无尾弹用超高速气动分离稳定飞行一体化前后定心弹托的制作方法

本发明属于弹药的战斗部，具体涉及一种无尾弹用超高速气动分离稳定飞行一体化前后定心弹托。

背景技术：

1、随着武器系统对战斗部侵彻速度要求的不断提高，采用大口径炮射平台发射次口径战斗部成为必然，弹托是次口径战斗部炮射试验重要部件，其主要作用为：在膛内火药气体压力作用下带动和导引战斗部运动，保证战斗部良好的膛内运动；出膛后在高速气流作用下，飞行和分离过程保证战斗部飞行稳定性。在膛内火药气压和出膛后高速来流作用下，通过弹托赋予战斗部较大着靶动能和良好着靶姿态。

2、目前常用弹托为尾翼稳定阻力分离脱壳弹托，其结构形式为图1所示马鞍型卡瓣式，主要包括卡瓣、弹带和尾翼，一般采用三瓣式便于出膛后稳定分离。其作用过程为：炮膛点火后膛内火药气体作用于弹托卡瓣，通过弹带实现膛内闭气，推动弹托与侵彻体运动；卡瓣后腔在膛内火药气体作用下产生抱紧力，结合卡瓣与侵彻体间的螺纹，保证弹托与侵彻体在膛内运动时保持为一体；出膛后，弹底火药气体压力减小，侵彻体与弹托直径差引起的风阻压力差作用显现，高速气流在卡瓣前端形成激波，在前腔形成高压区，产生分离力和分离力矩，实现卡瓣与侵彻体快速分离，并赋予侵彻体较好的初始姿态；卡瓣分离后，在弹尾尾翼作用下继续保持侵彻体稳定飞行，以良好着靶姿态实施侵彻。

3、卡瓣式弹托对于带尾翼飞行稳定弹体，能够实现快速稳定分离，且卡瓣在气动分离时对弹体飞行姿态影响小，带尾翼侵彻体在卡瓣分离后仍能够保持飞行稳定，卡瓣式脱壳弹托对于尾翼稳定弹体较为适宜；然而，大量工程实践中，试验目的决定了试验弹体不允许安装尾翼，对于无尾翼弹体，质心系数通常在0.52以上，当其速度在2.5ma-3.5ma(约850-1020m/s)之间时，弹体压心系数通常在0.38-0.42之间变化。压心在质心前，弹体气动外形静不稳定，必然导致弹体随着飞行距离的增加发生姿态失稳，且速度越高，失稳可能性越大。对于无尾翼非稳定弹体，采用卡瓣式弹托快速脱离后，弹体的飞行姿态将在几米距离内快速失稳发散，姿态角迅速非线性放大导致姿态发生不可逆改变，使得弹体着靶前带有非常大的攻角和偏航角，甚至横拍在靶标上，无法完成正常侵彻。同时，由于存在尾翼，无法实现对弹体尾部结构的包裹，可能导致弹体材料在火药气体高速、高压、高温作用下产生初始损伤；另一方面，卡瓣式带尾翼弹托与侵彻体间连接传力螺纹的存在可能降低侵彻体结构强度，上述因素均将对后续侵彻结果产生影响。

技术实现思路

1、(一)要解决的技术问题

2、本发明要解决的技术问题是：如何提供一种无尾弹用超高速气动分离稳定飞行一体化前后定心弹托，能够在不降低侵彻体结构强度条件下，提高侵彻体膛内飞行稳定性，并在膛外超高速气动分离过程中，通过压心调控实现无尾翼非稳定弹体长距飞行稳定，实现长距飞行下侵彻体以良好着靶姿态完成侵彻。

3、(二)技术方案

4、为解决上述技术问题，本发明提供一种无尾弹用超高速气动分离稳定飞行一体化前后定心弹托，如图2所示，所述无尾弹用超高速气动分离稳定飞行一体化前后定心弹托包括：双弹带、外弹托、底托、垫片、卡箍、内衬、前后定心；

5、所述弹托采用双弹带实现膛内可靠闭气，采用弹托底推方式实现火药气体作用下弹托与侵彻体加速，通过底托包裹避免弹体材料在火药气体高速、高压、高温作用下产生初始损伤，并在底托与侵蚀体之间的结合部增加高强垫片，从而增大侵彻体后坐力作用于底托的面积和底部强度刚度，提高底托强度可靠性；

6、所述弹托采用轻质材料的内衬+强度材料的外弹托组合，内衬不分包裹侵蚀体，外弹托设置于内衬外部，外弹托设置为马鞍形结构实现次口径侵彻体弹托结构的轻质化，并在内衬底部通过设置强度材料卡箍，以保证膛内加速过程中侵彻体在弹托中的对中性，从而避免应力集中；

