一种新型弹托的制作方法

1.本发明涉及弹道试验技术领域，具体涉及一种新型弹托。


背景技术：

2.加载弹体至高速，实现对目标的高速撞击，是弹体测试研究中一项关键技术。常用的加载手段有二级轻气炮、弹道炮等，弹体在膛内中受到底部高压气体力的加载，弹托是实现加载的重要部件，其主要作用是在膛内高压气体作用下，带动和导引弹体运动，达到较高速度同时保证弹体不在膛内发生偏转，避免划膛等现象的发生，同时保证弹体在出膛后的初始阶段即保持良好的飞行姿态，提高实验的有效性。
3.目前，通常采用一体式弹托来加载大长径比弹体。一体型弹托结构往往需要采取附加退托装置，在弹体撞击靶体前对弹托进行分离，如图5所示，弹托3和弹托3内的弹体4在炮体1的作用下可沿炮管2运动，在炮管2的开口处设有分离器5，分离器5上设有通孔，其中通孔的内径小于弹托3大于弹体4的直径，从而阻挡弹托3通过，实现弹托3与弹体4的分离。
4.在分离的过程中；弹托3与分离器5碰撞发生破碎，产生的碎片有可能穿过分离器5与弹体4命中靶标同一位置，给后续命中效应研究造成困难；同时，弹托3与弹体4分离时易对弹体4造成扰动，弹体4会产生不可控的翻滚、章动，影响弹体4的飞行稳定性和着靶姿态，进而会影响最终的实验结果。


