CN107101539B - 一种大潜深水下无动力发射运载系统弹筒分离方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种大潜深水下无动力发射运载系统弹筒分离方法，根据运载系统的发射筒内弹道性能要求、导弹在发射筒内运动特性的要求和结构及安装要求，设计相匹配的弹射器，所述弹射器通过产生高温高压燃气推动导弹在发射筒内运动直到弹射出发射筒。通过弹射器装药量、药型、燃烧面和燃速参数设计进行弹射器内弹道优化，有效地将分离过程中发射筒即低压室的不可控内弹道改变为可控内弹道，易于设计以满足分离时导弹在发射筒内运动特性的要求，同时控制弹射器喷出燃气使低压室的温度低，防热设计易于实现。该弹筒弹射分离技术有利于导弹发射平台从陆地移植到工作深度大的水中，大大降低了大潜深水下无动力发射运载系统的设计难度。
Description
技术领域
本发明属于水下无动力发射运载系统弹筒分离技术领域，具体涉及一种大潜深水下无动力发射运载系统弹筒分离方法。
背景技术
水下无动力发射运载系统包括设置有发射筒的运载器和飞行器(导弹)，导弹密闭放置于发射筒内，发射运载系统发出指令发射运载器，利用发射释放动力和发射筒(内含导弹)本身所具有的浮力和初始释放速度在水中航行并上浮滑行至水面垂直出水，寂静发射可提高隐蔽性，发射筒的流体动力外形和结构设计相对简单容易实现，同时还通过采用垂直出水方式使得水下弹道也无需控制，进一步简化了发射筒的设计；发射筒内腔(低压室)的后段有一弹射器(燃气发生器)和推动导弹的活塞(或底板)，当发射筒出水后，达到设定的高度和姿态后，运载器发出指令，弹射器工作，弹射器推力作用在活塞上将导弹弹出发射筒，实现弹筒分离。该分离方法因发射筒无动力，出水速度相比有动力而言要低，稳定性相对较差，分离时间长，受到的干扰影响也较大，总之，发射筒在发射、出水和分离过程中要受到三次较强的干扰即发射平台(例如艇体)干扰、波浪干扰和分离干扰，其中波浪干扰是指发射筒在接近海面和出水分离过程中，在一定的海情下，三维不定向波浪对发射筒产生较大的干扰，分离干扰是指在弹器分离过程中的干扰。目前采用跨介质弹射分离方案，即在水面采用弹射器推动导弹、发射筒相对运动实现弹器分离，弹器的动态分离可使导弹出水后点火，从而增大导弹射程和点火安全性。实现该技术存在的缺点是：发射筒同时受到水中工作深度大、无动力上浮及分离过程干扰等因素影响，对其低压室(发射筒内腔)内弹道性能的设计困难，对其水密性、防热性设计要求也很高，不易实现。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种大潜深水下无动力发射运载系统弹筒分离方法，所述方法包括以下步骤，
步骤1、根据运载系统的发射筒内弹道性能要求、导弹在发射筒内运动特性的要求和结构及安装要求，设计相匹配的弹射器，所述弹射器通过产生高温高压燃气推动导弹在发射筒内运动直到弹射出发射筒；
所述步骤1还具体包括，
步骤11、对弹射器的装药配方进行优化选择，对不同配方装药的内弹道性能进行地面弹射和水面弹射过程仿真，经过多轮仿真和优化，选择满足导弹发射过载、出筒速度和发射筒内低压室内燃气温度要求低的装药配方；
步骤12、弹射器的药型优化，通过步骤11选定装药配方后，对不同燃速、不同药型的弹射器的内弹道性能进行地面弹射、水面弹射过程仿真和优化，确定药型和燃速；
步骤13、根据运载器内弹道性能，开展地面弹射、水面弹射工况下的内弹道性能仿真计算，判断弹射器是否满足弹筒水面动态分离要求，包括在水面弹筒分离时间、弹筒分离速度、发射筒内压强、发射筒内燃温、弹筒分离过载的要求，若不满足继续优化装药配方和药型；
步骤2、根据步骤1设计优化出装药配方、药型和燃速可靠设计装药燃烧室，从而可靠设计能够排出气体的弹射器并生产弹射器；