7、所述弹托采用前后定心来提高弹托与侵彻体的膛内运动稳定性；

8、在弹托头部，内衬形状设置为外凸形状，外弹托设置为内凹形状，通过内衬外凸和外弹托内凹形成迎风窝，在弹托头部形成激波高压区，并通过迎风窝结构设计实现超高速气流作用下弹托与侵彻体间气动力差与分离过程调控，通过气动分离过程弹托逐步向后脱离实现压心逐步后移，实现无尾翼非稳定弹体长距飞行下的气动稳定，确保侵彻体以良好着靶姿态实施后续侵彻。

9、所述无尾弹用超高速气动分离稳定飞行一体化前后定心弹托对于侵蚀体的包裹长度不小于侵彻体总长的2/3。

10、所述内衬采用尼龙材料。

11、所述外弹托、卡箍和底托采用铝合金材料。

12、底托部分的垫片采用轻质高强钛合金材料。

13、所述双弹带采用紫铜材料。

14、所述底托和外弹托间通过螺纹连接，卡箍与侵彻体局部接触箍定，外弹托中部形成为马鞍形结构，在保证强度同时减小弹托附加重量。

15、所述卡箍采用如图3所示阶梯形式与侵彻体局部接触箍定。

16、当试验中考虑超高速侵彻下炮射平台、发射人员安全性及场地条件的约束，要求无尾翼弹体稳定飞行距离较远时，在尼龙材料的内衬迎风窝位置采用较大锥角形成外凸、在铝合金外弹托迎风窝位置采用直线段+较小直径弧线段形成内凹，使得弹托与侵彻体间风阻差适当减小，从而增加弹托与无尾侵彻体相互作用时间。

17、在3ma左右速度情形下，超高速飞行距离在30m-40m时，尼龙材料的内衬迎风窝位置锥角取15°左右，铝合金外弹托迎风窝位置直线段长度取迎风窝总长的0.5倍左右、弧段半径取迎风窝总长的2.2倍左右较为适宜，能够保持无尾翼弹体在30m-40m左右距离内稳定飞行。

18、(三)有益效果

19、与现有技术相比较，本发明的关键点在于：

20、(1)本发明为一体化底推弹托，底托和外弹托间采用螺纹连接，通过底托包裹避免弹体材料在火药气体高速、高压、高温作用下产生初始损伤；在弹托底部采用高强垫片，从而增大侵彻体后坐力作用于底托面积和底部强度刚度，提高底托强度可靠性。

21、(2)本发明采用双弹带实现膛内可靠闭气，采用前后定心提高弹托与侵彻体膛内运动稳定性。

22、(3)本发明采用轻质材料内衬+强度材料外弹托组合及马鞍形结构实现强次口径侵彻体弹托轻质化，在内衬底部通过强度材料卡箍保证膛内加速过程侵彻体在弹托中的对中性从而避免应力集中，卡箍采用阶梯形式与侵彻体局部接触箍定实现弹托轻质化。

23、(4)本发明通过内衬外凸和外弹托内凹形成迎风窝，并通过迎风窝结构设计实现超高速气流作用下弹托与侵彻体分离过程调控，通过气动分离过程弹托逐步向后脱离实现压心后移，实现无尾翼非稳定弹体长距飞行下的气动稳定。

24、(5)本发明弹托包裹长度应不小于侵彻体长度2/3，当超高速飞行距离为30m-40m左右时，推荐内衬迎风窝位置锥角取15°左右，外弹托迎风窝位置采用直线段+弧段组合形式，直线段长度取迎风窝总长的0.5倍左右、弧段半径取迎风窝总长的2.2倍左右时，弹托与侵彻体风阻差和压心后移速度较为适宜。

25、(6)本发明内衬推荐采用尼龙材料，外弹托、卡箍和底托推荐采用铝合金材料，底部垫片推荐采用轻质高强钛合金材料，弹带推荐采用紫铜材料。

26、本发明的效果：

27、本发明弹托的优点在于，通过内衬外凸和外弹托内凹迎风窝结构设计，能够实现超高速气流作用下弹托与侵彻体分离过程调控，通过气动分离过程弹托逐步向后脱离实现压心后移，从而实现无尾翼非稳定弹体长距飞行下的气动稳定；同时通过一体化底推方式能够避免侵彻体尾部在火药气体作用下的初始损伤以及侵彻体外部螺纹对结构强度的削弱，避免对后续侵彻结果产生影响；通过双弹带和前后定心提高弹托与侵彻体膛内运动稳定性。图4为无尾翼非稳定弹体采用本发明超高速气动分离稳定飞行一体化弹托后飞行过程高速录像，通过本发明一体化弹托在飞行过程中的逐步向后脱离，能够实现压心后移，保证无尾翼非稳定弹体在40m以上保持良好飞行稳定性，以良好着靶姿态实施后续侵彻。

28、本发明无尾弹用超高速气动分离稳定飞行一体化前后定心弹托为无尾翼非稳定侵彻体次口径炮射试验中必不可少的重要组件，能够实现无尾翼非稳定侵彻体超高速长距飞行下的良好飞行稳定性，赋予侵彻体良好着靶姿态，为开展超高速侵彻研究奠定了重要基础。