高速飛行器頭罩分離設計方案研究

戈慶明，劉秀春，渠弘毅，呂 蒙，劉成國

（北京航天長征飛行器研究所，北京，100076）

高速飛行器頭罩分離設計方案研究

戈慶明，劉秀春，渠弘毅，呂 蒙，劉成國

（北京航天長征飛行器研究所，北京，100076）

隨著飛行器飛行速度的提高，飛行器頭部力熱環境十分惡劣，需采用頭罩分離技術才能保障飛行器精確制導。對高速飛行器的頭罩設計及防護設計進行了研究，同時提出了采用導爆索、推沖器的2種頭罩分離方案，并進行了拋罩的試驗驗證和理論仿真計算，試驗結果證明了該方法的可行性。

頭罩分離技術；導爆索；推沖器；拋罩

0 引 言

隨著飛行器飛行速度的提高，飛行器頭部的導引頭力熱環境十分惡劣，需采用防護罩來進行有效保護，以提高自身的生存力和突防能力。在飛行器到達攻擊區域后拋開防護罩，啟動導引頭搜尋目標。

飛行器頭罩再入機動飛行中，飛行動壓和橫向過載大、馬赫數高，頭罩前端的再入力、熱環境惡劣，氣動加熱量非常大。而導引頭必須安裝于頭罩前端，為了使導引頭能夠在預定高度正常工作，設計時必須對導引頭進行防護；在導引頭工作時將防護罩拋開。

1 頭罩分離技術

1.1 中國頭罩分離技術[1]

由于飛行器頭部的防護罩尺寸小，防護罩分離時考慮采用空氣來提供分離動力，采用空氣動力進行頭罩分離的優點在于減少了結構分離時的連接結構和安裝沖量裝置的空間。西北工業大學對低空、跨聲速飛行狀態下的飛行器頭罩拋射設計了2種分離方案：內沖壓四分旋轉式分離和四分平推式分離。

內沖壓四分旋轉式分離結構如圖1所示。該方案的基本原理為整流罩頭部在分離前進行拋罩，在氣動力的作用下對整流罩頭部殼體內部進行增壓，當內部壓力達到飽和時整流罩解鎖，沿中心軸分離成4個殼體，沿每個殼體根部的鉸鏈進行分離，當殼體到達預定角度后與鉸鏈分離。

內沖壓四分平推式分離結構如圖2所示。該方案的基本原理在于整流罩頭部在分離前進行拋罩，在氣動力的作用下而非由沖量裝置來提供動力，對整流罩頭部殼體內部進行增壓，當內部壓力達到飽和時整流罩解鎖，沿中心軸四分分離。在氣動力的作用下沿每片整流罩殼體的質心作平動與旋轉分離運動。該方案的目的在于減少整流罩根部鉸鏈結構，驗證其可行性，進而應用在工程方案設計中。

1.2 國外頭罩分離技術[2]

1.2.1 被動式分瓣拋罩

高速飛行器頭罩的雷達導引頭開始工作之前，由防護罩進行防護，防護罩并未粘接在雷達導引頭上。當雷達導引頭工作時，位于雷達導引頭頂端鼻錐處的一個執行結構推動一個錐形體向外運動，在錐形體外面設置的刀片將防護罩切開。防護罩切開的條狀帶根部設置一個擴張器，繼續把錐形體與雷達導引頭進行分離，防護罩外面的高速氣流能夠把錐形體的條狀帶繼續撕裂到防護罩根部。錐形體條狀帶根部設置一個金屬環，防止條狀帶在完全脫離時，雷達導引頭被氣流破壞。這樣當雷達導引頭工作時，雷達天線罩完全暴露出來了[3]。被動式分瓣拋罩示意如圖3所示。

1.2.2 主動式分瓣拋罩

在現代及未來戰爭中，雷達導引頭經常需要在接近目標對象時才開始工作。高速飛行器在飛行過程中，雷達導引頭要經受高速氣流和外界環境的影響，造成雷達導引頭透射微波性能發生改變，造成導引頭的性能參數和精度與要求的不一致。因此，對于遠程高速飛行雷達導引頭的外部需要安裝一個可以拋掉的防護罩對導引頭進行防護。在飛行器起飛段和中間段飛行時雷達導引頭由防護罩進行防護，當接近目標，雷達導引頭準備開始工作時，將防護罩拋掉。

