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(1.福建福清核電有限公司,福建 福清 350318；2.西安陜鼓汽輪機(jī)有限公司，陜西 西安 710075)

高速入水子彈氣動(dòng)發(fā)射架設(shè)計(jì)建模

任艷軍1，宋博義2

(1.福建福清核電有限公司,福建 福清 350318；2.西安陜鼓汽輪機(jī)有限公司，陜西 西安 710075)

研究了一種用于研究子彈在不同角度高速入水的氣動(dòng)發(fā)射架。主要從發(fā)射架結(jié)構(gòu)構(gòu)成、發(fā)射原理分析和計(jì)算機(jī)模擬等方面對發(fā)射架進(jìn)行分析。建立了子彈發(fā)射過程的數(shù)學(xué)模型，選用Matlab軟件對模型分析求解，得出了子彈速度的時(shí)域變化曲線。通過改變發(fā)射邊界參數(shù)，對比得出各參數(shù)對子彈發(fā)射的影響。對子彈在不同角度下高速入水研究進(jìn)行技術(shù)儲(chǔ)備和參考，同時(shí)也為氣動(dòng)發(fā)射架的設(shè)計(jì)提供理論依據(jù)。

氣動(dòng)發(fā)射;發(fā)射架;系統(tǒng)仿真

0 引言

自從20世紀(jì)20年代末水上飛機(jī)的水面降落問題提出以來，結(jié)構(gòu)物入水沖擊的理論與試驗(yàn)研究得到了飛速發(fā)展，例如，水上飛機(jī)和宇宙飛船水面著陸、衛(wèi)星海面回收、空投雷彈入水沖擊、船舶在風(fēng)浪中砰擊和救生艇的海上拋落等[1-2]?；剞D(zhuǎn)體入水問題對導(dǎo)彈、魚雷等的外形和彈道設(shè)計(jì)有著深遠(yuǎn)影響[3]。研究的發(fā)射架是一種用于高速入水實(shí)驗(yàn)的發(fā)射角度可調(diào)子彈發(fā)射架，主要用于研究子彈在0°～-30°范圍內(nèi)高速入水的空化現(xiàn)象，并對不同速度條件下子彈入水的空泡形態(tài)進(jìn)行研究。

主要采用內(nèi)彈道方程以及氣體動(dòng)力學(xué)方程對發(fā)射架系統(tǒng)的發(fā)射過程進(jìn)行Matlab仿真，通過對儲(chǔ)氣倉狀態(tài)，發(fā)射管壓力以及子彈速度在時(shí)域的變化，將發(fā)射架工作分為閥工作過程和子彈出管過程進(jìn)行計(jì)算，得出不同邊界條件下子彈的出管速度。并通過與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對比修正，為高速射彈方面的研究作參考。

1 發(fā)射架構(gòu)型

1.1 總體結(jié)構(gòu)

發(fā)射架設(shè)計(jì)條件是,子彈射出角度為0°～-30°；子彈出管速度為80m/s以上；采用壓縮空氣作為發(fā)射能源。

根據(jù)實(shí)驗(yàn)的邊界條件以及工程經(jīng)驗(yàn)，設(shè)計(jì)發(fā)射架三維結(jié)構(gòu)如圖1所示。

發(fā)射架主要由支架體、高壓儲(chǔ)氣倉、進(jìn)氣接口、快速開關(guān)閥、槍管以及角度調(diào)節(jié)系統(tǒng)構(gòu)成。發(fā)射分為準(zhǔn)備階段、發(fā)射階段以及停止階段。

圖1 發(fā)射架本體三維結(jié)構(gòu)

1.2 儲(chǔ)氣倉的設(shè)計(jì)

根據(jù)發(fā)射管長度以及直徑的最大值，確定發(fā)射過程的最大耗氣量。為確保發(fā)射過程壓力下降在5%之內(nèi)。由等熵膨脹過程得:

pvk=C

(1)

p為壓力；v為比體積；k為絕熱指數(shù)。

可知儲(chǔ)氣倉體積約為發(fā)射管體積的10倍以上。綜合儲(chǔ)氣倉耐壓性能和經(jīng)濟(jì)性，選擇圓柱形儲(chǔ)氣倉。

1.3 支架設(shè)計(jì)

根據(jù)設(shè)計(jì)要求，支架角度為0°～-30°，出口高度為0.5m。為了保證發(fā)射管剛度以及直線度，當(dāng)發(fā)射管長度不大于2m的情況下，采用單點(diǎn)支撐，支撐位置在氣瓶中部；當(dāng)發(fā)生管長度大于2m時(shí)采用出口支撐高度固定，中間支撐以及氣瓶支撐采用絲杠以及螺紋套筒連接調(diào)節(jié)的支撐方式。

2 發(fā)射原理分析

根據(jù)氣動(dòng)發(fā)射原理，該發(fā)射架主要針對發(fā)射的熱力學(xué)過程，運(yùn)動(dòng)學(xué)過程以及動(dòng)力學(xué)過程進(jìn)行了分析[4]。原理簡圖如圖2所示。