步骤3、弹射器的验证试验，经过弹射器点火试验、地面弹射试验、水面动态发射试验，对弹射器是否满足运载系统的发射筒内弹道性能要求、导弹在发射筒内运动特性的要求，予以验证。
具体地，所述步骤1中发射筒内弹道性能要求包括导弹在发射筒内运动的行程、时间、最大加速度、出筒速度和姿态角，导弹在发射筒内运动特性的要求包括沿发射筒内导轨加速直线运动；
发射筒内结构及安装要求包括：弹射器安装于发射筒内的尾部空间，空间结构限制弹射器的形状和体积，同时发射筒内的热防护设计要求易于实现；
所述步骤11中发射筒内低压室的燃气温度要求低，具体为不高于1000K。
具体地，所述步骤11、所述步骤12和步骤13中，对不同燃速、不同药型的弹射器的内弹道性能进行水面弹射过程仿真和优化，确定装药配方、药型和燃速，仿真和优化内容包括燃面-肉厚关系、高压室压强-时间关系、弹射器行程与时间关系、弹射器速度与时间关系、低压室压强与时间关系、弹射器加速度与时间关系、低压室温度与时间关系，这些参数满足发射筒即低压室内弹道方程组，
发射筒即低压室内弹道方程组为：
上述方程组从上到下依次为公式(1)～(9)，各公式中的符号物理意义如下：
公式(1)：
M1——导弹和含弹射器及底板的质量；
α1——导弹和含弹射器及底板的加速度；
Pt——发射筒内压强；
St——底板横截面积；
α——发射筒发射角度；
Pa——环境大气压强；
Z——导弹和含弹射器及底板在筒内的阻力系数；
公式(2)：
M2——发射筒的质量；
α2——发射筒的加速度；
ρ——水的密度；
Ldown——发射筒在水下的长度；
CD——发射筒的水下阻尼；
v2——发射筒的水下行速度；
公式(3)：
L1——导弹和含弹射器及底板的行程；
v0——弹筒分离时刻弹筒的初始速度；
t——导弹筒内的运动时间；
公式(4)：
L2——发射筒的行程；
t——弹筒分离前发射筒的运动时间；
公式(5)：
L0——弹筒分离时刻发射筒在水下的初始长度；
t——弹筒分离历程时间；
公式(6)：
v1——导弹和含弹射器及底板的速度；
t——导弹筒内的运动时间；
公式(7)：
t——弹筒分离前发射筒的运动时间；
公式(8)：
Tt——发射筒内温度；
mg——燃气的摩尔数；
xe——燃气的能量损失系数；
fV——燃气的定容火药力；
kg——燃气的比热比；
ma——弹筒的摩尔质量；
CVa——弹筒的定容热容；
Ta——弹筒的初始温度；
F1——导弹的合力，即M1α1；
F2——导弹的合力，即M2α2；
CVg——弹筒的定容热容；
Rg——燃气的摩尔质量；
Ra——弹筒的摩尔质量；
公式(9)：
n——燃气的漏气量系数；
V0——弹筒分离时刻发射筒的初始容积；
进一步地，按所述发射筒即低压室内弹道方程组确定发射筒即低压室内弹道性能参数后，通过调整弹射器装药量、药型、燃烧面和燃速参数反过来对发射筒即低压室内弹道性能参数加以修正，再调整发射筒即低压室内弹道性能参数优化弹射器装药量、药型、燃烧面和燃速参数，如此多轮优化，最后确定发射筒的内弹道性能参数及形质设计参数，同时确定弹射器的装药量、药型、燃烧面、燃速及形质设计参数。
本发明的一种大潜深水下无动力发射运载系统弹筒分离方法，该发明的技术方案通过包括设有前盖的发射筒、设置于发射筒内的底板、弹射器的弹筒分离装置，设计良好的弹射器内弹道性能，通过其性能将直接影响弹器的相对运动速度、时间及导弹出筒速度、姿态等发射筒即低压室内弹道性能参数，即通过弹射器装药量、药型、燃烧面和燃速参数设计进行弹射器内弹道优化，有效地将分离过程中发射筒即低压室的不可控内弹道改变为可控内弹道，低压室内弹道性能将直接影响弹器分离过程，调整低压室内道性能可大大降低发射筒内的最大压力和过载，改善导弹弹射的环境条件降低干扰，易于设计以满足分离时导弹在发射筒内运动特性的要求，也就是通过调整高压室(弹射器的装药燃烧室)内弹道改善发射筒即低压室内弹道性能，同时控制弹射器喷出燃气使低压室的温度不大于1000K，使发射筒(含导弹)的防热设计易于实现。该弹筒弹射分离技术有利于导弹发射平台从陆地移植到工作深度大的水中，大大降低了大潜深水下无动力发射运载系统的设计难度。