技术实现要素：

5.本发明针对现有弹托与弹体分离时，易对弹体产生影响的问题，提供一种新型弹托。
6.本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种新型弹托，包括：
7.壳体，所述壳体的一端设有用于放置弹体的容纳槽，另一端设有锥形底推，所述容纳槽的开口处设有风阻斜面，所述壳体侧壁上设有曲线形狭缝，所述狭缝沿壳体的长度方向延伸；
8.中空的闭气环，所述闭气环的一端与锥形底推可拆卸连接，另一端设有向外扩张的尾裙，所述尾裙内壁与锥形底推之间形成弹托底凹，所述闭气环的侧壁上设有通孔。
9.本发明的有益效果是：弹托发射时，曲线形狭缝可阻碍并延滞炮管内气体压力穿过狭缝进入容纳槽内，从而达到良好的闭气效果，实现弹托和弹体在炮管内共同运动；通过设置风阻斜面，使气流产生径向分离力矩，即弹托在飞行过程中受到的空气阻力的径向分力，通过径向分力使弹托沿着狭缝分裂成若干部分，实现弹托与弹体的快速分离，同时在分离的过程中，弹托分离角度大，不会形成细小的碎片，因此不会对弹体命中效应产生影响，保证最终试验结果的准确性。通过在闭气环上设置向外扩张的尾裙结构，未发射前，闭气环与炮管呈微间隙配合，发射时，受空气炮的气体作用，尾裙向四周伸展与炮管的内壁相接触，实现有效、可控的闭气，从而保证弹托发射速度的稳定性和可控性；通过调整通孔的直径实现对弹托和弹体飞行速度进行控制，保证弹托和弹体按照要求速度进行飞行。
10.在上述技术方案的基础上，本发明为了达到使用的方便以及装备的稳定性，还可以对上述的技术方案作出如下的改进：
11.进一步，所述狭缝设有多个，多个所述狭缝沿壳体的周向均匀分布。
12.采用上述进一步技术方案的有益效果是，降低单瓣弹托相对于弹体的质量，实现弹托与弹体的快速分离，使弹托分离过程对弹体稳定飞行和着靶姿态的影响最小。
13.进一步，所述狭缝设有四个，四个所述狭缝呈十字型设置。
14.采用上述进一步技术方案的有益效果是，使弹托分裂的更加均匀，避免产生碎片，同时降低加工成本。
15.进一步，所述狭缝呈连续的s型。
16.采用上述进一步技术方案的有益效果是，增加气体压力向容纳槽方向流通的阻力，实现良好的闭气效果，同时实现弹托、弹体在膛内共同运动过程中，弹托各分瓣以s形狭缝互锁，各分瓣相对位置不变，对弹体形成稳定、持续的裹持，最终为弹体稳定的着靶姿态创造前提条件。
17.进一步，所述通孔的数量与所述狭缝的数量相对应，所述通孔沿所述闭气环的周向均匀分布在所述狭缝处。
18.采用上述进一步技术方案的有益效果是，根据通过设置不同数通孔，实现对弹托各瓣分离时撑裂闭气环的分离力进行调节，从而使弹托出炮口后成功分瓣，获得良好的弹体着靶姿态，达成期望的实验结果。
19.进一步，所述闭气环通过螺纹与所述锥形底推连接。
20.采用上述进一步技术方案的有益效果是，弹托各分瓣组合后使用闭气环内螺纹旋紧，才能保证弹托各瓣s形狭缝互锁的间隙最小，保证良好闭气效果，进而保证弹体速度的准确、可控。
21.进一步，所述闭气环的材质为尼龙。
22.采用上述进一步技术方案的有益效果是，减少闭气环与炮管内壁之间的摩擦，避免弹托在炮管内产生烧蚀或受压解体破坏，造成发射失败的情况。
23.进一步，所述风阻斜面的倾斜角度δ为25
°‑
27
°
。
24.采用上述进一步技术方案的有益效果是，在弹托出炮口后，弹托前端风阻斜面受风阻影响而便于实现弹托各瓣的分离。
附图说明
25.图1为本发明弹托的半剖示意图；
26.图2为本发明弹托的外形图；
27.图3为本发明弹托的立体图；
28.图4为本发明弹托分离瞬间姿态图；
29.图5为现有技术中弹托分离的示意图。
30.附图标记记录如下：1、炮体；2、炮管；3、弹托；4、弹体；5、分离器；10、壳体；11、容纳槽；12、狭缝；13、风阻斜面；14、锥形底推；20、闭气环；21、通孔；22、尾裙；23、弹托底凹。
具体实施方式
31.以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。
32.请参照图1至图4，一种新型弹托，包括：壳体10，所述壳体10的一端设有用于放置弹体的容纳槽11，另一端设有锥形底推14，所述容纳槽11的开口处设有风阻斜面13，所述风阻斜面13的倾斜角度δ为25
°‑
27
°
，所述壳体侧壁上设有分离狭缝，所述狭缝12呈曲线形，所述狭缝12沿壳体10的长度方向延伸，使壳体10形成多个分瓣；