圖2 發(fā)射原理

2.1 熱力學(xué)過程

把熱力系處于平衡狀態(tài)時(shí)基本狀態(tài)參數(shù)p,v,T之間的函數(shù)關(guān)系的狀態(tài)方程為:

f(p,v,T)=0

(1)

在建立氣動(dòng)彈丸發(fā)射內(nèi)彈道方程組時(shí)，提出如下假設(shè)。

a.假設(shè)工作介質(zhì)為理想氣體，氣體流動(dòng)和子彈運(yùn)動(dòng)都是一維沿軸向運(yùn)動(dòng)。

b.假定壓縮氣體在工作過程中某一瞬時(shí)的壓力、密度和溫度都是均勻分布的。

c.忽略氣體容積余隙的影響。

d.對子彈前的空氣阻力、彈道對彈丸的摩擦阻力進(jìn)行修正，并忽略彈丸重力的影響。

e.高壓儲(chǔ)氣倉內(nèi)壓縮氣體經(jīng)氣閥開口流入管路內(nèi)，并推動(dòng)彈丸運(yùn)動(dòng)出彈道的過程在極短時(shí)間內(nèi)完成，故認(rèn)為是等熵膨脹過程，忽略氣體與容器及出口管壁面的熱交換。

基于以上假設(shè)，由理想氣體的狀態(tài)方程可知，對m氣體，有:

pv=mRgT

(2)

m為氣體的質(zhì)量；Rg為氣體常數(shù)。

而質(zhì)量體積與密度間存在關(guān)系為:

(3)

由此可得:

(4)

化簡后密度為:

(5)

p為壓力；R為摩爾氣體常數(shù)，R=8314J/(mol·K)；T為開氏溫度，這里取T=293K。

則該過程熱力學(xué)方程可簡化為:

(6)

k為絕熱指數(shù)，這里取k=1.33。

2.2 沿程損失分析

壓縮空氣在橫截面積不變的彈道內(nèi)流動(dòng)是層流狀態(tài)時(shí)，其流量計(jì)沿程壓力損失可由理論公式計(jì)算。

根據(jù)實(shí)際流體的伯努利方程

(7)

伯努利方程中hw一項(xiàng)，若僅考慮沿程損失，管徑不變，則按伯努利方程得:

(8)

管中流動(dòng)假設(shè)為層流，則有:

(9)

將式(9)代入式(8)中，可得:

(10)

λ為沿程阻力損失系數(shù);l為管道長度即彈道長;d為管內(nèi)直徑;v為平均流速。

式(10)為水平均勻圓管內(nèi)充分發(fā)展流動(dòng)的沿程損失計(jì)算公式，由此計(jì)算出沿程損失的壓降為:

(11)

2.3 運(yùn)動(dòng)學(xué)過程及動(dòng)力學(xué)過程

假定彈丸質(zhì)量為m，彈道內(nèi)直徑為d，由式(5)可知，假定彈丸底部所受到的壓力與當(dāng)時(shí)氣閥內(nèi)壓力一致，均為pg，氣閥內(nèi)壓力與高壓儲(chǔ)氣倉壓力之間放氣壓力稍有損失，損失系數(shù)為0.95，在射擊過程中，氣閥閥口開啟t時(shí)刻后，壓力為p(t)，彈丸前進(jìn)位移為x(t)，彈丸速度為v(t)，彈丸加速度為a(t)，出口壓力為p(d)。彈丸的運(yùn)動(dòng)方程中，高壓氣體推力為:

Fg=ΔptA

(12)

而沿程阻力為:

(13)

綜上所述，可得:

(14)

λ為沿程阻力損失系數(shù)；l為彈道長度；v為平均流速。

3 仿真結(jié)果及分析

3.1 仿真邊界條件

彈道內(nèi)氣流參數(shù)的初始值：入口處氣體初始?jí)毫Ψ秶鸀?～12MPa，出口處壓力為大氣壓，發(fā)射管內(nèi)徑為10mm、子彈材料為45鋼，質(zhì)量為22.23g，設(shè)定其沿程阻力系數(shù)λ=0.025。絕熱指數(shù)為:

(15)

R=8.314 J/mol·K,μ為工質(zhì)氣體(空氣)的分子量，μ=28.964 kg/kmol，由此可得，R=287 J/kg·K。由相關(guān)資料可得，在T=300K條件下，不同工況下子彈的速度變化如表1所示。由此可知，壓力在1～10MPa時(shí)，絕熱指數(shù)k取1.33～1.39。

表1 不同工況下子彈速度變化

3.2 仿真結(jié)果

壓縮氣瓶的最高壓力是13.5MPa，取最大發(fā)射初始?jí)毫?2MPa。通過Matlab仿真得到子彈的時(shí)間-速度曲線。改變儲(chǔ)氣倉壓力對子彈速度的影響如圖3所示。由此可得，壓力越高，子彈獲得的加速度越大。