附图说明
图1为本发明的弹筒分离装置的轴线剖面结构示意图；
图2为图1的本发明的底板和弹射器的安装结构G局部示意图；
图3为底板的结构示意图；
图4为图3的A向示图；
图5为图3的B向示图；
图6为弹射器的结构示意图；
图7为推进剂药柱的装药结构示意图；
图8为图7的C向示图；
图9为推进剂药柱的单个结构示意图；
图10为图9的D向示图；
图11为高压室压强-时间关系图；
图12为弹射器行程与时间关系图；
图13为弹射器速度与时间关系图；
图14为弹射器加速度与时间关系图；
图15为低压室压强与时间关系图；
图16为低压室温度与时间关系图。
图中，1-发射筒，11-前盖，12-尾部空间，2-底板，21-凸台，3-弹射器，31-点火药盒，32-装药燃烧室，321-推进剂药柱，322-单根管状药柱，33-喷管，34-连接密封结构，4-导轨，5-适配器。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步说明。在此需要说明的是，对于这些实施方式的说明用于帮助理解本发明，但并不构成对本发明的限定。
实施例，如图1为实施本发明一种大潜深水下无动力发射运载系统弹筒分离方法所基于的装置的轴线剖面结构示意图，该装置包括设有前盖11的发射筒1、设置于发射筒内的底板2、弹射器3，图2为底板2和弹射器3的安装结构示意图，所述弹射器3固定在底板2的一侧，所述底板2的另一侧跟导弹尾端贴合，所述底板2可沿发射筒1滑动，所述弹射器3产生的推力推动底板2进而推动导弹尾端使导弹沿发射筒1向前盖11方向滑动。
设有前盖11的发射筒1为密封结构，所述发射筒1内壁设有用于导弹滑动的导轨4，所述导轨4上还设有固定导弹的适配器5。
图3～图5为底板的结构示意图，底板2布置在导弹与弹射器3之间，与发射筒1内壁及导轨4配合，在导弹底部形成密闭空间。发射时由弹射器3提供推力，推动导弹向上运动至发射筒1筒口，在筒口由底板挡板阻挡而留在发射筒1内。
底板2底部有三个凸台21，用来安装弹射器3，为了减小底板2与导轨4的摩擦力，在导轨4和底板2之间安装聚四氟乙烯板。
如图6为所述弹射器3为固体火箭发动机，包括点火药盒31、装药燃烧室32、喷管33和连接密封结构34，喷出物为纯燃气，本实施例中推进剂药柱的配方组份主要为炭粉，喷出燃气主要成份为二氧化碳和水这样的纯燃气。装药燃烧室32既是推进剂药柱的贮箱，又是燃烧的场所；推进剂药柱是产生低温、低残渣燃气的工质源，点火药盒用于点燃推进剂药柱，使弹筒分离装置顺利起动，喷管是弹筒分离装置工作时燃气的出口，控制其燃气的流量和压强。
图7～图8为推进剂药柱的装药结构示意图，图9～图10为推进剂药柱321的单根管状药柱322结构示意图，7根管状药柱并行排列，端面和外侧绝热包覆。
本发明的一种大潜深水下无动力无人发射运载系统弹筒分离方法，所述方法包括以下步骤，
步骤1、根据运载系统的发射筒即低压室内弹道性能要求、导弹在发射筒内运动特性的要求和结构及安装要求，设计相匹配的弹射器，所述弹射器通过产生高温高压燃气推动导弹在发射筒内运动直到弹射出发射筒；通常低压室内弹道性能将直接影响弹筒分离过程，调整低压室内道性能可大大降低发射筒内的最大压力、温度和过载，改善导弹弹射的环境条件；
所述步骤1还具体包括，
步骤11、对弹射器的装药配方进行优化选择，对不同配方装药的内弹道性能进行地面弹射和水面弹射过程仿真，经过多轮仿真和优化，选择满足导弹发射过载、出筒速度和发射筒内低压室内燃气温度要求低的装药配方；
