尾翼裝置結構分析

沈陽理工大學學士學位論文PAGEPAGE381緒論在現代戰(zhàn)爭中，隨著高新技術的發(fā)展，炮彈正向精確打擊、遠程覆蓋、大威力毀傷的方向發(fā)展。高速滑膛尾翼彈穩(wěn)定裝置的結構設計直接影響彈丸的飛行穩(wěn)定性和射擊精度，彈丸穩(wěn)定裝置的設計一直是彈藥工作者的重要研究課題之一。要突破現有結構及其設計方法,就必須結合彈道理論的最新發(fā)展進行探索，對現有結構進行全面分析，搞清其作用機理和研制、生產及試驗過程中出現的問題及其原因和解決辦法，以便在新結構探索中借鑒。眾所周知，對于高速滑膛遠程榴彈，要保證其飛行穩(wěn)定性，必須采用張開式超口徑尾翼穩(wěn)定裝置。目前，滑膛尾翼彈的開翼動力，主要是火藥氣體。根據尾翼的運動方向，可分為前張式和后張式兩種類型。前張式又有氣缸尾翼和后效氣動開翼兩種形式；后張式也有后效氣體反射開翼及氣體直接作用開翼等形式。在傳統的設計計算中，無論是前張式尾翼還是后張式尾翼(氣缸尾翼形式除外)，其開翼氣動力計算都是基于后效氣體軸向一維流動理論進行的，但這一理論對于后效氣動開翼形式的尾翼計算是不適用的。后效期膛口流場理論的發(fā)展，為后效氣動開翼結構的分析和設計提供了理論基礎。本文在對現有穩(wěn)定裝置的結構進行了全面分析，設計出了一種利用膛后效氣體開翼的尾翼結構，用它取代原來125毫米滑膛尾翼彈的尾翼結構。它吸取了氣缸尾翼開翼同步性好、張開迅速的優(yōu)點，摒棄了尾翼張開到位時沖擊力大的缺點，從而探索出了一條后效開翼的新途徑。2典型尾翼彈張開式穩(wěn)定裝置結構分析任何產品的設計都是在充分分析現有同類產品的基礎上進行的。對于要求嚴格的軍事武器裝備來說，每一種產品的生產、定型，往往都是經過大量的實驗和多次的實踐才確定下來的。因此在選擇結構時，應充分重視前人的經驗，在認真分析的基礎上，局部加以改進，取長補短。下面就國內外典型的張開式尾翼穩(wěn)定裝置進行結構分析。穩(wěn)定裝置的結構形式繁多，本文只對超口徑張開式尾翼結構進行討論。具有這種結構形式的尾翼的彈丸有以下性能特點：彈丸飛行穩(wěn)定性好，射擊精度高，不過其所受空氣阻力較大。此外，由于彈丸不旋轉或只是低速旋轉，故張開式尾翼結構特別適于直瞄射擊的榴彈或破甲彈。張開式尾翼的結構形式主要取決于使尾翼張開的載荷類型。這些張開載荷有氣缸內火藥氣體壓力、旋轉慣性離心力、空氣阻力、后效期火藥氣體徑向力以及彈簧抗力等。根據尾翼運動的方向，又可將尾翼分為前張式尾翼、后張式尾翼以及徑向運動的弧形翼等類型。2.1氣缸張開式尾翼結構氣缸張開式尾翼是一種前張式尾翼結構，如圖2.1所示，這種結構的構造和作用原理是：彈底部連有一氣缸，其中的活塞上有小孔，以方便火藥氣體的進出。平時活塞由剪切銷或螺圈固定來阻止尾翼張開；發(fā)射時，高壓火藥氣體通過氣缸上的進氣孔進入氣室；彈丸出炮口后，借助氣缸內外壓差使活塞切斷剪切銷或剪斷螺圈剪切臺而向下運動，并帶動尾翼同步張開到位。尾翼張開后自鎖以防止因受空氣阻力而返回，張開到位的尾翼為后掠翼。圖2.1前張式氣缸尾翼結構這種結構的優(yōu)點是：尾翼張開迅速、同步性好且作用可靠。由于尾翼處于后掠狀態(tài)，故特別適用于超音速飛行的彈丸，能取得較好的射擊精度。其主要的缺點是：翼片張開到位時沖擊力過大，氣室內壓力設計不好會造成嚙合部位嚴重變形，甚至破壞。彈丸各批裝藥之間的壓力變化以及環(huán)境溫度的影響，都會導致氣缸內壓力的跳動，從而造成性能不穩(wěn)定。此外，氣缸尾翼的結構復雜，這就使得生產成本提高，周期加長，產品質量也難以保證。再者，尾翼張開前相當于一個懸臂梁，在膛內氣動載荷作用下通過炮口制退器卸載時，翼片容易變形。氣缸式尾翼彈的最佳開翼位置應盡可能選在接近后效期結束處，以減少由于炮口氣流的不對稱引起的初始擾動，從而取得較好的地面密集度，并由助于滿足強度要求。