3弹射器与弹射内弹道学

自力发射热发射依靠弹上发动机所产生的推力发射导弹助推器（起飞发动机）单室双推力发动机弹射外动力发射冷发射依靠导弹以外的动力发射导弹弹射力形成于发射筒内或特制的筒形装置内直接或间接传递给导弹推动导弹沿着定向器向前运动完成发射过程弹射过程中，弹上发动机不工作弹射过程结束，弹上第一级发动机点火推动导弹继续飞行无论自力发射装置还是弹射装置，均应保证总体要求的初始发射精度赋予弹（箭）的初始射向、初始旋转速度弹（箭）的承载缩减发射效应烟、焰、噪声、后座等不损害附近的设备和人员等早期导弹几乎同时采用过自力发射与弹射飞航式导弹v-1弹射零速不能起动利用过氧化氢的分解能量工作的弹射装置以100m/s的滑离速度将导弹弹射出去然后空气喷气发动机再工作以维持导弹的巡航飞行弹道式导弹v-2自力发射脉冲式空气喷气发动机1.弹头2.导引陀螺仪3.导引波束及无线电指令接收器4.酒精水溶液5.弹体6.液态氧7.过氧化氢8.高压氮气钢瓶9.过氧化氢反应室10.涡轮推进泵11.酒精/氧气燃烧器盖12.推力架13.火箭燃烧室(外壳)14.尾翼15.酒精输入管16.燃气舵17.空气舵战后十多年，弹射技术基本上处于停顿当时的弹射装置庞大而笨重不适合实战的需要导弹的发射方式均为自力发射从二十世纪五十年代末期开始弹射技术得到了广泛的应用压缩空气式弹射器燃气式弹射器燃气蒸汽式弹射器等四十多个型号的导弹采用了弹射技术反坦克导弹垂直发射的地空导弹、舰空导弹空空导弹、空地导弹中远程弹道式导弹地下井发射陆基机动发射水下发射水下发射的飞航式导弹技术较成熟，采用最多发射装置可靠性较高助推器使导弹的横向或纵向尺寸加大并伴有脱落问题发射环境条件恶劣一般都需要有燃气导流设备将高温高速的发射尾喷流导向指定的方向避免烧损周围设备或人员发射环境及设施的适应性较好不需导流、排焰等燃气流处理措施燃气流对发射场及设备、人员作用不大森林、易燃物附近可发射便于在地面构筑简易掩体便于利用地形地貌采取伪装措施，利于隐蔽地下井结构大大简化井的尺寸及工程量大幅度缩小可以提供较高的发射动力提高导弹的滑离速度减小初始段弹道的散布提高威力发射动力由发射装置提供减轻弹上发动机的负担节约的发动机质量可用来增加战斗部装药质量射程略有增加导弹起飞质量相同弹上发动机装药量不变可靠性有下降趋势发射装置（弹射器）结构复杂产生燃气、密闭燃气、活塞、止动等等利于发射装置的通用化、规范化和组合化有后座潜艇发射一般不用自力发射发动机水中工作不稳定、易熄火水下排焰不易解决发动机还要用来克服水中阻力，耗能大弹射时，无上述问题机载导弹一般采用横弹式解决机-弹相容问题导弹不受飞机高速飞行时产生的复杂流场的影响飞机不受导弹发动机产生的燃气流场的影响自力发射与弹射的结合两次或两次以上的发射捕鲸叉Harpoon(美)鱼雷管弹射贮弹筒出水面后自力发射飞鱼Exocet(法)鱼雷管弹射贮弹筒贮弹筒弹射导弹不同导弹武器系统，其弹射器不同高压室差别不大低压室结构差别较大高压室（燃气发生器）低压室隔热装置（活塞或尾罩）筒口止动装置冷却装置（大型导弹）半密闭的火药燃烧室壳体点火装置火药挡药装置固药装置轴向或径向喷管提供火药正常燃烧所必需的压力环境2.5MPa以上将高压燃气排送到低压室通过不同形式的喷管或管道一般固定在发射筒中也可以在弹后随弹一起运动形成弹射力的密闭或半密闭空间建立弹射导弹所需要的低压室压力高压室流出的燃气压力远低于高压室压力满足过载要求作用在承压面上形成弹射力一般是发射筒内的弹后空间随着导弹的运动，容积不断扩大导弹后方直接或间接与导弹连接防止高温燃气损伤导弹与导弹