同步感應線圈發射器彈載存儲測試技術研究

石敬斌 關曉存 管少華 吳寶奇

同步感應線圈發射器彈載存儲測試技術研究

石敬斌 關曉存 管少華 吳寶奇

（海軍工程大學艦船綜合電力技術國防科技重點實驗室 武漢 430033）

該文提出多級同步感應線圈發射器彈載存儲動態測試技術。首先，基于電磁場理論定量分析了同步感應線圈發射器發射過程中存在的強脈沖和高過載環境；其次，設計具有抗電磁干擾且抗高過載能力的彈載存儲測試裝置，并分析了裝置的屏蔽效能和承載能力；最后，研制帶彈載存儲測試裝置的測試彈，并開展了30級同步感應線圈發射器動態發射試驗，得到同步感應線圈發射器動態過程中磁感應強度數據和加速度數據，與仿真數據吻合，且誤差可控制在4.7%，同時揭示了發射始末測試彈存在“規律碰撞”效應和“周期章動”現象。

同步感應線圈發射器 彈載存儲測試 磁感應強度 屏蔽效能

0 引言

同步感應線圈發射技術屬于電磁發射技術中的一種，與化學能發射技術相比，具有更高的發射速度、較低的發射成本、較短的準備周期等一系列優點，在速度、射程、威力、精度、安全性、靈活性及保障性等方面具有革命性的突破，使得其在武器裝備、近地衛星、高速導彈等領域內具有廣泛的應用前景[1-5]。

隨著電磁發射技術的日趨成熟，電磁武器測試技術研究逐步開展，目前主要以非接觸外測法研究為主，王韶霞、賈學松等利用對射型光電開關傳感器組實現電磁發射彈丸速度測量[6-7]，李松乘等利用高速攝像技術進行軌道炮的彈丸姿態測量[8]。雖然化學能武器彈載存儲測試技術研究相當成熟，可以適應高達上十萬的沖擊過載環境，應用至空中導彈、陸上炮彈至海上魚雷等多型兵器測試[9-11]，為武器研制與裝備提供了真實全面的試驗數據體系，但是受限于電磁發射過程中強脈沖磁場和高過載環境影響，電磁武器彈載存儲測試技術仍存在技術空白與差距，不能形成完備的試驗數據體系。

基于此，本文開展同步感應線圈發射器發射環境分析，融合化學武器彈載存儲測試技術開展線圈武器彈載測試系統設計與分析，并利用同步感應線圈發射器完成動態發射試驗，最后形成同步感應線圈發射器彈載存儲測試技術。

1 同步感應線圈發射器

1.1 電磁場控制方程

同步感應線圈發射器主要由多級驅動線圈和測試彈組成，其中測試彈包括金屬電樞、非金屬配重和彈載存儲測試裝置。同步線圈發射器原理示意圖如圖1所示，當驅動線圈依次通過脈沖電流時產生磁行波推動測試彈向前加速運動。建立研究區域的數學描述方法，研究區域用表示，驅動線圈占據子域1，電樞和彈載存儲測試裝置分配子域2，包圍驅動線圈和測試彈的空氣區域及非金屬配重形成子域3，若驅動線圈中源電流密度s為已知量，引入輔助量矢量磁位和標量電位，推導同步感應線圈發射器電磁場控制方程組。

圖1 同步線圈發射器原理示意圖

1.2 有限元分析

采用有限元軟件仿真同步感應線圈發射器發射過程，忽略測試彈徑向微小運動，只考慮軸向運動，建立30級驅動線圈模型，加載脈沖電流依次觸發驅動線圈，測試彈尾部對齊第1級線圈中心位置，測試彈質量保持不變。驅動線圈利用多股多匝扁銅線繞制而成，測試彈選擇圓筒形鋁合金和玻璃纖維材料粘結成型，具體參數見表1。

表1 同步感應線圈發射器參數

Tab.1 Launcher parameters of synchronous induction coil launcher

1.2.1 磁場環境分析

（a）軸向磁感應強度

（b）徑向磁感應強度

圖2 測試彈軸線磁感應強度云圖

Fig.2 Cloud diagram of magnetic induction intensity of test projectile axis

1.2.2 過載環境分析

測試彈軸向推力曲線如圖3所示，以電樞尾部為初始0 mm，起始位置時刻為發射0 s，測試彈推力隨發射時間呈周期性波動，與驅動線圈觸發過程相對應：第一級驅動線圈觸發初始，測試彈軸向推力波動幅度最大，在2.2 ms內推力增加至778.3 kN（加速度628.1）；之后，隨驅動線圈依次觸發，測試彈軸向推力波動幅度逐步變小，并趨向平穩，維持在750 kN（加速度605.2）上下波動；至最后一級驅動線圈觸發時，測試彈軸向推力瞬間變負，其幅值達-457 kN（加速度-368.8）。此外，最后一級驅動線圈位置測試彈推力方向突變直接證明了同步感應線圈發射器發射過程中截獲效應的存在[13]。