改變發(fā)射管長度對子彈速度的影響曲線(氣源初始?jí)毫?2MPa條件下)如圖4所示，由圖中不難看出，在該邊界條件下，子彈發(fā)射出管速度最高處為0.02s時(shí)，速度能達(dá)到190m/s以上，使用2.8m長發(fā)射管能使子彈充分加速。

圖3 壓力影響曲線

圖4 發(fā)射管長度影響曲線

豐滿系數(shù)對子彈發(fā)射速度的影響(氣源初始?jí)毫?2MPa條件下)如圖5所示。豐滿系數(shù)為子彈與發(fā)射管之間的間隙，豐滿系數(shù)越高，間隙越小。由圖可以看出，豐滿系數(shù)約0.8時(shí)，子彈的加速時(shí)間最小，出管速度也最高。

圖5 豐滿系數(shù)影響曲線

管內(nèi)徑對子彈出管速度的影響(氣源初始?jí)毫?2MPa條件下)如圖6所示。由圖可以看出，管徑越小，子彈的加速性能越好，但是出管并不能充分加速。在10mm內(nèi)徑條件下，子彈的加速充分性和出管速度相對較好。

圖6 發(fā)射管內(nèi)徑影響曲線

4 實(shí)驗(yàn)結(jié)果對比分析

發(fā)射及測速系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)裝置，主要用于研究子彈水平入水的入水速度和空化程度。氣源壓力為0～12MPa(可調(diào)節(jié))；子彈質(zhì)量為22.23g；發(fā)射管長度為2m；發(fā)射管直徑為10mm；儲(chǔ)氣倉容積約為30L。

通過3次試驗(yàn)，對子彈入水的高速攝像結(jié)果分析和測量，得到子彈在不同壓力下的入水速度如表2所示。

表2 試驗(yàn)中儲(chǔ)氣倉壓力與子彈出口速度

由表2可知，在相同管長及儲(chǔ)氣倉容積的條件下，子彈出口速度隨著壓力的升高不斷增加；試驗(yàn)結(jié)果仿真結(jié)果較為相似。但同時(shí)，由于開關(guān)截止閥為手動(dòng)閥，人工操作時(shí)的全開時(shí)間一致性不高，導(dǎo)致測量結(jié)果有一定差異。

由于試驗(yàn)中選用的發(fā)射管長度為2m，子彈發(fā)射時(shí)間變短，在管內(nèi)不能得到充分加速。而若需子彈得到充分加速，則在更換管長的同時(shí)要增加儲(chǔ)氣倉容積才能解決。

5 結(jié)束語

通過一種用于子彈高速入水可調(diào)角度的氣動(dòng)子彈發(fā)射架設(shè)計(jì)，利用軟件對發(fā)射過程進(jìn)行了仿真，并對不同邊界條件對子彈出口速度的影響進(jìn)行分析。通過與試驗(yàn)結(jié)果對比分析，證明了該仿真方法的實(shí)用性，也為設(shè)計(jì)和使用該種發(fā)射架提供參考依據(jù)。

[1] Wang Y,Shi X,Wang P.Dynamical response analysis of incautious water entry of UUV based on exact body shape approach[C]//7th World Congress on intelligent Control and Automation. Chongqing,China:IEEE,2008.4870-4875.

[2] Waugh J G.Water-entry pitch modeling[J].Journal of Hydronautics,1968,2(2):87-92.

[3] 邱海強(qiáng),袁緒龍,王亞東,等.回轉(zhuǎn)體高速垂直入水沖擊載荷和空泡形態(tài)仿真[J].魚雷技術(shù),2013,3(21):161-164.

[4] 胡艷玲.氣動(dòng)槍械發(fā)射原理有關(guān)問題的研究[D].南京:南京理工大學(xué),2008.

Bullet Pneumatic High-speed Water Entry Launcher Design and Modeling

RENYanjun1,SONGBoyi2

(1. Fuqing Nuclear Power Co.,Ltd.,Fuqing 350318,China;2.Xi’an Shanngu Steam Turbine Co.,Ltd.,Xi’an 71007,China)

This dissertation focuses on an angle adjustable bullet pneumatic emission launcher which is used to study the bullet enter water at high velocity.It is mainly analysis from the structure,principle and gets system simulation for the launcher.The bullet launch mathematic model is established,and solved with Matlab software.It is concluded the temporal change curve of the bullet velocity.Changing the boundary conditions and solving result.Compare the influence of conditions on the launch.The results were compared with the experimental correction to study technical reserves and reference in this area,and also provide theoretical basis for the design of the pneumatic launcher.

pneumatic emission;launcher;system simulation

2014-05-13

TJ27

A

1001-2257(2014)08-0030-04

任艷軍(1986- )，男，陜西榆林人，助理工程師，研究方向?yàn)楹穗妱?dòng)力系統(tǒng)運(yùn)營;宋博義(1985-),男，陜西西安人，助理工程師，研究方向?yàn)闊崮芄こ碳澳芰哭D(zhuǎn)換機(jī)械。