防護罩殼體由多瓣拼接而成，在防護罩內側設有縱向的削弱槽，在凹槽內側設導爆索，導爆索根部與雷達天線罩之間安裝一個連接環，防止導爆索工作時損壞雷達天線罩。引爆器放置在防護罩鼻錐處和根部。需要拋罩時，引爆器引爆導爆索，將防護罩拋切開[4]。

1.2.3 主動式破碎拋罩

該拋罩方式與氣動熱無關，主要用于保護飛機機載飛行器的頭罩導引頭在飛行過程中免受雨的侵蝕以及起降過程中風沙的撞擊。

這種防護罩外側由剛性聚乙烯材料外殼交錯拼接而成，內側是半剛性聚乙烯泡沫襯里，在外殼和襯里間設置導爆索，在防護罩的頂部安裝引爆器，在飛行器發射前啟動引爆器引爆導爆索，把防護罩拋切開[5]。

1.2.4 主動式整體拋罩

飛行器在高速飛行時，采用一個可以整體拋掉的防護罩來保護精密且易碎的雷達頭罩或其他高靈敏度要求的探測儀器。防護罩安裝在飛行器的頭部，用于改善飛行器的氣動外形，與此同時還可保護飛行器的雷達頭罩或者其他精密探測設備，該防護罩可以應用在超聲速飛行器上或者其他空間飛行器上。防護罩通過多個安全銷釘或者可以快速分離的機構固定在飛行器頭罩的頭部殼體上，內部約344.75 Pa的正壓由一個低壓氣源提供。采用快速啟動的高壓氣瓶產生的高壓氣體施加在防護罩的根部，快速剪短安全銷釘，使得防護罩在高速下迅速與彈體分離，露出高精度探測與目標跟蹤的雷達導引頭開始工作[6]。拋罩方式如圖4、圖5所示。

該拋罩方式已經應用在國外某復合制導空空導彈上，在飛行過程中保護雷達/紅外導引頭。同時，應用在標準3導彈上，在穿越大氣層時用于保護氣動熱對導引頭造成的影響。

2 新型主動頭罩分離技術

主動頭罩分離技術指的是不依賴氣動力，靠主動力來實現頭罩分離的技術。提供主動力的方案通常有導爆索和推沖器。

2.1 導爆索頭罩分離方案

導爆索的特點是操作簡單、傳爆可靠、不怕雷電、抗雜流、可使成組裝藥同時起爆，且能實現毫秒微差爆破等。導爆索分離方案的金屬防護罩由2瓣金屬防護罩、若干枚縮頸雙頭螺柱以及火工品組件組成。2瓣金屬防護罩對接面處設有導爆索安裝槽，嵌入其中的導爆索起爆后，產生爆炸推力，使金屬防護罩相互作用，拉斷縮頸雙頭螺柱，實現金屬防護罩的分離動作。導爆索分離方案的工作原理見圖6。

金屬防護罩底部與頭罩采用卡槽式安裝連接，以實現金屬防護罩的軸向和周向限位。外表面設有導爆索預埋槽，其中一瓣金屬防護罩法蘭上設有導爆索布設槽以及抗剪槽，另一瓣金屬防護罩法蘭上設有縮頸雙頭螺柱限位槽以及抗剪凸臺。

單個頭罩質量為400 g，導爆索線密度為0.8 g/m，導爆索布設全長約為350 mm。產品裝配完成，進行金屬防護罩的靜態拋罩試驗。金屬防護罩正常分離，通過高速錄像測得的金屬防護罩上、中、下的速度分別為10 m/s、9 m/s、8 m/s。

為了進一步提高金屬防護罩的分離速度，對導爆索金屬防護罩的結構方案進行了優化設計，增加了導爆索布設槽的長度，抗剪槽更改為密封抗剪槽，以增大金屬防護罩的分離速度。方案改進后，單個頭罩重量為300 g，導爆索布設全長約為490 mm。通過金屬防護罩的靜態拋罩試驗得到，金屬防護罩上、中、下的分離速度約為16 m/s、15 m/s、14 m/s。

2.2 推沖器頭罩分離技術

推沖器的工作原理是利用推沖器殼體內部燃燒火藥產生高溫高壓氣體推動銷桿使分離體實現分離。推沖器分離頭罩有前推式和橫推式，本文采用橫推式方案。推沖器方案的金屬防護罩由2瓣金屬防護罩、推沖器、縮頸雙頭螺柱以及火工品組件組成。推沖器工作時，達到一定壓力后，拉斷縮頸雙頭螺柱、銷桿運動并推動外部金屬防護罩。推沖器分離方案的工作原理見圖7。

