引信对极薄弱目标发火的作用方法

黄 戈,姚宝珍,冉雪磊

(1.陆军装备部驻武汉地区军事代表局,湖北 武汉 425000;2.湖北三江航天红林探控有限公司,湖北 孝感 432000)

0 引言

本文以空地导弹机电式触发引信为研究背景，研究导弹以亚音速或更低速度飞行打击考斯特车、玻璃钢小艇等目标时引信的发火情况。考斯特车一般等效为0.7～1.2 mm的低碳钢冷扎钢板，含碳量相当于10#钢，抗拉强度270 MPa。玻璃钢小艇一般为玻璃钢的夹层结构，等效玻璃钢厚度10～20 mm、强度120～150 MPa。当导弹以低速度打击此类极薄弱目标时，撞靶冲击过载对导弹的动态响应特性较难达到引信目标敏感装置响应阈值，很容易造成导弹的瞎火或穿过目标后触地、触水面作用，使得导弹的毁伤效能大大降低甚至任务的失败。

机电式触发引信的目标敏感装置由各种类型的撞击开关或惯性开关等机构组成[1]，其作用是在导弹碰击目标时使开关闭合，接通发火控制电路，使发火控制电路正常工作。撞击开关限于弹头引信或需要依赖导弹头部空间变形来实现，其使用会对导弹的气动外形或头部设备设计安装有较大影响。而惯性开关不受以上条件限制，适应范围更广。

为了提高引信对极薄弱目标发火的可靠性，设计引信的惯性开关时，一般情况会将惯性开关的闭合阈值降低，提高其灵敏度。但闭合阈值的取值需保证弹道安全性的要求。国内外学者长期以来对于薄弱目标发火的理论和仿真方法均有较多研究。文献[2—3]对3 mm以上薄目标进行了研究，但对于3 mm以下极薄弱目标的发火作用及如何解决弹道安全性的问题未见详细介绍。本文以1 mm极薄弱钢板为典型目标，研究当惯性开关闭合特性已经无法满足弹道安全性时，引信如何实现发火作用的方法。

1 极薄弱目标发火的作用方法

极薄弱目标发火和弹道安全性是极薄弱目标发火作用方法要解决的两个方面。

1.1 极薄弱目标发火的设计

1.1.1 低过载惯性开关

为解决惯性开关对1 mm极薄弱目标的识别，设计了一种极低过载惯性开关。低过载惯性开关由惯性子、极环Ⅰ、极环Ⅱ、弹簧、外壳和绝缘套等组成[4]，结构组成示意如图1所示。图中向下为导弹运动方向。当导弹碰击目标时，低过载开关感受撞靶时的冲击载荷，惯性子在惯性力作用下克服弹簧阻力，运动0.5 mm距离后接通极环Ⅰ和极环Ⅱ，低过惯性载开关闭合导通，接通引信发火控制电路，引信发火电容给电雷管放电，引信作用发火。

图1 惯性开关示意图Fig.1 Inertia switch sketch map

1.1.2 低过载惯性开关闭合阈值的确定

从后文中打击考斯特车顶部工况仿真结果进行分析，确定惯性开关离心闭合阈值。打击1 mm钢板时，在低速条件下引信获得过载最小，随着速度的增加，过载变大，但过载持续时间差异不大。在导弹最低速度160 m/s时，引信轴向获得过载大于-100g的持续时间也能达到0.27 ms。

一般空地导弹载机时的惯性过载可达10g；载机、发射及飞行时的振动、冲击、颠簸可达5g，有时可达20g；引信保险解除后导弹自由飞行时过载可达10g。载机、发射及飞行时保险未解除，电容未充电，引信是安全的。这里的弹道安全主要是指引信保险解除后导弹自由飞行时的过载、冲击。在保证弹道安全性的前提下，以-100g为设计参考闭合值，取惯性开关闭合中值为70g，过载散布偏差取15g，最终确定惯性开关离心闭合阈值为55～85g。即当惯性子受到的前冲过载小于等于55g时不会运动,开关不会闭合；当惯性体受到的前冲过载大于等于85g，且响应时间足够时，开关能可靠闭合。

通过对极限55g闭合的惯性开关进行弹道自由飞行振动加严试验,证明惯性开关在极限情况下不会闭合。对极限85g闭合的惯性开关进行打击0.8 mm厚钢板极限薄弱目标进行模底试验,证明惯性开关可以闭合。