33.中空的闭气环20，所述闭气环20的一端与尾椎14可拆卸连接，另一端设有向外扩张的尾裙22，所述尾裙内壁与锥形底推14之间形成弹托底凹23，所述闭气环20的侧壁上设有通孔21。
34.本发明的曲线狭缝弹托由于各分瓣之间依靠曲线狭缝的互锁优势，对后部高压发射气流的挤入形成阻滞，即使后部发射气流不均匀，各分瓣也能保持稳定的相对位置对弹体稳定裹持，最终保证出膛后飞行弹体稳定的着靶姿态。解决了直线狭缝的弹托在发射瞬间，受后部发射气流推动，高压气流易沿直线狭缝挤入，造成弹托分瓣烧蚀或速度失稳，且在整个膛内运动过程中，由于后部气流的不均匀性，而无法保持各分瓣之间的相对位置，而导致弹托在膛内失稳，进而无法保证弹体出膛后的飞行姿态，造成着靶姿态异常的问题。
35.所述尾裙向外扩张的角度可根据壳体10的直径进行调整，其中尾裙末端的厚度不小于2毫米。
36.所述容纳槽11与弹体的尺寸相适配，实现对弹体的稳定包裹，保证出膛前两者保持共同运动。
37.可选的，所述壳体10的材质为铝合金，所述壳体10的端部设有变径段，通过在变径段套装尼龙套，可降低炮管内壁的摩擦，提高炮管的使用寿命。
38.所述狭缝12设有多个，多个所述狭缝12沿壳体10的周向均匀分布。
39.所述狭缝12设有四个，四个所述狭缝12呈十字型设置。四个所述狭缝12将壳体10分割为四个分瓣。
40.所述狭缝12呈连续的s型，所述狭缝12也可以为锯齿型、梯形等，为了防止应力集中导致破坏的问题，狭缝12应圆滑过渡，为适应高速发射条件，其过渡尺寸不得小于3毫米。
41.所述通孔21的数量与所述狭缝的数量相对应，所述通孔沿所述闭气环20的周向均匀分布在所述狭缝12处，便于气流通过通孔21直接进入狭缝12内，实现对弹托各瓣分离时撑裂闭气环20的分离力进行调节。即通孔数量与弹托分瓣数量对应，弹托分瓣为3瓣时，则通孔数也为3个，并均匀分布在每两瓣弹托互锁s形狭缝的位置。通过将通孔设置在各分瓣互锁的位置，使受风阻影响的各分瓣在预制的通孔位置处均匀分离，确保弹托各瓣分离时对弹体飞行姿态的影响最小，保证飞行弹体着靶姿态良好。
42.对于弹托直径尺寸小于14mm的破片实验，为加工方便，弹托分瓣数量优选为4瓣。当进行较大口径弹托的破片试验时，可以适当增多分瓣数量，以满足较大破片稳定着靶的需求。
43.所述通孔直径由期望的弹体速度决定，例如当弹体破片发射试验速度为280m/s
‑
580m/s时，则通孔直径与通孔所在闭气环20断面宽度之比大于等于0.8，闭气环壁厚根据闭气环内螺纹的牙高进行确定，视加工条件，其数值越小越好，从而保证各分瓣正常分离，使
弹体维持良好的姿态着靶。
44.所述闭气环20通过螺纹与所述锥形底推14连接。方便根据破片试验速度更换不同通孔直径的闭气环20，增加壳体10的通用性，降低加工成本。
45.所述闭气环20的材质为尼龙。
46.本发明的加工过程如下：
47.步骤一：
48.材料选择：根据加工需要，一般选择铝合金等具备一定强度且密度较小的材料作为弹托材料，以减轻弹托重量，在出膛后与实验弹体易分离。
49.步骤二：
50.结构设计：弹托根据发射装置的口径进行设计，其中弹托整体呈圆柱体，根据实验弹体尺寸和发射速度要求设计壳体前腔、可调式闭气环20。
51.步骤三：
52.加工要求：选用铝合金棒材，先加工完所有外部尺寸，再以中轴线对弹托进行十字线分割，分割面为s形互啮合狭缝12，可调式闭气环20用尼龙棒材加工尾端，后加工内螺纹，最后加工壳体10内的容纳槽11。
53.综上所述，弹托在膛内受发射药或高压气流推力，由带尾裙的闭气环约束和弹托各分瓣间s形的狭缝12互相啮合的共同作用，使弹托包裹实验弹体在炮膛或炮管内做共同运动；在弹托出炮口的瞬间，炮膛内密闭气流瞬间释放，产生的强大气流将对弹托形成扰动，而锥形底推14的受力面积小，且弹托后部炮口气流沿锥形外表面快速通过，对弹托尾部形成一定程度的抱紧效果，保证弹托整体不会发生偏转，为膛外后续稳定分离创造条件；出炮口后，弹托的风阻斜面13受到外部的迎风阻力，在分离力矩的作用下，弹托狭缝12由弹托前端向弹托底部扩展，直至闭气环20多点断裂，弹托各分瓣形成分离角度向四周飞散，实现弹托与弹体的快速分离，实验弹体继续飞行直至以稳定的着靶姿态着靶。
54.以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。