因此，在設計氣缸張開尾翼結構時，主要應根據后效期壓力的變化情況，并參考現有產品，合理選擇氣缸直徑和容積、活塞小孔直徑、活塞行程，并嚴格控制小孔直徑的公差以及螺圈臺的尺寸和材料性能，以保證開翼位置的一致。但要真正的獲得合適的氣室壓力，得到最優(yōu)化的方案是非常困難的，最后還是要通過實驗加以論證。實踐證明，氣缸式尾翼在保證作用可靠的前提下，能取得與線膛炮相近的地面密集度。借助后效期二維流場理論取消氣缸作用，就有可能使氣缸尾翼揚長避短，從而設計出更為滿意的新結構。2.2微旋張開式尾翼結構這是一種后張式尾翼結構，如圖2.2所示，這種結構通常利用旋轉彈帶使彈丸在膛內產生微旋，彈丸出炮口時，再慣性離心力的作用下使尾翼張開。膛內則靠剪切銷或慣性力矩使尾翼處于合龍狀態(tài)。因此它僅適用于線膛炮發(fā)射的彈丸。圖2.2微旋張開式尾翼結構2.3渦輪張開式尾翼結構這也是一種后張式尾翼結構，如圖2.3所示，這種結構形式主要用于無后坐力炮的火箭增程破甲彈上，以適應彈丸在較高速度下的飛行穩(wěn)定性要求。無后坐力炮在發(fā)射時，火藥氣體推動彈丸前進，同時向后噴流，并作用于彈丸尾桿渦輪上，使彈丸產生旋轉運動，彈丸出炮口后尾翼在離心力作用下張開。在這種結構中，彈丸有一尾桿，后張式的翼片平時合攏在尾桿的翼槽內或尾桿上，尾桿后部裝有渦輪。所謂渦輪，實質上是一個裝有數片斜置葉面的輪狀零件，它通常由整體圓料銑制而成。如前所述，發(fā)射時，火藥氣體向后噴流，并作用在渦輪的斜面上，使彈丸在膛內產生一定的旋轉運動。圖2.356式40mm破甲彈尾翼2.4火藥氣體直接作用的張開式尾翼結構這仍是一種后張式尾翼結構。在一些高初速滑膛炮的直瞄破甲彈或榴彈中，也采用火藥氣體直接作用的張開式尾翼結構，如圖2.4所示。在這種結構中，尾翼裝置的上部有一擋板，擋板上開有直槽，使翼片插入其間。這樣在擋板與彈底之間就形成了一個高壓氣室。彈丸在膛內運動時，高壓氣體貯存在“氣室”內，彈丸出炮口后，因外部壓力驟減，火藥氣體便從“氣室”中沖出，作用在尾翼斜面上，使尾翼張開。此外，后效期的火藥氣體沖向擋板并被反射，反射氣流進一步使尾翼加速張開。尾翼一旦張開，在空氣阻力作用下便會進一步張開，直至張開到位。實驗證明擋板的存在對尾翼彈丸出炮口5米內就開始張開，10m內已基本張開到位；而未采用擋板時，彈丸飛至30m處尾翼尚未完全張開。這種尾翼裝置結構簡單，作用迅速可靠，但整個尾翼裝置比較笨重，其質量占全彈質量的比例也較大，因而使中心后移，穩(wěn)定儲備量減??；此外這種尾翼結構阻力較大，與同口徑氣缸式尾翼穩(wěn)定彈相比，彈重相近時，彈形系數約增大66%。這種結構的尾翼張開過程現還無法進行準確分析和計算，一般是通過實驗來確定其合理的結構尺寸。圖2.4有擋板的尾翼結構.還有一種火藥氣體直接作用的后張式尾翼結構，如圖2.5所示，它已被蘇軍成功地用在坦克炮上。分析看來，其開翼可能利用了發(fā)射時翼片所受到的直線慣性力，而在彈丸飛離炮口時后效氣體使尾翼張開到位，也就是說尾翼的張開是兩個環(huán)境力綜合作用的結果。整個穩(wěn)定裝置由硬鋁制成，以使全彈重心前移，增大穩(wěn)定儲備量，克服后張尾翼結構的缺點。為保證強度，翼片的大部分面積鑲嵌在尾翼座內，并用螺釘固定。圖2.5火藥氣體直接作用的尾翼結構這種結構比較簡單，易于滿足強度要求。但用于有炮口裝置的地面火炮上時，還必須解決好尾翼劃炮口制退器與尾翼張開可靠性的矛盾。這種尾翼結構其外彈道性能雖優(yōu)于前一種結構，但阻力仍然較大。2.5徑向張開式弧形尾翼結構這種尾翼結構的特點是：開翼動力多為機械作用（或借助發(fā)動機解脫），作用可靠，適用于管式發(fā)射武器，可取得較好的精度。由于是徑向開翼，所以全彈結構緊湊，廣泛應用于反坦克導彈上?；⌒我碛捎诖嬖谡T導滾轉力矩，且尾翼強度計算的可靠性較差，而測試手段又跟不上，所以容易出現近彈。徑向開翼采用了機械動力，在炮彈上應用時，結構設計上有一定困難。