由于弹簧的加工误差不可避免,导致惯性开关的闭合阈值有一定散布范围,为进一步提高弹道安全性和发火可靠性,在工程应用中惯性开关需采取成品100%筛选的办法,将闭合阈值内控在70g左右(不超过5g),有利于消除惯性开关的闭合阈值散布带来的风险。

1.2 弹道安全性设计

空地导弹的弹道安全一般包含载机、发射及飞行时弹道安全。飞行弹道安全进一步细分为引信保险解除前弹道安全和引信保险解除后导弹处于待发状态的弹道安全。

引信保险解除处于待发状态后的弹道安全只能通过提高低过载开关自身的过载闭合阈值保证。其余弹道安全性可以通过提高低过载开关自身的过载闭合阈值和控制发火电容充电时刻点两个方面来保证引信的弹道安全。为了防止低过载开关的过载闭合阈值下限与弹道过载之间裕度不足或意外情况引信上电发火，只要控制引信处于待发状态前的任何时刻引信发火电容不被充电，即使低过载惯性开关闭合，弹道仍然安全。引信发火电容管控电原理图如图2所示。

图2 电原理图Fig.2 Electrical schematic diagram

图2中充电管控开关与引信两级保险物理关联，当引信保险解除后，引信充电管控开关才能接通，引信发火电容C1充电。当引信碰击目标时，惯性开关感受过载闭合，发火电容C1给电雷管放电。

为保证弹道安全性，在尽可能接近目标时解除引信第二级保险。引信待发后，在导弹自由飞行阶段，引信感受到的过载可达10g，文中取低过载惯性开关的最小闭合值为55g，因此可保证弹道安全。

2 弹目交会发火作用及仿真

采取基于ANSYS-LSDYNA与ADAMS的联合仿真方法，进行弹目交会发火作用仿真验证。

2.1 终点弹道仿真

导弹侵彻体材料为高强度钢，弹体直径150 mm，弹长1.4 m，头部等效舱、弹尾及引信材料为高强度铝。利用ANSYS-LSDYNA970软件进行仿真，计算时采用1/2对称模型、2个CPU并行[5-9]。

导弹打击目标具有多样性和复杂性，相比较而言，考斯特车车顶和玻璃钢小艇较沙土地、水面、建筑物等目标更为薄弱。因此，本文以打击该两种目标工况进行仿真。打击目标仿真工况见表1。

表1 仿真工况

2.1.1 打击考斯特车顶部工况

打击考斯特车顶部仿真模型见图3。

图3 仿真模型Fig.3 simulation model

1)低速工况

导弹速度160 m/s、落角90°、攻角0°、靶标1 mm厚钢板时的穿靶仿真情况见图4所示。穿靶过程中导弹的速度时间曲线见图5，引信轴向过载见图6所示。

图4 低速穿靶过程Fig.4 Low speed penetration process

图5 导弹速度时间曲线Fig.5 Missile velocity-time curve

图6 引信加速度时间曲线Fig.6 Fuze acceleration-time curve

通过仿真计算可知，穿靶后导弹余速约为159 m/s。侵彻过程中引信轴向(-Z)加速度峰值约为-388g，过载大于-100g的持续时间约为 0.27 ms(0.5～0.77 ms)。

2)高速工况

导弹速度240 m/s、落角90°、攻角0°、靶标1 mm厚钢板时的穿靶仿真情况见图7所示。穿靶过程中导弹的速度时间曲线见图8，引信轴向过载见图9所示。

图7 高速穿靶过程Fig.7 High speed penetration process

图8 导弹速度时间曲线Fig.8 Missile velocity-time curve

图9 引信加速度时间曲线Fig.9 Fuze acceleration-time curve

通过仿真计算可知，穿靶后导弹余速约为239 m/s。侵彻过程中引信轴向(-Z)加速度峰值约为-589g，过载大于-100g的持续时间约为 0.29 ms(0.38～0.67 ms)。

2.1.2 打击玻璃钢小艇甲板工况

打击玻璃钢小艇甲板仿真模型见图10。

图10 仿真模型Fig.10 Simulation model

1)低速工况

导弹速度160 m/s、落角30°、攻角4°、靶标20 mm厚玻璃钢时的穿靶仿真情况见图11所示。穿靶过程中导弹的速度时间曲线见图12，引信轴向过载见图13所示。

图11 低速穿靶过程Fig.11 Low speed penetration process

图12 导弹速度时间曲线Fig.12 Missile velocity-time curve

图13 引信加速度时间曲线Fig.13 Fuze acceleration-time curve

通过仿真计算可知，穿靶后导弹余速约为133 m/s。侵彻过程中引信轴向(-Z)加速度峰值约为-483g，过载大于-100g的持续时间约为 0.97 ms(0.46 ms～1.43 ms)。

