1 01 4114 ccc00其中:pa——弹前空气柱的压力V——弹丸速度c0——未受扰动气体的音速——空气的比热比右边界是发动机后喷管的喉部,根据气流在喷管喉部的马赫数M=1这一条件,右边界气流的相对速度和绝对速度,其关系满足u绝对cu(c是喉部的当地音速,FH 式中:B是由于气体从喷管流出所引起的质量、动量和能量的变化(以下简称“B 右边界气流的相对速度和绝对速度,其关系满足u绝对cu(c是喉部的当地音速,FH 式中:B是由于气体从喷管流出所引起的质量、动量和能量的变化(以下简称“B , Itmu mk 在喉部网格(3.4.1)中,J,们取在喷管的喉部截面上。这样在J点的差分格式采用如式(3.4.19)的形式,B正负来分别表示流入和流出22 tHntxBnx Unnnt/1jj 23.4.12)初始条如果发动机后喷口模板的打开压力为p。,根据定容条件下的状态方程、燃速方程等就可以求得第一时期的初始条件了。设发动机从喷管喉部到燃烧室前端的距离为L,那么当t=0时,O,x,L,各参量的初始值为1,pp0,u1 如果发动机后喷口模板的打开压力为p。,根据定容条件下的状态方程、燃速方程等就可以求得第一时期的初始条件了。设发动机从喷管喉部到燃烧室前端的距离为L,那么当t=0时,O,x,L,各参量的初始值为1,pp0,u1 ,f0010 140ZZ0W00式中/W0,(2)第二和第三个时生改变。同样根据气流在前喷口喉部的马赫数M=1这一条件,可以确定气体在前喷口喉Fpt du 箭式中pt2.(1)第二个时理。这时,气体在弹丸底部的速度等于弹丸速度,即它们的相对速度为零。发动机前端面pl=0.IMPa(l个标准大气压),10,(2)第三个时丸和发动机的速度转换成绝对速度,在固定的网格系中进行计算求解。左边界为弹底,3.4.2所示,以得到如下的边界求解公式。tx/丸和发动机的速度转换成绝对速度,在固定的网格系中进行计算求解。左边界为弹底,3.4.2所示,以得到如下的边界求解公式。tx/tFn H nnnnUx jj3.4.21mdu弹随着弹丸的运动,弹后网格x2不断增加。当x2x时,x/x=1.5~1.6时,增加一个网格比较合适。当内点网格增加一个后,将xx22x1重新计算,至于右边界,因存在气体流入现象,处理方法将同发动机后喷管喉部的一样,机高压室内的压力变化规律,3.4.33.4.1机高压室内的压力变化规律,3.4.33.4.13.4.1 本章P1位置最大压力443.在针对本武器系统的特点进行了合理假设的基础上,以气动力原理,建立了该发射系统气动力内弹道模型。在建立模型的过程中,按发射系统的不同组成部分、不同时期分上,,,,将控制体方程转化为守恒型方程,并根据前人的研究成果给出了该类型边界点的计算公式。对于与外界无物质、能,,给出边界点的计算公式。在对数学模型的数值求解上,ok差分格式并根据该差分格式编制了计算程序。性为了进一步提高弹丸的初速,可以采用的方法有增加发动机装药量、使用高速发动、参考王升晨.准一维两相流火炮内弹道方程组的计算.兵工学报(武器分册刘树华,