弹射器与弹射内弹道学ppt课件.pptx
自力发射与弹射,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,自力发射与弹射,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,自力发射与弹射,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,自力发射与弹射,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,弹头导引陀螺仪导引波束及无线电指令接收器酒精水溶液弹体液态氧过氧化氢高压氮气钢瓶过氧化氢反应室涡轮推进泵酒精/氧气燃烧器盖推力架火箭燃烧室(外壳)尾翼酒精输入管燃气舵空气舵,自力发射与弹射,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,自力发射与弹射,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,自力发射特点,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,自力发射,弹射,弹射特点,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,弹射特点,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,弹射特点,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,弹射特点,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,弹射特点,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,复合发射,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,典型弹射器,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,活动底座式,燃气-蒸汽式,逐渐注水式,集中注水式,提拉式(气缸式),横弹式,横弹式,无后坐式,弹射的其他应用舰载机弹射,弹射器的基本组成,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）,高压室（燃气发生器）,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,高压室（燃气发生器）,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,高压室（燃气发生器）,低压室,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,隔热装置（活塞或尾罩）,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）,止动装置,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,止动装置,冷却装置（大型导弹）,降低燃气温度，去除活塞（尾罩）可降至200300 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,弹射器工作过程,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,弹射器工作过程,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,弹射过程,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,弹射过程,高压室压力曲线分段上升段平衡段排气段,弹射过程,上升段燃气生成量流出量高压室压力急剧上升,弹射过程,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,弹射过程,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,弹射过程,低压室分期前期第一时期第二时期,弹射过程,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,弹射过程,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,弹射过程,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,弹射内弹道学,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,弹射内弹道学的两个基本问题,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,弹射内弹道学的两个基本问题,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,装填条件和构造诸元,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）,研究目的和方法,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,理论研究,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,理论研究,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,实验研究,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,实验研究,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,实验研究,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,内弹道数学模型,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,内弹道数学模型,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,熵,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,定熵过程,绝热过程定熵过程当没有功耗散现象的准静态过程时,熵增原理,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,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,质量平衡方程,气体状态方程,高压室压力方程,高压室流量方程,高压室流量方程,流量,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,连续性方程,对于定态流动系统管路中流体没有增加和漏失的情况下,一维定常等熵流,变截面管流的基本方程组,滞止参数,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,高压室流量方程,修正摩擦和热损失,燃气生成速率方程,燃面方程,燃速方程,平衡压力,平衡压力,影响平衡压力的因素,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,影响平衡压力的因素,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,面喉比,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,影响平衡压力的因素,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,影响平衡压力的因素,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,初温对压力的影响,压力曲线的分析,恒面燃烧装药,增面燃烧装药,高压室压力的稳定性,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,高压室压力的稳定性,恒面燃烧装药为例（n1）高压室压力稳定的前提条件是n1,高压室内弹道性能的计算,高压室内弹道性能的计算,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,高压室内弹道性能的计算,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,高压室内弹道性能的计算,经典的四阶龙格-库塔方法其局部截断误差为,高压室内弹道性能的计算,令,高压室内弹道性能的计算,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,低压室状态方程,低压室流量方程,能量方程,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,能量方程,进入系统的能量,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,离开系统的能量,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,焓随着工质的移动而转移的能量,比焓,能量方程,比热比,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,导弹速度及运动方程,次要功系数,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气运动的能量此外某些弹射器打开导弹闭锁机构也会消耗极小的能量,发射筒运动方程,