⑨Feng S．，Heerink N．，“Are farm households’land renting and migration decisions inter－related in rural China?”NJAS － Wageningen Journal of Life Sciences，4，2008．

2)高速工况

导弹速度240 m/s、落角30°、攻角4°、靶标20 mm厚玻璃钢时的穿靶仿真情况见图14所示。穿靶过程中导弹的速度时间曲线见图15，引信轴向过载见图16所示。

图14 高速穿靶过程Fig.14 High speed penetration process

图15 导弹速度时间曲线Fig.15 Missile velocity-time curve

图16 引信加速度时间曲线Fig.16 Fuze acceleration-time curve

通过仿真计算可知，穿靶后导弹余速约为224 m/s。侵彻过程中引信轴向(-Z)加速度峰值约为-851g，过载大于-100g的持续时间约为 1.22 ms(0.36～1.58 ms)。

2.1.3 仿真结论

导弹打击考斯特车顶部工况时，目标最为薄弱，可依据该工况数据进行惯性开关的识别响应仿真。

2.2 惯性开关识别响应仿真

将导弹打击考斯特车顶部工况仿真结果作用于低过载开关，采用ADAMS 多体动力学仿真软件对低过载开关动态响应特性进行仿真分析[2]，仿真结果如下。

1)低速条件仿真

导弹速度160 m/s、落角90°、攻角0°、打击靶标为1 mm厚钢板时的惯性开关仿真结果如图17。

图17 仿真结果Fig.17 Simulation result

2)高速条件仿真

导弹速度240 m/s、落角90°、攻角0°、打击靶标为1 mm厚钢板时的惯性开关仿真结果如图18。

图18 仿真结果Fig.18 Simulation result

图中惯性子运动0.5 mm惯性开关导通时刻在1.5～2.3 ms之间，闭合时间约800 μs。

通过仿真,在导弹打击考斯特车顶部工况最薄弱目标时,低过载惯性开关仍然能够可靠性闭合。

3 试验验证

3.1 地面火炮试验

引信地面火炮试验采用滑膛炮作为导弹动能的加载设备。试验导弹装填假药，采用曳光药剂燃烧时的亮光作为引信炸点指示判断依据。火炮试验时，试验引信具有炮口保险，在炮口后效期结束后，引信才具备待发状态。同时为了满足导弹在侵彻目标后，在目标内部起爆，试验引信具备延期7 ms±2 ms发火的功能。火炮试验引信发火情况如表2所示。

表2 火炮试验引信发火情况

第1发，导弹速度162 m/s，落角90°，打1 mm厚10#钢板时的试验发火景象见图19。

图19 162 m/s发火景象Fig.19 Scene of fire under 162 m/s

第2发，导弹速度240 m/s，落角90°，打1 m厚10#钢板时的试验发火景象见图20。

图20 240 m/s发火景象Fig.20 Scene of fire under 240 m/s

通过对2发炮射试验数据进行分析，结果表明，引信的惯性开关对薄弱目标具有良好的发火性能，且火炮弹道安全。

3.2 全弹道飞行试验

2发引信随空地导弹进行了全弹道飞行试验考核，试验时导弹打击目标为1 mm厚10#钢板，靶标与地面成45°夹角，引信瞬发发火不带延时功能，炸点指示用曳光剂。飞行试验引信发火情况见表3，弹目交会发火景象见图21和图22。

表3 飞行试验引信发火情况

图21 244 m/s发火景象Fig.21 Scene of fire under 244 m/s

图22 163 m/s发火景象Fig.22 Scene of fire under 163 m/s

通过对2发全弹道飞行试验数据进行分析，结果表明，引信的惯性开关对1 mm厚10#钢板具有良好的发火性能，且载机、发射及飞行时弹道安全。

4 结论

本文提出了基于低过载惯性开关的引信对极薄弱目标发火作用方法，通过ANSYS-LSDYNA与ADAMS联合仿真方法验证了低过载惯性开关能够敏感碰靶过载条件而发火作用。通过火炮试验及全弹道飞行试验结果表明：空地导弹在162～244 m/s着靶速度条件下，设计的低过载惯性开关对1 mm厚10#钢能够可靠发火，同时提出的解决弹道安全性的设计方法有效可行，能够保证空地导弹的弹道安全。