一起运动，密封燃气并传递弹射力与弹分离方式（筒口）止动巨大冲击随弹飞出自行坠落（砸设备、人员等）侧向发动机指定地点坠落（结构复杂、安全区）吸收活塞的运动动能利用材料的弹性或塑性变形使活塞逐步止动，避免过大的撞击力止动元件压延性大的金属材料铝、铅制成锥面件或楔形条非金属材料橡胶蝶形弹簧降低燃气温度，去除活塞（尾罩）可降至200℃~300℃低温推进剂可控制在700℃以下燃气-蒸汽式弹射器一般冷却剂为水（水室）燃气与蒸汽混合后共同作用主燃气发生器（高压室）点火装药燃烧高压室喷口膜片破裂燃气进入弹射缸（低压室）燃气作用于弹射缸活塞承压面上通过活塞杆及托盘拉动导弹运动导弹与托盘分离当托盘向上运动撞击到缓冲器时导弹继续在筒内运动直至离筒燃气作用于弹射缸底部内表面上形成后坐力使发射筒下沉起点装药全面点燃的瞬间点火过程结束点火药气体在高压室内形成点火压力终点弹射力不再对导弹起作用的瞬间提弹梁撞击到缓冲器、导弹与提弹梁分离的瞬间导弹离筒瞬间考虑后效作用高压室压力曲线分段上升段平衡段排气段上升段燃气生成量＞流出量高压室压力急剧上升平衡段燃气生成量＝流出量高压室压力达到平衡变燃面时，此种平衡是动态的压力曲线的逐渐上升或下降排气段火药燃烧结束燃气不再生成，只有流出高压室压力急速下降低压室分期前期第一时期第二时期前期弹射过程起点到导弹开始运动的时期弹射力不足以克服摩擦阻力和重力等导弹静止不动第一时期导弹开始运动到提弹梁撞击缓冲器的时期导弹的加速期第二时期导弹继续在筒内运动后效期卸压孔流出的燃气影响导弹姿态研究弹射器内的弹射现象和过程规律性火药燃烧规律燃气流动规律能量转化规律压力变化规律导弹运动规律正面问题（弹道解法）已知装填条件和高压室、低压室内部结构诸元求得高压室、低压室的压力变化规律低压室、高压室的最大压力弹的运动规律导弹离筒速度反面问题（弹道设计）求得装填条件和弹射装置内部结构诸元合理和可能的方案使得导弹获得规定的离筒速度规定质量、直径、长度不超过允许发射加速度装填条件火药种类、形状、尺寸、质量导弹质量、尺寸弹射器内部结构诸元发射筒（低压室）直径初始容积高压室低压室发射筒长度（导弹行程）研究目的研制高性能的武器系统研究方法理论研究实验研究理论内弹道学与实验内弹道学的相互促进合理地解决弹射器的内弹道问题对弹射过程中的各种现象进行逻辑分析分析综合归纳演绎类比等找出这些弹射现象的主要影响因素认识其本质给出物理模型和数学模型建立描述弹射过程的内弹道基本方程组以数学符号形式系统表示弹射系统和弹射过程对各类弹射器具有普遍意义借助计算机计算和设计进行分析、综合和归纳的前提检验的根本依据内弹道理论数值计算结果修正内弹道模型的必要手段综合性能实验高低压室燃气压力变化规律导弹运动规律燃气温度变化规律等基础研究装药的点火和燃烧等近代光学和电子技术高度发展极大地促进了内弹道实验技术的发展测压和测速精度已达到较高水平精确测温目前还存在一定困难燃气的高温特性弹射过程的瞬态特性基本假设在点火压力下，装药瞬时、全面点燃燃烧服从几何燃烧定律（平行层/同心层燃烧）燃气在高压室内无流动各处的压力、温度等是均一的燃气在尾喷管内的流动服从一元定常等熵假设高压室及低压室内燃气按理想气体处理燃气的成分、物理化学性质是固定不变的爆温、比热、绝热指数等按常量处理基本假设火药在高压室内绝热燃烧，与室壁没有热交换实际热损失用小于1的系数修正也可以说是用降低火药力的方法来对热损失进行考虑高压室燃气的温度变化不大，可以认为是常量不考虑低压室内压力的空间分布采用瞬时平均压力以系数对低压室内的总温进行修正流动的摩擦损失、低压室与外界的热交换