圖3 測試彈軸向推力曲線

2 彈載存儲測試裝置

2.1 結構布局

基于上述同步感應線圈發射器發射環境分析，彈載存儲測試裝置主要承受發射過程中強脈沖電磁環境和大過載沖擊環境。彈載存儲測試裝置布局示意圖如圖4所示。彈載存儲測試裝置最大外徑120 mm，高度100 mm，布置于測試彈頭部位置，用于實現發射過程中軸向磁場強度和加速度測試，由圖4可知，測試裝置主要由屏蔽殼體、緩沖材料和電路模塊三部分組成。屏蔽殼體用于與測試彈連接，并提供電磁防護。緩沖材料用于填充內部空間，并提供過載防護。電路模塊用于自動采集存儲數據。

圖4 彈載存儲測試裝置布局示意圖

2.2 工作原理

圖5 彈載存儲測試裝置工作原理框圖

2.3 適應性分析

2.3.1 屏蔽效能

同步感應線圈發射器干擾環境主要原因為脈沖大電流在發射器內產生的強磁場，具有磁感應強度大、頻率范圍低、瞬態變化等特點。磁場環境屏蔽機理可以分為主動屏蔽、被動屏蔽和半主動屏蔽，其中被動屏蔽為由導電材料或導磁材料組成的單層或者多層屏蔽體[14-17]。基于此，本文選擇被動方式實現彈載存儲測試裝置屏蔽，屏蔽殼體結構布局如圖6所示，設計5 mm厚玻莫合金材料作為最外層殼體，鑲嵌5 mm厚尼龍材料作為中間隔離層，5 mm厚鋁合金材料作為內部殼體，其中，磁場傳感器置于測試彈軸線位置且距電樞頭部100 mm。

圖6 屏蔽殼體結構布局

建立帶彈載存儲測試裝置屏蔽殼體的仿真模型，采用有限元軟件仿真同步感應線圈發射器發射過程，以磁場傳感器布置點A作為動態觀測點，動態觀測點A磁感應強度曲線如圖7所示。圖7中，無屏蔽時動態觀測點A的磁感應強度隨發射時間逐漸變大，峰值為0.308 T，且在發射初始增幅較小，在發射末段由于驅動線圈觸發點相對電樞位置前移從而使得增幅變大；帶屏蔽殼時動態觀測點A的磁感應強度隨發射時間緩慢增大，峰值為0.019 T，且由于屏蔽殼體作用使得峰值時間延后。綜合對比無屏蔽時和帶屏蔽殼體兩種工況，測試彈發射過程中動態觀察點A的平均屏蔽效能為28.16 dB，屏蔽殼體內部磁感應強度降低，低于電路模塊承受電磁干擾的能力。

圖7 動態觀測點A磁感應強度曲線

2.3.2 承載能力

同步感應線圈發射器主要過載環境為測試彈運動過程中產生的加速度場，具有過載大、波動幅度大、瞬時變化等特點。沖擊環境防護措施主要采取灌封環氧樹脂加固和高性能緩沖材料防護兩種[18]。本文選擇灌封環氧樹脂加固措施實現彈載存儲測試裝置防護，屏蔽殼體與電路模塊間的空腔填充加強型環氧樹脂[19]，凝固后彈性模量為25 GPa，抗拉強度為200 MPa，密度為1 850 kg/m3，利用有限元軟件建立瞬態動力學分析模型，加載測試彈發射過載曲線，測試系統最大應力分布云圖如圖8所示，彈載存儲測試裝置最大應力處為加強型環氧樹脂與電路模塊接觸處，此時測試彈發射加速度最大，發射時間為12.65 ms，最大應力為59.73 MPa，小于材料最大抗拉強度。

圖8 測試系統最大應力分布云圖

3 動態發射試驗

本文利用30級同步感應線圈發射器進行測試彈動態發射試驗，如圖9所示，彈載存儲測試裝置利用六組螺釘固定在測試彈頭部。試驗開始前，測試彈放置于同步感應線圈發射器第一級線圈中間位置，利用計算機對彈載測試裝置設定參數（采樣頻率5 kHz，工作時間5 min），并完成授時。試驗過程中，驅動線圈脈沖電源采用電容器儲能，電容為10 mF，充電電壓為4 000 V，采用固定時序觸發，同步感應線圈發射器觸發時序見表2。試驗完成后，回收測試彈待彈載存儲測試裝置采集時間到，利用計算機讀取磁感應強度數據與軸向加速度數據，彈載存儲測試裝置數據回傳現場圖如圖10所示。

