射伞炮设计技术研究

0引言

射伞炮在航天飞船返回、飞机尾旋/失速改出、导弹发射终止、飞行员逃逸等航空航天领域应用广泛。在这些场合,飞行器可能发生滚转或处于高速旋转的状态,为避免飞行器尾流干扰伞衣的展开和充气,一般采用伞绳先于伞衣展开“倒拉”的开伞顺序,为此必须给伞包施加动力使其射离飞行器,快速越过尾部湍流区,使伞包安全可靠地打开。

在西方发达国家,射伞炮技术已趋成熟,并涌现了很多产品[1]。国内由于使用范围的限制,加上该技术复杂程度高、难度大,涉及火工品的使用,安全性要求高,关于射伞炮的研究鲜有报道。因此,有必要通过专门研究和特殊试验来探究其中的关键技术,为我国航空航天工程应用提供安全可靠的技术支撑。

1射伞炮的工作原理与特点

1.1原理

射伞炮一般安装在飞机尾部加强结构上,炮筒内部装填高密度封装的伞包,其工作过程类似迫击炮:其内部动力单元填装有定制火药,通过装药燃烧产生高温高压燃气,燃气通过喷嘴涌进筒体活塞后部,膨胀做功产生动力,并进一步给伞包和压盖施压,导致压盖连接销快速断裂,从而使伞包沿炮筒加速射出。当燃气作用消失后,伞包在气动力和惯性力的作用下,快速飞越飞行器后的涡流区,并依次拉出伞包连接绳、伞绳、伞衣,然后使伞衣在稳定气流中充分充气张开,以起到增阻减速的作用。在飞行使用中射伞炮开伞原理如图1所示[2]。

1.2特点

国内外常见的开伞方法有以下几种:1)射伞炮;2)射伞火箭;3)射伞枪;4)引导伞。这些方法有不同的使用功能和限制,对于要求快速开伞的场合,有效工作时间可能只有数秒,这时就必须利用射伞炮或射伞火箭施加一定的主动力将伞系统迅速展开。中国飞行试验研究院曾经研制了一种用于飞机失速/尾旋改出的伞系统,采用的是射伞火箭机制,通过实践形成了一套相对成熟的技术方案,同时也暴露了一些问题。表1给出了射伞火箭开伞和射伞炮开伞的技术特点对比,从表中可以看到,射伞炮具有附加质量轻、开伞安全可靠等优势,在性能上明显优于前者。

2射伞炮样机设计

2.1 设计目标

以国内典型民机失速改出伞为实例,确定射伞炮原理样机的基本技术指标,据此进行射伞炮原理样机结构方案设计。目标任务的主要技术参数为:

1)伞系统质量:18.3 kg;

2)伞系统拉直总长度:47m;

3)伞系统拉直所需时间:1~1.5 s。

2.2射伞炮样机结构方案

射伞炮结构部件主要包括:1)压盖;2)活塞;3)筒体;4)剪切销钉;5)燃气动力单元。其样机整体结构如图2所示。射伞炮的筒体底部封闭,表面留有动力单元安装接口,动力单元通过螺栓与筒体刚性连接,筒体内的活塞用于压力腔的密封。伞包在装入筒体后通过剪切销钉和压盖封闭固定。

2.3 主要技术指标的确定

2.3.1 出口速度

伞包的出口速度应保证在限定的展开时间之内将伞系统拉直并将伞袋完全剥离,在此前提下尽量减小出口速度,以免产生不必要的后坐力。伞包自炮筒射出后,在气动力和惯性力作用下飞越飞行器后的涡流区。这个过程中,伞系统各部分自伞袋中依次拉出,伞包呈现复杂的非线性变质量运动过程。为方便研究伞包运动过程,假定伞包相对飞机做匀加(减)速直线运动,可以建立运动方程:

式中:V0为伞包出口速度;V1为伞系统拉直后伞袋与伞剥离时的相对速度(末速度);t为伞系统拉直所需时间;a为展开过程中的加速度;L为伞系统拉直总长度。

加速度a取决于伞包展开过程中的受力情况,包括气动力和飞机对伞包的拉力。在空中开伞情况下,气动力对伞包产生向后的推力,伞自伞袋中拉出的阻尼力即飞机对伞包的拉力,其综合作用的结果难以分析。根据地面试验情况,伞包运动过程中减速不明显,平均负加速度不到—5 m/s²,空中情况保守估计不会超过—5 m/s²。根据文献AIAA 73—0459,末速度取1.5 m/s, 目标伞的拉伸总长度为47 m,伞系统拉直所需时间取1.5 s,可得V0≈36.6 m/s[3]。

2.3.2炮筒尺寸及包伞密度

炮筒的尺寸与伞包尺寸相适应,根据文献AIAA 73—0459,行程与口径之比一般不超过2.5[3]。

包伞密度小于0.56kg/dm³ 时,由于伞包的压缩性,射伞炮的有效行程将显著减小,从而影响射伞炮的性能。因此,要尽量提高包伞密度。取包伞密度为0.6kg/dm³, 目标伞包的质量为18.3 kg,则伞包体积为30.5dm³。

2.3.3反作用力

伞包加速过程会对飞行器产生反作用力,在销钉剪切断裂瞬间,反作用力达到最大值,伞包射出炮筒后反作用力消失。根据文献AIAA 73—0459,反作用力的估计基于伞包加速过程中的做功,最大反作用力与施加于伞包的动能成正比,表达式为[3]:

式中:C为无量纲系数,其值取0.7时是易于实现的,0.8或更高时需要优化设计和较完善的系统才可能达到[3],故C取0.7;S为有效行程,取0.5 m;Ma为射伞质量,包含伞包、压盖和活塞的质量,取22 kg;V0为出口速度,V0=36.6 m/s。

可得反作用力F≈42100 N。

对于飞机失速/尾旋改出伞来说,一般伞载荷在100 kN以上,射伞炮的反作用力明显小于伞载荷,只是作用方向相反而已,所以充分满足射伞炮支撑结构的强度要求。

3 动力单元及内弹道特性

3.1 动力单元

动力单元的功用是通过点火器引燃内部的推进剂火药,瞬时产生高压燃气以产生势能,给开伞提供所需的动量。其性能要求是既要使射伞炮的端口速度达到一定的范围,又要尽量使炮筒内的反作用力不能太大,炮筒内的压力峰值不能太突出。影响动力单元性能的关键因素一是装药设计,二是喷口设计。

动力单元主要由壳体、喷口、装药及点火器组成。

1)壳体:为了承受高温高压燃气的作用,壳体采用高强度钢材料。通过壳体,动力单元连接安装在射伞炮的筒体底部。

2)喷口:喷口设计是影响射伞炮性能的重要因素之一,它控制着动力单元产生的高压燃气进入炮筒的速率,从而直接影响着炮筒内伞包脱离炮筒的速度。在设计时,需要进行计算分析,再通过发火试验不断优化设计,直至满足所需的性能指标。图3是使用不同喷嘴构型的炮筒压力比较图。从图中可以看到:(1)无节流孔即装药在炮筒内直接燃烧,炮筒压力将迅速达到最大,并产生很大的压力峰值,随后迅速减小;(2)采用固定孔径喷口时,炮筒达到压力峰值的时间后移,但压力峰值仍较大;(3)采用可烧蚀喷口时,炮筒压力曲线接近理想压力曲线,能够获得较佳的性能。根据国内现有技术情况,射伞炮样机采用固定孔径喷口。

3)装药与点火器:根据机载条件、安全性限制等多种因素,选用烧蚀小、能量高、燃烧温度低、安定性好的发射火药作为推进剂。推进剂构型采用固体增面燃烧的工作形式,在工作时由火药筒内的双桥路点火器点火,以期获得相对平稳的伞包加速曲线。