损失状态参数可逆过程中没有功耗散现象的准静态过程实际过程的理想极限实际过程都不可逆传递热量作用系统吸热时，系统的熵增大系统放热时，系统的熵减小系统与外界不发生热交换时，系统的熵不变绝热过程定熵过程当没有功耗散现象的准静态过程时孤立系统的熵增原理热力学第二定律等于零可逆大于零不可逆自发过程0dS孤立系统孤立系统和外界既无能量交换又无质量交换但可以与边界交换功机械功不可逆地转化为热1111221*121121112221111212211kkkpkkkkkepSdYpdtCpkpSdYpppkdtkpppkRT体积流量单位时间内流经管道任意截面的流体体积m3/s质量流量单位时间内流经管道任意截面的流体质量kg/s对于定态流动系统管路中流体没有增加和漏失的情况下TρPMuM1M1M1M1气流参数比AA当气流中某点的速度滞止到零时按照一定过程绝热绝热等熵便于气动计算容易测量000,,PT修正摩擦和热损失火药的性能参数特征速度反映了火药的能量性质密度表明了燃烧同样体积的火药所能产生的燃气的多少燃速系数反映了燃速特性燃速压力指数反映了燃速特性它们都是决定燃气生成率的主要因素对于相同的高压室结构和装药结构，这些参量的数值大，平衡压力就高高压室的结构参数和装填参数喷管喉部面积装药燃烧面积面喉比选定火药后，通过面喉比控制高压室平衡压力大小同时与火药性能和高压室结构有关的参数热损失修正系数流量修正系数NK在高压室设计中，利用此式计算燃烧面积根据预先选定的工作压力和喉部面积特别需要注意的是燃速压力指数n的影响一般，0n1，越小越好平台效应（n=0）或麦撒效应（n0）更好初温的影响对于确定的高压室和装药初温变化影响燃速，进而对平衡压力产生影响压力温度敏感系数初温对压力的影响大于对燃速的影响一般0n1恒面燃烧装药高压室压力的稳定性高压室压力自动恢复原有平衡状态的能力内部微小气孔装药制造工艺的原因其当燃烧至此气孔处时，燃烧面积会突然增大，气孔部位燃完后，燃面又会恢复装药密度可能不均匀装药制造工艺的原因某时刻其密度会变大（或变小），过后又会恢复正常弹射器性能稳定的前提偶然因素干扰时恒面燃烧装药为例（n1）高压室压力稳定的前提条件是n1装药燃烧阶段，高压室燃气温度是常量方程严格说只适用于装药的燃烧阶段上升段和平衡段排气段的时间很短，在此阶段的变化不大则方程适用于曲线的各个阶段高压室内弹道模型是一阶常微分方程组具有非线性和多变量耦合的特点无法用初等方法给出解析解，用数值方法求解其实质是求解常微分方程组的初值问题一阶常微分方程组的初值问题表示为常用龙格-库塔（Runge-Kutta）类算法求解从实用性、计算精度和编程方便性等方面考虑其基本思想是采用区间内若干点的斜率的加权平均来近似整个区间的平均斜率经典的四阶龙格-库塔方法其局部截断误差为5()Oh令高压室内弹道模型和计算方法是相同的以燃气为动力源的弹射器热力学第一定律取低压室内的燃气（工质）为系统边界低压室内壁面进出口截面属于开口系统有燃气的流入、流出外界热量的传入无不考虑高压室壁对低压室的热交换外界对燃气作功无（工质）流入带进系统的能量高压室燃气的流入带进的能量为焓热量向外传出无基本假设对外所作的功带出系统的能量焓随着工质的移动而转移的能量比焓比热单位质量气体每变化1℃时所吸收或放出的热量与气体本身的物理性质有关与压力和温度有关比热随温度的升高而升在实际热力计算中，把比热看作是一个常数忽略温度对比热的影响在弹射器工作过程中，做功转变的机械能导弹直线运动的动能一般约占总和的95%以上导弹旋转运动的动能对于旋转弹而言导弹克服摩擦阻力所消耗的能量燃