2.6借助彈簧力張開的尾翼結構借助于彈簧力張開的尾翼有扭力簧和彈簧片兩種結構，62毫米單兵火箭破甲彈和56式40毫米破甲彈的尾翼就是依靠這兩種彈簧力張開的典型結構，如圖2.6和圖2.7所示，這種結構有以下幾個缺點：（1）勤務處理不方便。平時尾翼處于張開狀態(tài)，射擊前要使尾翼收攏于炮膛內，這樣就很麻煩；（2）尾翼易劃傷炮膛；（3）尾翼在張開時易被撕裂。這種尾翼是靠彈簧片張開的，而彈簧片根部的強度往往不足。（4）尾翼張開后無鎖緊裝置，翼片振顫使精度降低。因此，這種結構一般只在初速較低，尾翼不能依靠火藥氣體可靠張開的彈丸上采用。圖2.662毫米單兵火箭破甲彈圖2.7渦輪張開式尾翼結構綜上所述，后張式尾翼的共同缺點是阻力大，而且尾翼張開的同步性無結構保證。所以在炮口裝置火炮上配用遠程榴彈，后張式尾翼結構要比前張（氣缸）尾翼結構的地面密集度低。此外，后張尾翼沒有自鎖機構，在彈丸微旋的情況下，只能使翼片與彈軸垂直，從而增大了阻力，這對超音速飛行的尾翼穩(wěn)定彈丸是不適應的。因而可以說，后張式尾翼不適于應用在遠程榴彈上。前張式尾翼有一系列優(yōu)于后張式尾翼的特點，如果能克服尾翼張開到位時沖擊力大的缺點，則用于遠程榴彈是非常合適的。3國內外膛口流場理論的研究現狀研究彈丸出炮口后火藥氣體和彈丸的運動規(guī)律，對身管武器的設計有著重要的意義。特別是對膛口流場的研究，可為火炮的膛口裝置、炮彈尾部（如穩(wěn)定裝置）和引信設計提供可靠的理論依據。其次，由于膛口流場對彈丸出炮口后的運動有著顯著的影響，特別是氣流的不對稱性將對彈丸的飛行產生初始擾動，它直接影響到射擊精度。因此，要掌握這種初始擾動的規(guī)律，提高射擊精度，也必須對火藥氣體的后效作用進行深入研究。另外，通過對這一時期射擊現象的研究還可以建立起膛口氣體對環(huán)境影響的理論，以解決炮口焰、煙、沖擊波和噪音對人員及設備的危害，還可為像航空炮炮口氣流對噴氣發(fā)動機進氣道干擾引起的空中熄火等一系列實際問題提供理論基礎[2]。目前，這一領域中的理論和實踐已經引起廣大彈道工作者和武器彈藥設計師的重視。3.1膛口流場簡介膛口流場是從膛內高速流出的膨脹不足的非定常射流及其與膛口空氣的相互作用而形成的。在這個過程中伴隨著渦流及沖擊波等現象的發(fā)生。與此同時，燃氣與空氣中的氧再次作用而發(fā)生爆燃，這就是炮口焰形成的原因。由此可見，后效期的膛口流場是一個伴隨著化學反應的三維定常流體力學問題。膛口流場的形成，可以大致上分成兩個階段，即初始流場和火藥氣體主流場，下面分別進行討論。3.1.1初始流場所謂初始流場是指彈丸未出炮口之前，火藥氣體流場尚未形成的流場。在彈丸未出炮口以前，彈丸在膛內火藥氣體的作用下，沿炮膛加速運動，推動彈前的空氣柱，空氣柱最終被擠出膛口而形成初始流場，如圖3.1所示。它包括初始沖擊波與初始流場。圖3.1初始流場彈丸在膛內加速運動而壓縮彈前的空氣柱（其中有少量泄漏的火藥氣體），因而產生一系列壓縮波向炮口方向傳播。由于后一個壓縮波的傳播速度總比前一個大，這些壓縮波相互迭加而形成激波。膛內彈前激波的壓力分布如圖3.2所示。為波陣面后壓力，為彈前壓力。接觸間斷面將激波前后壓力分布分為Ⅱ、Ⅱ’兩個區(qū)域，兩區(qū)的介質略有不同，Ⅱ’為空氣與泄漏火藥氣體組成的混合氣體，Ⅱ區(qū)為純空氣。隨著彈丸的加速運動，激波不斷的加強，至膛口達到最大值。激波出膛后稱為初始沖擊波，它首先作軸對稱的膨脹運動。波后的氣體繞外鈍角超音速流動時，由于粘性在膛口形成渦流環(huán)，它是一個軸對稱的旋渦，此渦流環(huán)將隨著氣流一起做軸向運動。由于波后的壓力比外界壓力高得多，于是形成膨脹不足的初始射流。這就形成了彈丸出炮口前的整個初始流場。圖3.2膛內彈前激波壓力分布在裝有較長的制退器的情況下，彈丸出膛口之前，在初始沖擊波之后還形成一個中間流場，如圖3.3所示。