3.2射伞炮样机内弹道分析

根据射伞炮样机设计技术指标,编制内弹道计算程序,再进行射伞炮内弹道性能分析。由于工作环境温度对射伞炮的内弹道特性影响较大,根据射伞炮的工作环境温度范围,分别对射伞炮在低温—55℃与高温70℃下的内弹道特性进行分析。射伞炮在高、低温环境下的内弹道特性参数如表2所示。

4射伞炮样机研制与试验

4.1射伞炮样机研制

射伞炮的筒体采用大型铝合金锻件机加成型,内壁精密镗铣以保证与活塞配合精度。在伞包的设计中,其密度有一定的要求。不同密度的伞包,其压缩性有很大的差别。压缩性直接影响伞包打开的效率,若伞包的密度太低,伞包的压缩性将严重影响有效行程。一般阻力伞、救生伞等的包伞密度为0.45 kg/dm3,射伞炮开伞使用的伞包要求包伞密度达到0.6 kg/dm3以上。要达到这个性能指标,实践中有较大的技术难度。为此设计制造了能够用丝杠机构和千斤顶两级加载的专门包伞工装,经过多次包伞试验并不断改进,最终达到了包伞密度要求。

将具有一定密度的伞包自包伞工装中取出,手工装入射伞炮的炮筒内,再利用包伞工装二次加压消除伞包膨胀量,并用压盖和销钉封装,从而完成伞包的装填。动力单元与炮筒封头的安装,采取外场可更换单元LRU(LineReplaceableUnit)方式,安全性高,使用维护方便。

4.2射伞炮样机试验

4.2.1配重弹弹射试验

利用与伞包体积、重量相同的刚性配重弹进行了两次发射试验,验证了高/低压室的内弹道性能,初步测试了出口速度和后坐力。

4.2.2射伞炮静态开伞试验

利用伞包进行了三次静态发射试验,验证了高/低压室的内弹道性能,测试了伞包出口速度、射伞炮后坐力,并验证了开伞逻辑。

4.2.3射伞炮样机演示试验

将射伞炮样机安装在卡车车厢上进行了三次开伞试验。利用高速摄像测量伞包出口速度,并测试了其后坐力、动力单元压力及炮筒压力。射伞炮样机演示试验如图4所示。

4.2.4射伞炮样机试验结果与分析

射伞炮系统集成后,进行了三次地面静态开伞试验和三次车载演示试验,均成功实现开伞功能。通过试验测试取得了内弹道主要特性参数,结果汇总如表3所示。

试验结果表明:射伞炮样机开伞程序流畅,内弹道测试结果与设计分析结果基本一致。地面静态试验与车载演示试验后坐力相差较大,初步分析认为与试验平台刚性有关,在后续工程应用研究中应进一步验证。

5 总结及展望

通过上述研究可以得到如下结论:

1)通过对射伞炮开伞应用及其原理的研究,掌握了射伞炮设计要点。以典型民机失速改出伞为 目标,进行了射伞炮样机设计和内弹道分析,取得了射伞炮样机试制与集成的成功。

2)通过试验场静态试验验证了射伞炮样机主要性能指标,最终通过车载演示试验确认开伞程序合理,设计指标满足要求。

3)在国内民机试验领域首次实现了射伞炮开伞,掌握了射伞炮研制与试验技术,为射伞炮在航空航天领域的工程应用奠定了基础。

尽管通过本文研究满足了目前工程实践的应用需求,但后续还需进一步探索研究更加高效、安全可靠的射伞炮或其他开伞机制的产品,为我国航空航天事业发展提供更加坚实的技术支持。

[参考文献]

[1] TaylorAp.ThesystemApproachtospin/stall parachuteRecoverysystems— AFiveyearupdate[R].california: sEpT,2008.

[2] whalley I.parachute Mortars;An Engineering Review [R].Hartford : 44th AIAA/AsME/sAE/AsEE Jointpro—pulsionconference& Exhibit, 2008.

[3]pleasants J E.parachute Mortar Design[J].JournalofspacecraftandRockets,1973.

《机电信息》2025年第23期第12篇