圖9 測試彈實物圖

表2 同步感應線圈發射器觸發時序

Tab.2 Trigger timing of synchronous induction coil launcher （單位: ms）

（續）

級 數數 值級 數數 值 718.601930.85 819.952031.65 921.252132.40 1022.402233.15 1123.552333.90 1224.602434.60 1325.602535.30 1426.552636.00 1527.452736.65 1628.352837.30 1729.202937.95 1830.053038.60

3.1 磁感應強度

測試彈發射初始時間點記為0 ms，選擇測試彈發射過程0～50 ms時間段中動態觀察點A的磁感應強度數據進行分析，即軸向磁場傳感器安裝位置，隨發射時間增加，軸向磁感應強度實測值與仿真值變化規律一致，但軸向磁感應強度實測值較仿真值偏大，且在發射末段波動較大。

當測試彈通過第1～第3級線圈時，即采樣時間10 ms以內，軸向磁感應強度實測值接近0，此時屏蔽效果較好。當測試彈通過第4～29級線圈時，即采樣時間在10～42 ms內，軸向磁感應強度實測值增加幅度高于仿真值，峰值達0.020 T，屏蔽效果降低；當測試彈離開最后一級線圈時，軸向磁感應強度實測值出現劇烈抖動，幅值可達0.029 T；綜合上述現象，分析認為是仿真過程中未考慮安裝基座、緩沖裝置等的影響，從而出現數值偏差和發射末段數值抖動。

圖11 磁感應強度測試數據

3.2 軸向加速度

測試彈發射初始時間點記為0 ms，選擇測試彈發射過程0～50 ms時間段中加速度數據進行分析，測試彈軸向加速度數據如圖12所示。軸向加速度仿真數據由圖3測試彈軸向推力曲線除以測試彈（含彈載存儲測試裝置）質量123.9 kg得到，軸向加速度數據實測值與仿真變化規律吻合，但軸向加速度數據實測值較仿真值偏大，且在發射始末軸向加速度數據實測值抖動幅度較大。

圖12 測試彈軸向加速度數據

當測試彈通過第1～3級驅動線圈時，軸向加速度數據實測值明顯失真，呈現“規律碰撞”效應，分析認為發射初始時刻測試彈在重力作用下靠近驅動線圈底部，當加載脈沖電流時在徑向電磁力作用下推動測試彈向上移動，且由于電磁力作用集中在測試彈電樞尾部產生偏心矩，使得測試彈俯仰，從而導致測試彈與驅動線圈內壁產生周期性碰撞，出現軸向加速度實測值抖動。

當測試彈通過第4～16級驅動線圈時，軸向加速度數據實測值均值634.1，與仿真值均值605.2相比，誤差4.7%，分析認為此時徑向電磁力作用點與幅值和測試彈總體參數達到動態運動平衡狀態，實現懸浮運動，此外由于仿真值未考慮安裝基座、緩沖裝置的影響，將出現數值偏差。

當測試彈通過第17～30級驅動線圈時，軸向加速度數據實測值波動變大，呈現“周期章動”現象，分析認為發射末段時刻軸向電磁力作用點前移至測試彈電樞中間位置，當脈沖電流提前或者延后觸發導致軸向電磁力在中間位置周期性交替變化，從而導致測試彈呈軸向周期性章動，出現軸向加速度實測值大幅度波動。此外，當測試彈離開最后一級驅動線圈時，出現加速度突變為負，這也驗證了上述描述的截獲效應現象。

綜上所述，同步感應線圈發射器運用彈載存儲測試技術獲得了測試彈發射過程中軸向磁場強度與軸向加速度數據，驗證了同步感應線圈發射器動態發射的客觀規律，同時揭示了同步感應線圈發射器發射過程中存在的固有問題。

3.3 發射速度

本文采用對射型光電開關在30級同步感應線圈發射器炮管口對測試彈出管速度測試，在炮管出口處安裝兩級間距154 mm對射型光電開關，利用示波器記錄時間，如圖13所示，測試彈通過時間798.3ms，計算測試彈出炮管口速度192.9 m/s。