為提高系統可靠性，采用冗余的雙推沖器頭罩分離技術方案，確保在一個推沖器工作情況下就可實現頭罩分離，雙推沖器同時工作時分離速度更高。

單個頭罩質量為550 g，推沖器裝藥量為380 mg。僅1個推沖器工作時，進行金屬防護罩的靜態拋罩試驗。金屬防護罩正常分離，通過高速錄像測得的金屬防護罩上、中、下的速度分別為16 m/s、14 m/s、12 m/s。2個推沖器同時工作時，進行金屬防護罩的靜態拋罩試驗。金屬防護罩正常分離，通過高速錄像測得的金屬防護罩上、中、下的速度分別為21 m/s、15 m/s、12 m/s。

2.3 2種頭罩分離方案分離速度比較

導爆索頭罩分離方案、推沖器頭罩分離方案金屬防護罩分離速度對比見表1。可以得到，推沖器方案金屬防護罩的分離速度比導爆索方案的分離速度要大。導爆索分離方案通過優化改進后，其分離速度與單推沖器分離方案的分離速度相當。

表1 4種方案的金屬防護罩分離速度對比

雙推沖器的拋罩能量理論上是單推沖器拋罩能量的2倍。根據能量守恒原理，單推沖器分離速度是雙推沖器分離速度的0.7倍，通過試驗也驗證了這一點。

3 金屬防護罩分離模擬仿真分析及風洞分離驗證試驗

3.1 金屬防護罩分離模擬仿真分析

為了準確地模擬金屬防護罩的分離過程，用Navier-Stokes控制方法對頭罩分離過程進行了數值仿真分析，分析表明，在頭罩再入速度Ma=3情況下，金屬防護罩可以安全可靠分離。T=8.9 ms時金屬防護罩質心的速度和相對位移曲線如圖8所示。金屬防護罩飛行軌跡如圖9所示。

3.2 金屬防護罩風洞分離試驗

金屬防護罩風洞試驗是為了考察在來流條件下金屬防護罩的分離運動情況，試驗中風洞模擬了飛行狀態下頭罩的表面壓力，通過高速紅外攝像得到的試驗過程如圖10所示。試驗取得了成功，表明頭罩分離方案可行，頭罩分離過程與理論仿真分析相一致。

4 結 論

通過對主動頭罩分離技術的比較及仿真分析可知，導爆索分離方案的優點在于簡單，雖然通過結構優化可以增長導爆索安裝長度，但其提供的分離力有限，頭罩分離速度較低，并且導爆索工作后有爆炸產物，需針對性地采取防護手段；推沖器分離方案的優點在于金屬防護罩分離速度較大、無污染；缺點在于推沖器產品稍復雜。通過試驗驗證和非定常模擬仿真分析，得到導爆索頭罩分離方案及推沖器分離方案均可行。

[1] 范慶志, 孫秦. 飛行器頭罩分離技術及設計方案分析研究[J]. 機械設計與制造, 2008(9): 8-10.

[2] 張科, 陳之光, 趙玉印. 國外高速導彈的頭罩防護技術[J]. 紅外與激光工程, 2013(1): 154-158.

[3] Rockwell International Corporation ( Seal Beach, CA). Removable radome cover: US, 5125600[P]. 1991-06-03.

[4] Rockwell International Corporation (Seal Beach, CA). Pyrotechnic removal of a radome cover: US, 5167386[P]. 1992-01-21.

[5] The United States of America as represented by the Secretary of the Air. Protective cover for a missile nose come: US, 3970006[P]. 1975-01-16.

[6] General Dynamics Corp, Pomona Division (Pomona, CA ). Jettisonable protective cover device: US, 4867357[P]. 1987-12-21.

Research of High-speed Aircraft Shroud Separation Technologies

Ge Qing-ming, Liu Xiu-chun, Qu Hong-yi, Lyu Meng, Liu Cheng-guo
(Beijing Institute of Space Long March Vehicle, Beijing, 100076)

The temperature and thermal stress of the dome surface increased as the rise of the aircraft. Dome protecting is needed for aircraft to target detected accurately. A summary of dome protecting technologies design of high-speed is made in this paper. Two schemes of shroud separation are designed included explosive and thruster. The removal of a dome cover test is done by the explosive cord and the theory simulation is computed which verifies the feasibility of the schemes.

Shroud separation technologies; Explosive cord; Thruster; Removal of a dome cover

TJ76

A

1004-7182(2017)03-0028-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20170306

2016-07-14；

2016-10-19

戈慶明（1984-），男，工程師，主要研究方向為飛行器結構設計