一种空空导弹用直接力装置方案研究*

丁永强,黄少波,程 翔

(中国空空导弹研究院,河南洛阳 471009)

0 引言

目前国际上针对快速响应直接力控制技术已纷纷开展研究工作,以提高导弹的控制精度和快速机动性能,满足导弹高精度制导控制要求。美国PAC-3防空导弹系统新研制增程拦截弹ERINT,采用正常式气动外形,使用由180个姿态控制发动机产生侧喷的反作用射流和气动舵面复合控制方式,侧喷响应时间6 10ms,使PAC-3导弹的脱靶量达到了3m的高精度。

美国雷神公司在AIM-120空空导弹的基础上研制了“网络中心机载防御单元”(NCADE)空射反导导弹(见图1),主要用于攻击处于助推段、上升段或飞行末段的近/中程弹道导弹。NCADE是一种两级导弹,其第一级沿用AIM-120导弹的固体火箭发动机和舵机组件,第二级发动机由安装在第二级弹体重心位置上的四部间隔为90°的转向推进器实现该级的操纵,以提高控制效率。第二级尾部装有4个轴向推进器,可以在25s内产生68kg推力。

图1 NCADE与AIM-120先进中距空空导弹

从以上直接力技术的应用可以看出,随着空空导弹向着大幅度提高制导精度和快速机动性以及反导、反卫星、反临近空间飞行器等方向的发展,采用固体燃料的直接力装置由于其相对于液体燃料的优势,如结构简单、重量轻、响应速度快等,必将在高性能的下一代空空导弹上发挥极为重要的作用。

为了适用于未来的空空导弹,基于空空导弹重量与体积的限制,直接力装置必须进行小型化设计,以减小重量和体积。文中针对一种适用于空空导弹的直接力装置进行了设计,并对其进行了强度与流场仿真计算。

1 性能设计

直接力装置主要应用于某些航天器的姿控与轨控,以及某些防空导弹,目前还没有在空空导弹上的应用先例。直接力装置主要有两种结构形式,即微型脉冲固体火箭发动机组合形式,固体推进剂燃气发生器+多喷管燃气阀门形式。由于空空导弹尺寸限制,以及弹体一般不旋转,采用脉冲发动机形式将有很大的难度,且一般情况下只能利用到一侧的发动机,利用效率低下。因此,采用多喷管燃气阀门方式的燃气发生器将能有效的利用推进剂能量,只要能设计出结构简单的喷管和阀门结构,就能提供足够的推力来满足空空导弹的机动要求。

图2 侧向喷管分布位置

考虑到未来空空导弹的特点,燃气发生器式直接力装置应结构简单,质量尽可能轻;应在尽可能多的方向提供侧向力和更多的推力调节台阶。根据上述设计原则,决定采用4个侧向喷管,可在8个方向提供侧向力,同时为保证有更多的推力台阶,应尽可能多使用不同数量和不同位置的喷管。

按图 2,单独打开 1 个喷管时,可在 0°、90°、180°、270°四个方向产生推力;打开相邻的2个喷管时,可在 45°、135°、225°、315°四个方向产生合力;打开相对的2个喷管时,推力相互抵消,合力为0;打开3个喷管时,其中2个喷管推力相互抵消,相当于只有1个喷管产生有效推力 ,可在 0°、90°、180°、270°四个方向产生推力;打开4个喷管时,推力相互抵消,合力为0。打开1个喷管时单喷管设计推力F1=8.5kN,即保证 0°、90°、180°、270°四个主方向最大推力 ≥8kN,在此条件下的最大理论工作压强为20MPa。打开不同数目、不同方向侧向喷管的推力分布情况见表1。

表1 侧向推力计算结果

在主方向(0°、90°、180°、270°)有 2 种推力值可选择(不含零推力),最大推力为 8.5kN,最小推力2.15kN 。在辅方向(45°、135°、225°、315°)有 1种推力可选择,推力5kN。

为保证推力曲线的平稳,采用管状装药,对药柱两端面进行阻燃包覆。为了降低燃气温度并考虑装药能量,采用改性双基推进剂,不添加金属燃烧剂以最大程度减少烧蚀和冲刷。装药重量2.3kg,在最大推力时燃烧时间0.55s。

2 结构设计

燃气发生器式直接力装置主要由装药、壳体、顶盖、喷管座、侧向喷管、驱动器、点火器和连接件组成,燃气发生器式直接力装置结构简图如图3、图4所示。根据导弹对侧向推力的具体要求,燃气发生器式直接力装置点火以后由控制电路起爆火工品驱动器,将相应的侧向喷管打开,产生所需的侧向推力。由于工作时间较短,侧向喷管内侧可以涂抗烧蚀层来解决烧蚀问题。火工品驱动器均采用快速响应的半导体桥起爆方式。这种起爆方式在电容放电的瞬间作用下能在1ms内完成输出。通过控制电容的充放电就能实现点火控制。点火控制电路可以安装在喷管座上,也可放置在其它舱段。

四喷管燃气发生器式直接力装置的喷管座为整体加工,将驱动器通过螺钉固定在喷管座端面,使驱动器挡板挡在喷管通道入口处,喷管打开方式是通过驱动器将挡在喷管入口处的挡板拔离。直接力装置总质量约为7.8kg,长度206mm。

3 强度仿真

图5 壳体的应力云图

四喷管燃气发生器式直接力装置壳体最大应承受 20MPa的内部压强,为了保证有足够的强度,并尽量降低壳体重量,采用 18Ni(250级)马氏体时效钢作为壳体材料。利用有限元软件Patran/Nastran进行强度校核,在承受20MPa×15＝30MPa 的内压下(即强度安全系数取1.5),壳体的应力如图5所示。可以看出,壳体所受最大应力为 1430MPa,小于材料的最大应力极限1764MPa,即壳体工作安全。本方案中的喷管座材料采用15-5PH不锈钢,在20MPa×1.5=30MPa内压的作用下(强度安全系数为1.5),喷管座的应力云图如图6所示,卡块槽侧壁可能会出现塑性变形,但是压应力不会造成喷管座结构的破坏,喷管座其它部位所受应力小于材料的最大应力极限,即燃气式直接力装置喷管座工作安全。喷管与驱动器挡板的材料均采用 30CrMnSiA,在20MPa×1.5=30MPa内压的作用下,侧向喷管与驱动器挡板轴应力如图7、图8所示。从图中可以看出,结构上所受最大应力水平均低于材料的许用应力,结构强度符合设计要求。

图6 喷管座应力云图

图7 喷管应力云图

通过对直接力装置主要受力件进行强度分析计算,均符合设计要求,结构是安全的。

图8 挡板应力云图

4 流场仿真

利用流体仿真软件FLUENT对燃气发生器式直接力装置的内流场进行仿真计算,其内流场模型如图9所示。

燃气发生器式直接力装置的4个喷管打开1个,计算燃气式直接力装置喷管打开1个时的内流场,这个典型状态的压强和温度云图如图10、图11所示。

图9 燃气发生器式直接力装置内流场模型

根据以上内流场计算,燃气发生器式直接力装置在喷管打开1个时能正常工作,压强和温度场数值正常,内部流场比较顺畅,没有明显的涡流区。

5 结论

文中针对四个侧向喷管的燃气发生器式直接力装置进行了设计,并对其进行了强度与流场仿真计算。这种直接力装置的结构小、重量轻、推力大,可以适用于未来的空空导弹。为了进一步对直接力装置进行研究,可以开展具体的工程化设计和试验研究。

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