步骤12、弹射器的药型优化，通过步骤11选定装药配方后，对不同燃速、不同药型的弹射器的内弹道性能进行地面弹射、水面弹射过程仿真和优化，确定药型和燃速；本实施例中推进剂药柱的燃速在15mm/s～40mm/s内可调，经仿真和优化后取燃速26mm/s，装药型式为：40(每根药柱外径)/20(每根药柱内径)-260(每根药柱长度)×7(药柱根数)，7根管状药柱并行排列，端面和外侧绝热包覆，见图5所示。通常对于地面已经定质量的装药而言，水面发射有效时间短，在液、气跨介质运动的情况下，要保证弹射器给发射筒低压室输送的气量充足，初始燃面大，结合考虑安装容积及发射筒低压室初始容积有限，对比选择大增面比药型；
弹射器内弹道仿真采用零维模型，其假设为：
1)点火建压过程瞬时完成；
2)装药表面瞬时点燃且均匀燃烧；
3)燃烧室中燃气流速很小，压强分布可以看作是均匀的，各处压强相等，是“零维”的压强计算；
4)没有侵蚀燃烧的影响，不用考虑侵蚀燃烧的燃速关系；
5)燃气的温度和成分保持不变；
6)燃气为理想气体，遵守理想气体的状态方程。
内弹道性能参数见表1；
表1实施例弹射器的内弹道性能参数
| 参数名称 | 数值 | 参数名称 | 数值 |
| 装药定压燃烧温度 | 1080℃ | 燃烧时间 | 0.55s |
| 比热比 | 1.26 | 密度 | 1630kg/m<sup>3</sup> |
| 燃气摩尔质量 | 20.5 | 气体常数 | 405.6 |
| 20℃时压强指数 | 0.3 | 装药总质量 | 28kg |
| 20℃，8MPa时燃速 | 15mm/s～40mm/s | 20℃时20mm/s燃速系数 | 0.0107(反算) |
| 特征速度 | 1060 | 20℃时23mm/s燃速系数 | 0.0123(反算) |
步骤13、根据运载器内弹道性能，开展地面弹射、水面弹射工况下的内弹道性能仿真计算，判断弹射器是否满足弹筒水面动态分离要求，包括在水面弹筒分离时间、弹筒分离速度、发射筒内(低压室)压强、发射筒内燃温、弹筒分离过载的要求，本实施例中水面动态分离要求见表2，若不满足继续优化装药配方和药型；
表2水面动态分离要求
| 工况 | 弹筒分离时间 | 导弹分离速度 | 运载器压强 | 低压室燃温 | 导弹分离过载 |
| 地面弹射 | 0.55s | 30m/s | 0.76MPa | 860K | 11.5g |
| 水面弹射 | 0.28s | 20m/s | 0.5MPa | 760K | 8.3g |
步骤2、根据步骤1设计优化出装药配方、药型和燃速可靠设计装药燃烧室，从而可靠设计能够排出气体的弹射器并生产弹射器；
步骤3、弹射器的验证试验，经过弹射器点火试验、地面弹射试验、水面动态发射试验，对弹射器是否满足运载系统的发射筒内弹道性能要求、导弹在发射筒内运动特性的要求，予以验证。
具体地，所述步骤1中发射筒内弹道性能要求包括导弹在发射筒内运动的行程、时间、最大加速度、出筒速度和姿态角，导弹在发射筒内运动特性的要求包括沿发射筒内导轨4加速直线运动；
发射筒1内结构及安装要求包括：弹射器3安装于发射筒1内的尾部空间12，空间结构限制弹射器3的形状和体积，同时发射筒1内的热防护设计要求易于实现；
所述步骤11中发射筒1内低压室的燃气温度要求低，具体为不高于1000K。本实施例中，弹射器3的高压室(装药燃烧室32)内燃温为1080℃，筒内低压室内燃气温度850K，满足不高于1000K的要求。
具体地，所述步骤11、所述步骤12和步骤13中，对不同燃速、不同药型的弹射器3的内弹道性能进行水面弹射过程仿真和优化，确定装药配方、药型和燃速，仿真和优化内容包括推进剂药柱燃面-肉厚关系、高压室压强-时间关系、弹射器行程与时间关系、弹射器速度与时间关系、低压室压强与时间关系、弹射器加速度与时间关系、低压室温度与时间关系，这些参数满足发射筒即低压室内弹道方程组，
发射筒即低压室内弹道方程组为：
上述方程组从上到下依次为公式(1)～(9)，各公式中的符号物理意义如下：