中間流場的產生是由于彈丸進入膛口裝置時火藥氣體由腔壁與彈丸之間的環(huán)行間隙膨脹而越過彈丸，并在彈丸出炮口前流出。與初始沖擊波相比，中間沖擊波具有更大的強度，它對火藥氣體流場的形成有顯著的影響。中間沖擊波在火藥氣體沖擊波的追趕下，最后合并為一個沖擊波。圖3.3中間流場3.1.2火藥氣體主流場當彈丸從膛口射出之后，膛內的高溫高壓火藥氣體以極高的速度從膛口噴出，并且迅速推動周圍的空氣形成沖擊波。對一般火炮而言，炮口壓力通常在500—1000kg/cm2EQ之間變化，它比起環(huán)境的壓力要大得多。因此，膛口射流是高度膨脹不足的射流，并在膛口形成復雜的波系，如圖3.4所示。從圖3.4中可以看出它是由斜激波和馬赫盤組成的瓶狀激波系。圖3.4膛口流場結構示意圖在有炮口制退器的情況下，當彈丸剛進入炮口制退器時，膛口火藥氣體便從內腔與彈丸的環(huán)行間隙中進入側孔，并在側噴口內繼續(xù)膨脹。在氣流連續(xù)照片上，首先觀察到側孔射流。由于高壓氣體迅速膨脹并超過彈丸，所以在彈底離開膛口之前，已有一股氣流溢出，以1200——2000m/s的速度在彈前形成一個冠狀氣團，以后又被不斷補充和加強，而形成冠狀沖擊波[2]。3.2膛口流場的基本特性由于膛內外存在極大的壓力差，使膛口射流具有如下特性：膛口射流是高度膨脹不足的射流。若炮口壓力為，膛外反壓為，則出口的壓力比。當n>1時，稱為膨脹不足射流；n>>1時，則稱為高度膨脹不足射流，如圖3.5所示。圖3.5膨脹不足射流結構示意圖從圖3.5中可以看出，在壓力>>的條件下，氣體流出后在膛口繼續(xù)膨脹，在口部發(fā)生兩族膨脹波，經過彎曲的自由邊界反射成為弱壓縮波。由無數的弱壓縮波在射流內匯合形成兩道相交的激波，也叫斜激波，并在軸線反射。在n<2時，一般為正規(guī)反射，產生X型激波；當n增大后，為非正規(guī)反射，產生三叉型激波，形成近似于正激波的馬赫盤。產生這種瓶狀激波系是高度膨脹不足射流的主要特征。瓶狀激撥系主要取決于壓力比的變化。由于它的形狀和尺寸，尤其是馬赫盤的特征尺寸 和具有嚴格的規(guī)律性，并且與膛口參數有唯一的對應關系[2]，給高度膨脹不足射流的分析與計算帶來了不少方便。圖3.5中所表示的由射流邊界包圍起來的整個區(qū)域可以分為以下幾個部分：Ⅰ區(qū)：瓶狀激波內的自由膨脹區(qū)。氣流主要在此區(qū)內膨脹，壓力劇降，速度急增，馬赫數M>1;Ⅱ區(qū)：相交激波與射流邊界之間的超音速區(qū)，M>1;Ⅲ區(qū)：馬赫盤后的壓音速區(qū)。氣流經過正激波后，流速下降，溫度和壓力急增，M<1;Ⅳ區(qū)：經過兩次斜激波后，流動情況復雜，壓力與Ⅲ區(qū)相同，但M>1,兩區(qū)之間形成拉瓦爾的速度間斷面。膛口流場具有顯著的非定常性。在后效期火藥氣體從膛內流出的過程中，膛口的氣流參數隨時間的變化來表示。如圖3.6所示的是陰影照相得到的無膛口裝置的瓶狀激波隨時間的變化情況。圖3.6膛口瓶狀激波隨時間的變化瓶狀激波系有一個生長、穩(wěn)定和衰減的過程，但馬赫盤的特征尺寸和的變化不完全一致，瓶的直徑比長度提前縮小，在直徑開始縮小后，瓶的長度仍然增加和穩(wěn)定。這種不一致性反映了瓶壯激波系被拉長的過程。有關膨脹不足超音速流理論和實踐研究表明，射流內部的參數只取決于出口馬赫數及絕熱指數K值，與其它參數無關。對于馬赫盤的特征尺寸，通過實驗可以得到以下的經驗公式，即(3.1)(3.2)式中為噴管半錐角，為出口馬赫數。3.3膛口流場理論的發(fā)展和研究現狀有關膛口流場和氣體對彈丸的后效作用問題，很早就引起一些彈道學家的注意。1894~1895年美國的克利哈爾和斯克瓦爾曾利用極化測時儀測量3.2英寸口徑加農炮的彈丸在射擊出膛口后的速度變化。在他們的實驗報告中指出，彈丸出炮口后，由于火藥氣體對彈丸的作用，速度增大約為炮口速度的2.5%，最大速度位置約在25倍口徑處。