射伞炮技术初探

摘 要：介绍了射伞炮的用途及工作原理，以某飞机失速改出伞为目标，进行了原理样机设计，并对射伞炮的内弹道特性进行了初步分析。

关键词：射伞炮 动力单元 内弹道

中图分类号：TJ413.7 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2013）04（a）-0002-02

伞降技术在多种飞行器中都有广泛应用，诸如：载人航天飞船返回、探索行星飞船的减速和着陆、飞机失速/尾旋改出、飞行员逃逸或导弹发射终止等。在这些场合，必须给伞包施加动力使其快速射离飞行器、快速通过尾部湍流区进入气流相对平缓的区域，以保证伞衣能正常展开并充气。

在欧美发达国家，射伞炮已属成熟技术，并形成了系列产品，图1为F-22飞机装备基于射伞炮开伞的尾旋改出伞系统；图2为IRVIN公司的系列射伞炮及其动力单元[1]。国内鲜有关于射伞炮的研究报道，对于这种机械、伞、火工品、电气控制等多专业高度综合的技术，有必要展开系统的研究与试验，为航空航天工程应用提供成熟可靠的技术支撑。

1 射伞炮的工作原理

1.1 原理

射伞炮的工作原理类似于迫击炮。通过后膛装药燃烧产生高温高压燃气；燃气在封闭筒中膨胀做功，将伞包加速推出前膛，达到预定的出口速度；燃气作用消失之后在惯性力和气动力作用下飞越飞行器后的涡流区；依次拉出伞连接绳、伞绳、伞衣，使伞衣在稳定气流中可靠充气。

1.2 特点

国内外使用过的开伞方法不外乎射伞炮、射伞火箭、射伞枪、引导伞等几种，在要求快速开伞的场合，必须利用射伞炮或射伞火箭施加动力将伞系统迅速展开。相对国内已经成功使用的射伞火箭而言，射伞炮具有附加质量小、逻辑简单、功能可靠、使用维护性好等优点，但也存在冲击载荷大的缺点。

2 原理样机设计

2.1 技术指标

以国内某飞机失速改出伞为实例，目标任务的技术参数为：飞行器质量40，000 kg，伞系统质量18.3 kg，飞行器负加速度9.8 m/s2，伞系统拉伸长度47 m。根据AIAA73-0459[2]，确定伞包的出口速度为36.5 m/s；包伞密度为0.64 kg/dm3，则伞包体积为28.6 dm3。

2.2 射伞炮结构方案

射伞炮由筒体、活塞、压盘、剪切销钉及燃气动力单元组成。射伞炮原理样机结构如图3。

射伞炮实际上是一种高—低压系统；推进剂燃烧使装药筒增压至高压，然后，燃气通过喷嘴流进炮筒活塞后部，活塞后部的燃气压力给伞包施压，推动压盖使剪切销断裂，伞包沿炮筒加速射出。射伞炮的筒体底部封闭，并留有燃气动力单元安装接口；活塞用于压力腔的密封及保护伞包免受弹射过程中膨胀热气流的作用；伞包装入筒体后，通过压盖和剪切销钉固定，以承受开伞前地面及飞行过程中所受到的载荷。

3 动力单元及内弹道特性

3.1 动力单元的设计

动力单元产生高压势能，给伞包以所需的动量。动力单元由壳体、喷口、装药、点火器等组成。动力单元的设计关键是装药设计，喷口形式等重要参数，既要满足射伞炮的出口速度要求，又要尽量减小炮筒内的压力峰值和反作用力。

壳体采用高强度钢以承受高温高压燃气的作用，动力单元通过壳体安装在射伞炮的筒体底部。壳体内腔为燃烧室，压力一般在80～100 MPa。

喷口对系统性能至关重要，因为它控制着使伞包加速的热燃气进入炮筒的速率，从而直接影响着射伞炮的性能。一般通过计算确定一个初始设计，在其后通过发火试验修正原设计直至达到所需的性能。可烧蚀喷口能够提供渐增的喷口直径，使燃气质量流量以指数规律增大，以填充伞包在筒内加速引起的容积增量。如图4所示，小的初始节流孔提供较低的初始燃气质量流量以增压活塞后的容腔，压缩伞包并剪断销钉；之后，炽热的燃气开始熔化黄铜节流嘴使孔变大，从而增大燃气流量使伞包加速。研发较好的可烧蚀喷口可以达到理想状态：当炮筒内容积快速增大时燃气流量能保持压力恒定。

固体推进剂储存在一个火药筒中，火药筒通常装有一个双桥路点火器或者二个单桥/双桥点火器。推进剂一般选用燃烧温度低、烧蚀小，能量高、安定性较好的发射药。推进剂构型应采用增面燃烧的结构形式。

3.2 射伞炮的典型内弹道性能

射伞炮的主要性能参数为反作用力、炮筒压力和动力单元压力，三者随时间变化的典型曲线如图5所示。

反作用力—时间曲线显示：一开始，存在一个持续变化的反作用力，说明伞包在压缩过程中伞包的重心在移动，一直持续到销钉剪切断裂。在断裂前瞬时，典型的载荷是趋于零或急剧减小直到炮筒中的压力作用在活塞上的力大到足以切断销钉。此时，反作用力快速增大到最大值并保持恒定直到出口瞬间。通过出口后反作用力快速下降。将反作用力曲线从销钉断裂起积分至归零时刻，使用动量—冲量法可计算出弹射速度。

炮筒压力—时间曲线显示：点火后，炮筒压力逐渐增大至销钉断裂并继续增大至最大值，然后保持恒定到出口瞬时，此后气体散逸，压力回零。

初始的动力单元压力从零至最大值急剧线性上升，急剧上升表明推进剂表面颗粒被同时点燃，线性上升则说明推进剂颗粒燃烧稳定。此后节流嘴端部开始烧熔，动力单元压力线性下降。在接近二分之一行程时刻，节流嘴端部完全烧熔，压力—时间曲线线性下降，直到出口时刻。

4 结论

与射伞火箭开伞方式相比，射伞炮具有开伞可靠性高，重量轻，作用迅速的优点；通过优化设计与试验可以将其反作用力控制在合理的水平内。对于这种航空航天领域通用的综合性技术，建议进一步开展原理样机的试制与试验，为相关应用提供一种更加成熟可靠的技术手段。

参考文献

[1]P. （Tony） Taylo .The System Approach to Spin/Stall Parachute Recovery Systems.[R].Santa Ana，California：Irvin Aerospace Inc.2008

[2]Jamese.Pleasants. Parachute Mortar Design. [R].AIAA paper no73-0459.