公式(1)：
M1——导弹和含弹射器及底板的质量；
α1——导弹和含弹射器及底板的加速度；
Pt——发射筒内压强；
St——底板横截面积；
α——发射筒发射角度；
Pa——环境大气压强；
Z——导弹和含弹射器及底板在筒内的阻力系数；
公式(2)：
M2——发射筒的质量；
α2——发射筒的加速度；
ρ——水的密度；
Ldown——发射筒在水下的长度；
CD——发射筒的水下阻尼；
v2——发射筒的水下行速度；
公式(3)：
L1——导弹和含弹射器及底板的行程；
v0——弹筒分离时刻弹筒的初始速度；
t——导弹筒内的运动时间，同弹筒分离前发射筒的运动时间、弹筒分离历程时间大致相等，用同一符号表示；
公式(4)：
L2——发射筒的行程；
t——弹筒分离前发射筒的运动时间，同导弹筒内的运动时间、弹筒分离历程时间大致相等，用同一符号表示；
公式(5)：
L0——弹筒分离时刻发射筒在水下的初始长度；
t——弹筒分离历程时间，同导弹筒内的运动时间、弹筒分离前发射筒的运动时间大致相等，用同一符号表示；
公式(6)：
v1——导弹和含弹射器及底板的速度；
t——导弹筒内的运动时间，同弹筒分离前发射筒的运动时间、弹筒分离历程时间大致相等；
公式(7)：
t——弹筒分离前发射筒的运动时间，同导弹筒内的运动时间、弹筒分离历程时间大致相等；
公式(8)：
Tt——发射筒内温度；
mg——燃气的摩尔数；
xe——燃气的能量损失系数；
fV——燃气的定容火药力；
kg——燃气的比热比；
ma——弹筒的摩尔质量；
CVa——弹筒的定容热容；
Ta——弹筒的初始温度；
F1——导弹的合力，即M1α1；
F2——导弹的合力，即M2α2；
CVg——弹筒的定容热容；
Rg——燃气的摩尔质量；
Ra——弹筒的摩尔质量；
公式(9)：
n——燃气的漏气量系数；
V0——弹筒分离时刻发射筒的初始容积；
本实施例中，弹射器和发射筒即低压室内弹道性能设计技术条件要求为：
弹射器质量：不大于30kg；
低压室温度：不大于1000K；
导弹出筒速度(地面弹射)：不小于28m/s；
弹筒分离时间(地面弹射)：不大于550ms；
弹筒分离弹体过载(地面弹射)：不大于12g；
弹筒分离筒体过载(地面弹射)：不大于18g；
弹筒分离平均过载：不小于6g。
使用海况：4级和4级以下海况有效使用；
水面发射初始速度(筒顶出水时刻)：10m/s～15m/s；
导弹质量：(1500±10)kg；
导弹质心：3870mm(距导弹头部尖点)；
发射筒质量(不含前盖、底板、弹射器)：(950±30)kg；
发射筒质心：5340mm(距发射筒头部尖点)；
底板：40kg；
初始容积：0.1751m3(未减去弹射器体积)；
弹射器的行程：7.4m。
弹射器的使用环境如下：
使用环境温度：(0～50)℃；
冲击环境：50g，(6～8)s；
过载：轴向最大18g。
根据弹射器3和发射筒1即低压室内弹道性能设计技术条件要求，通过发射筒1(低压室)内弹道方程组确定发射筒1即低压室内弹道性能参数，调整弹射器3装药量、药型、燃烧面和燃速等弹射器3内弹道性能参数，再反过来对发射筒1即低压室内弹道性能参数加以修正，再调整发射筒1即低压室内弹道性能参数，再优化弹射器3装药量、药型、燃烧面和燃速参数，如此多轮优化，最后确定发射筒1的内弹道性能参数及形质设计参数，同时确定弹射器3的装药量、药型、燃烧面、燃速及形质设计参数。
本实施例的高压室压强-时间关系、弹射器行程与时间关系、弹射器速度与时间关系、低压室压强与时间关系、弹射器加速度与时间关系、低压室温度与时间关系见图11～图16。
本实施例中，根据步骤1设计优化出装药配方、药型和燃速可靠设计装药燃烧室32，通过步骤2可靠设计并生产能够喷出纯燃气的弹射器3即燃气发生器。