此后，Indra選用不同火藥（無煙火藥和黑藥）和聲管長度測定對彈丸后效作用的影響，并提出了確定后效期彈丸速度變化的經驗公式[2]。由于當時測試技術比較簡陋，一般只是采用電磁測儀這類測試精度較低的儀器，再加上區(qū)截裝置誤差的影響，因此對彈丸后效作用的測定往往得出相反的結果，這說明在實驗方面還必須進一步的研究。大約在上個世紀初，德國彈道學家Crannz和美國餓Quayle利用火花照相裝置來研究火藥氣體由膛內流出所發(fā)生的現象。Crannz在對步槍的實驗中觀察到：彈前空氣柱的后面，有少量從膛壁和彈丸之間泄漏出的火藥氣體，此后膛口就出現了彈丸。當彈丸飛出炮口之后，火藥氣體緊跟著流出。這時由于火藥氣體仍具有較高的溫度和壓力，開始因為膨脹使速度急增，而且以大于彈丸的速度向前運動，這時彈丸即處于氣體的包圍之中。隨著在空氣的阻力作用下，火藥氣體的速度迅速下降，在炮口的一定距離上彈丸超越火藥氣體。Crannz還測得極力槍口4厘米出氣體流速為1600米/秒。Quayle在11.4毫米左輪手槍的火花照相實驗當中，觀察到在彈丸擠壓彈前空氣柱階段，被擠出膛口的空氣形成小渦環(huán)，并隨著射擊進行渦環(huán)繼續(xù)增大?？ú?杰-非里特也曾在口徑30毫米的加農炮上進行了實驗[2]。利用類似火花照相這種光學測量方法來研究膛口流場的結構無疑是為研究對彈丸后效作用提供了一種新測試手段。這種測試方法與其它方法相比，由于它沒有慣性、不干擾流場并能清晰地顯示流場結構和隨時間非定常變化的定量關系。近二十多年來，各種高速攝影技術的發(fā)展為膛口流場和對彈丸后效作用的研究提高到一個新水平。在膛口流場這個領域中的理論研究工作近二十幾年來也有很大的發(fā)展，例如有關高度膨脹不足非定常的流場機理，能量連續(xù)補充的膛口沖擊波物理模型，以及帶膛口裝置的沖擊波理論等方面都獲得了很大的進展。我國彈道工作者在帶膛口裝置的膛口流場與沖擊波形成的機理研究也取得了新成果。膛口流場數學模型的計算方面進些年已獲得成功。計算的炮口沖擊波和馬赫盤隨時間的變化規(guī)律與實驗結果取得較好的一致。但是由于火藥氣體對彈丸的后效作用要比對炮身的后效作用復雜得多，加之膛口裝置對膛口射流和沖擊波形成的影響，有很多現象至今還沒有被我們所掌握。如彈丸與流場相互影響的問題，形成沖擊波過程中火藥氣體的能量傳遞，帶膛口裝置時各出口沖擊波的相互作用及合成沖擊波的發(fā)展規(guī)律等。我們特別關心的后效期彈丸運動的規(guī)律，至今還停留在一些經驗公式的估計階段，還沒有達到準確計算的程度。4改進方案及其設計計算4.1尾翼改進方案的確定123123451——尾翼座；2——固定銷；3——翼片；4——銷軸；5——定位環(huán)圖4.1125mm滑膛尾翼彈穩(wěn)定裝置通過前面的分析可以知，氣缸式尾翼結構雖具張開同步性好，射擊精度高的優(yōu)點，但其結構復雜，尾翼張開到位時沖擊大的缺點使彈丸的正確飛行存在隱患。為克服這些缺陷，同時保留其優(yōu)點，本文利用膛口的二維氣流理論，取消氣缸尾翼彈的氣缸作用，設計出一種利用膛口側向氣氣使尾翼張開的前張式尾翼穩(wěn)定裝置，并將其移植到125毫米尾翼彈上，代替其原來的尾翼結構。目前，美國等西方國家的彈丸穩(wěn)定裝置大多采用前張式氣缸尾翼結構，尾翼張開后呈后掠狀態(tài)。然而前蘇聯的彈丸穩(wěn)定裝置大多采用后張式氣動尾翼結構，尾翼張開后，翼片與彈軸垂直。對這兩種穩(wěn)定裝置抗章動干擾的能力進行對比分析如下：當彈丸出炮口時，因初始擾動，存在一定的章動角。對于后掠翼,如圖4.2a所示，彈丸的糾偏力矩隨章動角的增大而增大。因而這種尾翼能使彈丸迅速克服章動，正常飛行；而對于垂直尾翼，情況則正好相反，如圖4.2b所示，章動角越大，糾偏力矩卻越小。因而這種尾翼克服彈丸的章動需要較長時間，這將導致彈丸的精度變差。但前蘇聯的這種尾翼結構簡單，作用可靠。(a)(b)圖4.2后掠翼與垂直翼抗章動能力對比基于對兩種尾翼結構的分析，氣缸式尾翼的后掠翼具有較好的抗章動能力，翼片和活塞類似于齒輪和齒條的嚙合關系的結構使翼片張開同步性好，但氣缸的作用使得張開時的沖擊過大、而且結構復雜，故在對125毫米尾翼彈的尾翼改進過程中保留氣缸尾翼的優(yōu)點，如尾翼結構仍采用后掠翼，保持翼片和活塞類似于齒輪和齒條的嚙合關系的結構；同時摒棄其缺點，尾翼的張開不再把氣缸對活塞的作用力作為尾翼張開的動力，氣缸的去除使得新的尾翼結構簡單化，它是借助后效期的二維流場理論，把彈丸出炮口時火藥氣體對翼片的徑向作用力作為其尾翼開翼的動力，從而開辟了后效開翼的新途徑。改進后的尾翼結構保留了氣缸尾翼開翼同步性好、精度高、適于遠程榴彈的結構特點，克服了尾翼張開時沖擊過大的弱點，并且去掉了硬性抗力件螺圈的作用，使得經改進后的尾翼結構更為簡單、可靠，具體結構見圖4.3。尾翼片平時靠固定環(huán)的作用使其處于收攏狀態(tài)，收入藥筒內之后發(fā)射藥和藥筒同時也在結構上限制了尾翼的張開。膛內內發(fā)射時，由于翼片的重心位于銷軸和彈軸之間，所以盡管慣性力矩有使尾翼片張開的趨勢，但這時火藥氣體對活塞底面的作用力通過齒面嚙合傳給翼片，它對翼片產生的使其收攏的力矩大于慣性力矩，因而尾翼在膛內不能張開，不會劃傷炮膛。彈丸出炮口后，火藥氣體壓力驟降，氣流從炮口高速噴出，垂直于尾翼片的長度方向向外的氣流作用在尾翼片上，使翼片剪斷固定環(huán)并且張開。尾翼在張開的過程中通過翼片前端齒形嚙合使得活塞向后運動，尾翼張開到位后，尾翼座側孔內的卡瓣在簧圈力的作用下進入活塞表面的環(huán)行槽內，使尾翼制動，并在飛行中呈永久后掠張開狀態(tài)。由于后效期炮口火藥氣體的壓力近似呈指數規(guī)律下降，所以翼片張開到位時受到的沖擊很小，有效地減小了翼片張開到位時翼片和活塞之間的沖擊變形，增強了作用的可靠性。1——引信；2——彈體；31——引信；2——彈體；3——炸藥；4——穩(wěn)定裝置圖4.3改進后的125mm尾翼穩(wěn)定彈4.2設計計算4.2.1尾翼膛內自鎖可靠性計算經改進后的尾翼穩(wěn)定裝置取消了尾翼中原來的硬性抗力件，使尾翼在張開的過程中除了受火藥氣體的作用力和自身的慣性力而外，不受其他作用力的作用。在膛內發(fā)射時，尾翼片是否能保持收攏狀態(tài)這一問題很重要，它關系到翼片在運動的過程中是否會劃傷炮膛，為了驗證這一點作如下計算。計算參數：彈丸質量：kg尾翼片質量（六片）：kg活塞質量：kg彈丸最大截面積：m活塞最大截面積：m尾翼片齒面的分度圓直徑：m翼片的質心至其后緣的距離：m銷軸孔中心至其后緣的距離：m尾翼活塞翼片受力分析如圖4.4所示：圖4.4尾翼活塞翼片受力分析彈丸在膛內任意時刻的過載系數：（4.10）——任意時刻的膛內壓力。尾翼片所受慣性力（六片尾翼）：（4.11）使尾翼張開的力矩：（4.12）火藥氣體對活塞的作用力：（4.13）活塞所受慣性力：F’2=(4.14)作用在活塞上的向前的推力是：（4.15）尾翼片對活塞齒面的作用力：的水平分量：所以，有>。由上述計算說明經改進過后的尾翼穩(wěn)定裝置在膛內運動的過程中能始終的保持收攏狀態(tài)，并且這種狀態(tài)與膛壓無關。4.2.2尾翼張開的尺寸鏈計算a.計算公式（4.16）（4.17）（4.18）式中：——封閉環(huán)基本尺寸；——封閉環(huán)上偏差；——所有增環(huán)基本尺寸；——封閉環(huán)下偏差；——所有減環(huán)基本尺寸；——第p個組成環(huán)上偏差；——組成環(huán)數；——第q個組成環(huán)下偏差；——增環(huán)數；——第i組成環(huán)的尺寸傳遞函數，對直線尺寸鏈而言，增環(huán)的=1，減環(huán)的=-1。b.