本实施例中，利用步骤2生产的弹射器3，通过步骤3进行弹射器3点火试验、地面弹射试验、水面动态发射试验，对产品各项性能、导弹弹出发射筒1姿态、出筒后飞行轨迹与姿态角速度等进行测量，获取相关参数，试验结果验证弹筒分离装置的弹射器3内弹道性能满足地面弹射和水面动态发射时导弹在发射筒1内运动特性的设计技术要求，包括发射筒1(低压室)内弹道性能，其中的一项要求导弹出发射筒1速度达到30mm/s以上。
弹射器3装药一定情况下可通过调整弹射器3点火时刻分离面距水面的高度，可确保弹器分离过程始终发生在临近水面处，发射筒1的姿态变化以及分离过程对导弹姿态的影响最小化。
本发明不仅局限于上述具体实施方式，本领域一般技术人员根据本发明公开的内容，可以采用其它多种具体实施方式实施本发明，因此，凡是采用本发明的设计结构和思路，做一些简单的变化或更改的设计，都落入本发明保护的范围。
Claims (3)
1.一种大潜深水下无动力发射运载系统弹筒分离方法，包括，
步骤1、根据运载系统的发射筒内弹道性能要求、导弹在发射筒内运动特性的要求和结构及安装要求，设计相匹配的弹射器，所述弹射器通过产生高温高压燃气推动导弹在发射筒内运动直到弹射出发射筒；
其特征在于：所述步骤1还包括以下内容，
所述发射筒内弹道性能要求包括导弹在发射筒内运动的行程、时间、最大加速度、出筒速度和姿态角，导弹在发射筒内运动特性的要求包括沿发射筒内导轨加速直线运动；
发射筒内结构及安装要求包括：弹射器安装于发射筒内的尾部空间，空间结构限制弹射器的形状和体积，同时发射筒内的热防护设计要求易于实现；
所述步骤1还具体包括，
步骤11、对弹射器的装药配方进行优化选择，对不同配方装药的内弹道性能进行地面弹射和水面弹射过程仿真，经过多轮仿真和优化，选择满足导弹发射过载、出筒速度和发射筒内低压室内燃气温度要求低的装药配方；
所述发射筒内低压室的燃气温度要求低，具体为不高于1000K；
步骤12、弹射器的药型优化，通过步骤11选定装药配方后，对不同燃速、不同药型的弹射器的内弹道性能进行地面弹射、水面弹射过程仿真和优化，确定药型和燃速；
步骤13、根据运载器内弹道性能，开展地面弹射、水面弹射工况下的内弹道性能仿真计算，判断弹射器是否满足弹筒水面动态分离要求，包括在水面弹筒分离时间、弹筒分离速度、发射筒内压强、发射筒内燃温、弹筒分离过载的要求，若不满足继续优化装药配方和药型；
所述弹筒分离方法还包括，
步骤2、根据步骤1设计优化出装药配方、药型和燃速可靠设计装药燃烧室，从而可靠设计能够排出气体的弹射器并生产弹射器；
步骤3、弹射器的验证试验，经过弹射器点火试验、地面弹射试验、水面动态发射试验，对弹射器是否满足运载系统的发射筒内弹道性能要求、导弹在发射筒内运动特性的要求，予以验证。
2.如权利要求1所述弹筒分离方法，其特征在于：所述步骤11、所述步骤12和步骤13中，对不同燃速、不同药型的弹射器的内弹道性能进行水面弹射过程仿真和优化，确定装药配方、药型和燃速，仿真和优化内容包括燃面-肉厚关系、高压室压强-时间关系、弹射器行程与时间关系、弹射器速度与时间关系、低压室压强与时间关系、弹射器加速度与时间关系、低压室温度与时间关系，这些参数满足发射筒即低压室内弹道方程组，
发射筒即低压室内弹道方程组为：
上述方程组从上到下依次为公式(1)～(9)，各公式中的符号物理意义如下：
公式(1)：
M1——导弹和含弹射器及底板的质量；
α1——导弹和含弹射器及底板的加速度；
Pt——密封筒内压强；
St——底板横截面积；
α——密封筒发射角度；
Pa——环境大气压强；
Z——导弹和含弹射器及底板在筒内的阻力系数；
公式(2)：
M2——密封筒的质量；
α2——密封筒的加速度；
ρ——水的密度；
Ldown——密封筒在水下的长度；
CD——密封筒的水下阻尼；
v2——密封筒的水下行速度；
公式(3)：
L1——导弹和含弹射器及底板的行程；
v0——弹筒分离时刻弹筒的初始速度；
t——导弹筒内的运动时间；