計算活塞的行程計算圖：圖4.5活塞行程尺寸鏈計算圖尺寸鏈計算圖：圖4.6活塞行程尺寸圖計算中忽略形位公差的影響，將實際數據代入公式（4.16）、（4.17）、（4.18）得活塞的行程為：4.3尾翼穩(wěn)定裝置強度分析通過對改進后的尾翼穩(wěn)定裝置的受力和載荷分析可以得出：當彈丸發(fā)射時，由于尾翼片受慣性力的作用，使得它對銷軸截面和支耳分別有產生剪力和拉力，為了保證彈丸出炮口后能正常飛行，應該對銷軸和支耳在膛內的強度分析。在尾翼片張開到位的那一瞬間，由于卡瓣在簧圈的作用下迅速的嵌入活塞表面的環(huán)行槽內，使得活塞立刻停止了運動。而翼片在這一時刻有了較大的角速度，翼片由于慣性勢必在與活塞嚙合的部位會對活塞產生一定的沖擊作用，這個力的作用時間很短，在目前很難用準確的計算方法對這一瞬間載荷大小進行計算，但是這個載荷關系到翼片對嚙合處產生的沖擊變形大小，這一變形是否會對活塞產生破壞作用，這是我們關注的焦點。除此之外，翼片在張開到位后飛行的過程中，由于空氣擾動和其他一些因素造成了翼片對翼座支耳產生作用力，該力的大小關系到支耳強度是否滿足，如果支耳的強度不能達到要求，那么該彈丸在飛行的過程中就會出現近彈的情況，這是我們不希望發(fā)生的，所以對支耳的強度校核也是十分重要的。4.3.1銷軸的強度分析彈丸在膛內發(fā)射時，銷軸的受力如圖4.7所示：4.7銷軸的受力分析其中Q0，Q1，Q2，分別是翼片和支耳對銷軸的作用力，在這三個力的作用下勢必對銷軸截面產生剪應力，計算如下：（4.19）其中：——尾翼片的質量;——彈丸最大橫截面積；——彈丸質量。NMPa而[]=84MPa所以，<[]滿足強度要求。4.3.2活塞的強度分析如前所述，由于在翼片張開到位后的極短的時間內翼片和活塞嚙合處的載荷大小我們很難用準確的計算來得到，但是對這一載荷的分析是不容忽視的。在這里本人通過該尾翼穩(wěn)定裝置中活塞在改進前后建立的數學模型進行對比，從數學模型的角度來對活塞處的載荷進行分析。改進前氣缸尾翼的聯合方程：（4.20）——氣缸內壓力；——氣缸的受力面積；——剪切圈對活塞運動的抗力函數。改進后的尾翼聯合方程：（4.21）上述兩式中其他相關參數的意義參照第5章的數學模型。對式（4.20）和（4.21）進行比較我們可以看出，式（4.20）比式（4.21）大多的部分相同。為了搞清楚再任意時刻二者的大小關系，故對兩式進行作差處理如下：（4.20）-（4.21）得：（4.22）現在對作差所得結果進行定量的討論：在氣缸式穩(wěn)定裝置數學模型的建立過程中，由于氣缸的壓力是其主要的開翼動力，而后效期流場的作用與氣缸壓力對活塞的作用相比，它遠小于氣缸推力的作用，所以這時我們沒有考慮后效期流場的作用。氣缸推力（）與抗力（）之差是氣缸式尾翼能否張開的動力，所以是一個大于零的一個值，那么這就說明式（4.22）在任意時刻都對應一個大于零的一個數值。那么我們就可以得出：在任意時刻，改進后的尾翼結構中翼片對活塞的沖擊作用總是比在原有氣缸式尾翼結構中小得多，所以經過改進后的尾翼裝置中其活塞的強度是完全可以滿足強度要求。4.3.3翼座支耳的強度分析由于彈丸在飛行的過程中攻角的存在，這就使對應的空氣動力變大，在這個變大的空氣動力的作用下，容易使翼座支耳變形，還有可能使翼片脫落，所以這里對翼座支耳進行必要的強度計算。翼片看作是受均勻載荷懸臂梁,求出其根部反力后,再將支耳看作是受該反力集中載荷的懸臂梁;求出支耳根部反力后再校核其強度。相關參數:——彈丸飛行速度(m/s);——來流速度(m/s);——攻角;——來流質量密度(kg·s2/m4);——來流動壓(kg/m2);——平板阻力系數;——來流阻力在垂直翼片方向的分力(升力)。（4.23）裝配狀態(tài)翼片伸出支耳部分受動壓,近似將翼片看作是受均布載荷的懸臂梁（見圖4.8）。圖4.8翼片載荷簡化由工程力學知:反力:剪力:反力矩:彎矩:撓度:抗彎系數:斷面慣性矩:其受力看作受集中載荷的懸臂梁（見圖4.9）。