公式(4)：
L2——密封筒的行程；
t——弹筒分离前发射筒的运动时间；
公式(5)：
L0——弹筒分离时刻密封筒在水下的初始长度；
t——弹筒分离历程时间；
公式(6)：
v1——导弹和含弹射器及底板的速度；
t——导弹筒内的运动时间；
公式(7)：
t——弹筒分离前发射筒的运动时间；
公式(8)：
Tt——密封筒内温度；
mg——燃气的摩尔数；
xe——燃气的能量损失系数；
fV——燃气的定容火药力；
kg——燃气的比热比；
ma——弹筒的摩尔质量；
CVa——弹筒的定容热容；
Ta——弹筒的初始温度；
F1——导弹的合力，即M1α1；
F2——导弹的合力，即M2α2；
CVg——弹筒的定容热容；
Rg——燃气的摩尔质量；
Ra——弹筒的摩尔质量；
公式(9)：
n——燃气的漏气量系数；
V0——弹筒分离时刻密封筒的初始容积。
3.如权利要求2所述弹筒分离方法，其特征在于：按所述发射筒即低压室内弹道方程组确定发射筒即低压室内弹道性能参数后，通过调整弹射器装药量、药型、燃烧面和燃速参数反过来对发射筒即低压室内弹道性能参数加以修正，再调整发射筒即低压室内弹道性能参数优化弹射器装药量、药型、燃烧面和燃速参数，如此多轮优化，最后确定发射筒的内弹道性能参数及形质设计参数，同时确定弹射器的装药量、药型、燃烧面、燃速及形质设计参数。
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Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1358981A (zh) * | 2000-12-09 | 2002-07-17 | 施仲伟 | 火箭弹的猛炸药高增程弹筒 |
| CN101995193A (zh) * | 2010-09-03 | 2011-03-30 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种冗余备份的星箭分离电连接器分离方法 |
| CN203657632U (zh) * | 2014-01-13 | 2014-06-18 | 郭三学 | 一种串联式子母防暴火箭弹 |
| CN104990465A (zh) * | 2015-07-21 | 2015-10-21 | 胡校峰 | 追踪侦察定位器及具有该定位器的导弹 |
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Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1358981A (zh) * | 2000-12-09 | 2002-07-17 | 施仲伟 | 火箭弹的猛炸药高增程弹筒 |
| CN101995193A (zh) * | 2010-09-03 | 2011-03-30 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种冗余备份的星箭分离电连接器分离方法 |
| CN203657632U (zh) * | 2014-01-13 | 2014-06-18 | 郭三学 | 一种串联式子母防暴火箭弹 |
| CN104990465A (zh) * | 2015-07-21 | 2015-10-21 | 胡校峰 | 追踪侦察定位器及具有该定位器的导弹 |
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| "考虑低燃温燃气发生器试验的弹射器内弹道性能预示";惠卫华等;《固体火箭技术》;20131231;第36卷(第6期);第715-719页 |
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