圖4.9支耳載荷簡化反力:剪力:反力矩:彎矩:撓度:用來校核支耳強度:支耳截面a×b圖4.10支耳截面慣性矩:抗彎系數:應力:高質鋼彈性模量:對單向變載荷拉\壓\彎曲而言:許用應力kg/mm2kg/mm2已知:支耳高度:cm支耳厚度:cm支耳寬度:cm計算結果：來流速度：m/sm2/s2空氣密度：kg·s2/m4來流動壓：kg/m2彈丸攻角：翼面壓力：kg/m2均布載荷kg/m支耳部反力kg支耳部彎矩kg·cm支耳部抗彎系數cm3支耳根部應力kg/cm2材料許用應力kg/cm2所以，<。通過上述計算可知，翼座支耳的強度是完全滿足能強度要求。4.4氣動力計算4.4.1尾翼的幾何參數計算圖4.11翼片尺寸如圖4.11所示，根據設計圖紙，得有關尺寸（長度單位：mm）AD=46AB=28.5AN=14.5d=124BC=38DF=42OM=19ON=32其余參數計算如下：根弦長稍弦長平均弦長展長前緣后掠角后緣后掠角中弦后掠角單翼面積單翼展弦比單翼根稍比根部相對厚度稍部相對厚度平均相對厚度平均空氣動力弦4.4.2彈身幾何參數計算（長度單位：mm）彈身長尾部直徑最大直徑頭部長質心至彈前端距離圓柱部長度頭部長細比圓柱部長細比彈身最大截面積全彈長4.4.3單獨尾翼升力系數導數計算單獨尾翼的升力系數導數可由下式計算：（4.30）查參考文獻[6]的圖線得：4.4.4彈體升力系數導數計算彈體升力系數的導數可由下式計算：（4.31）查參考文獻[6]中的圖線得：4.4.5單獨尾翼壓力中心系數計算（4.32）查參考文獻[6]中圖線得：=0.52在時，尾翼中心到尾翼頂點出的距離為：（4.33）則所以：4.4.6彈體壓力中心計算彈體的壓力中心可由下式計算：（4.34）其中和之比取決于和，即：，）（4.35）=查參考文獻[6]有關圖線得如下插值表4.1表4.1插值表11.05620.25f(1.45,1.056)0.47所以，）所以而所以4.5穩(wěn)定性計算衡量靠尾翼來穩(wěn)定的彈丸的穩(wěn)定指標是穩(wěn)定儲備量，用公式表示為：（4.36）而,所以該尾翼彈丸的穩(wěn)定儲備量為：對于超音速飛行的彈丸來說，穩(wěn)定儲備量在10%~15%就可以保證其靜穩(wěn)定性和動穩(wěn)定性，而經過改進后彈丸穩(wěn)翼儲備量為12.5%，這完全能滿足飛行穩(wěn)定性要求。5尾翼張開運動分析為了對改進后的尾翼穩(wěn)定裝置中活塞、尾翼片進行運動分析，這里根據二者的運動過程來建立相應的數學模型。然后利用計算機對數學模型進行求解，根據解出的數據來驗證該改進方案的可行性。5.1數學模型的建立為了計算方便，對過程作如下簡化：（a）尾翼片張開過程中，忽略迎面阻力和火藥氣體對之影響；（b）活塞、尾翼片和運動過程中，各配合面摩擦力和摩擦力矩相對很小，忽略不計；（c）不考慮炮口制退器對彈后壓力的影響。5.1.1活塞的運動方程式（5.1）式中：m——活塞的質量；x——活塞的位移；t——活塞移動的時間；p——彈后壓力；P——尾翼片對活塞齒面的作用力在彈軸方向的投影；——活塞在氣室內的受力面積；——活塞在彈后的受力面積；——彈丸最大橫截面積；——活塞質量；——彈丸質量。5.1.2尾翼片的轉動方程彈丸在膛口運動過程中，尾翼片所受力作用狀態(tài)如圖5.1所示。尾翼片在諸力矩的作用下，得到如下的平衡方程式。圖５.１尾翼片受力狀態(tài)圖（5.2）式中：——尾翼片對銷軸的轉動慣量；——尾翼片重心到銷孔中心的距離，，，分別是在彈軸和垂直彈軸方向的投影；——尾翼片重心到銷孔中心連線與彈軸平行線的夾角，，，；——尾翼片某瞬間的角位移；——尾翼片齒形分度圓直徑；——尾翼片的重量。5.1.3聯系方程根據漸開線齒形嚙合原理，活塞移動距離與尾翼片分度圓上的轉動弧長是相等的。對應于分度圓上的弧長的中心角。對進行微分，則。對進行二次微分，則（5.3）將（5.3）代入（5.2）式中，則經整理，尾翼片轉動方程變?yōu)椋海?.4）將（5.1）與（5.4）相加后，則得活