圖13 測試彈軸向速度實測值

基于測試彈軸向加速度實測值推導發射速度積分值，如圖14所示，測試彈發射速度積分值與仿真值變化規律吻合，但受“規律碰撞”效應影響，在發射初始發射速度積分值增加低于仿真值，受“周期章動”現象影響，在發射末端發射速度積分值波動且變化幅度大于仿真值。此外，測試彈完全出炮管發生在45.1 ms，出口速度積分值為192.7 m/s，出口速度仿真值為195.0 m/s，與仿真值相比誤差1.18%，與對射型光電開關測試值相比誤差0.1%。綜上所述，由于測試彈的發射速度積分值考慮了測試彈發射過程中的“碰撞與章動”，從而測試彈的積分值與對射型光電開關測試值更接近，與實際情況相符。

圖14 測試彈軸向速度數據

4 結論

本文基于有限元軟件分析了同步感應線圈發射器電磁發射環境，設計了彈載存儲測試裝置抗電磁干擾和抗高過載防護措施，并完成了30級同步感應線圈發射器發射測試彈的動態試驗，獲得了有效的軸向磁感應強度數據和軸向加速度測試數據，驗證了彈載存儲測試技術在同步線圈感應發射器中應用可行性。

此外，由于只開展了單向測試，且發現了測試彈初始碰撞、末段波動的現象，為后續開展同步感應線圈發射器載體多自由度運動研究提供了依據。

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Missile-Borne Storage Testing Technology Research of Synchronous Induction Coil Launcher

（National Key Laboratory of Science and Technology on Vessel Integrated Power System Naval University of Engineering Wuhan 430033 China）

With the maturity of electromagnetic launch technology, research on electromagnetic weapon test technology is gradually carried out. Due to the influence of a strong pulsed magnetic field and high overload environment in the electromagnetic launch, current research focuses on the non-contact external measurement method, and the on-board storage test technology of electromagnetic weapons has not formed a comprehensive test data system. Therefore, this paper analyzes the launching environment of the synchronous induction coil launcher, then designs the missile-borne test system. After the dynamic launch test verification, the missile-borne storage test technology of the synchronous induction coil launcher is finally formed.

Firstly, the simulation model of synchronous induction coil emitter is established by taking the multistage drive coil and the testing projectile as the research object. (1) The axial magnetic induction intensity of the test projectile increases first and then decreases with the launch time. The peak value at the tail area of the armature reaches 4.2 T, and the variation in radial magnetic induction intensity is consistent with that in the axial direction. However, the amplitude in the tail area is much smaller than in the axial direction. (2) The thrust of the test projectile fluctuates periodically with the launch time. The thrust of the initial test projectile, triggered by the first-stage driving coil, reaches its maximum axial value at 778.3 kN within 2.2 ms and then stabilizes, fluctuating around 750 kN. When the last stage driving coil is triggered, the axial thrust instantaneously becomes negative, reaching a peak amplitude of-457 kN.

Secondly, a missile-borne storage test device is designed and placed at the test warhead. The miniaturized circuit module is equipped with a uniaxial magnetic field/acceleration sensor to realize the automatic triggering test of the axial acceleration and internal magnetic induction intensity. Choose the passive mode to realize the shielding design with special materials for the outer layer, isolation layer, and internal shell. Compared with no shielding conditions, the average shielding efficiency is 28.16 dB, lower than the circuit module to withstand electromagnetic interference requirements. The potting epoxy resin reinforcement measures are selected to realize protection. The maximum stress is found at the contact point between the reinforced epoxy resin and the circuit module, where the test projectile has the maximum launch acceleration, the launch time is 12.65 ms, and the maximum stress is 59.73 MPa less than the maximum tensile strength of the material.

Thirdly, the dynamic launching test platform of the synchronous induction coil is built, parameters are set by the computer, and data are collected after testing. The measured axial magnetic induction intensity is consistent with the simulation but larger than the simulation value and fluctuates greatly at the end of the launch. The installation base, buffer device, and other factors are not considered. The measured axial acceleration data are consistent with simulations. However, the test projectile presents a “regular collision” effect during the first three levels of the driving coil. The measured axial acceleration from the fourth to the 16th level is 634.1 g (4.7% error compared with the simulation value). At this time, the test projectile presents a “suspension” characteristic. The test projectile presents the phenomenon of “periodic nutation” at the 17th to 30th level of the drive coil, and the integral value of its exit velocity is deduced to be 192.7 m/s. The error is 1.17% compared with the simulation value and 0.1% compared with the test value of the thru-beam photoelectric switch. The analysis shows that the integral value is closer to the test value, consistent with the actual situation.

Finally, through the dynamic test of the test projectile launched by the 30-stage synchronous induction coil launcher, the effective axial magnetic induction intensity data and axial acceleration test data are obtained, which verified the feasibility of the missile-borne storage test technology in the synchronous induction coil launcher. Since only a one-way test is carried out, and the phenomenon of initial collision and final fluctuation is found, it provides a basis for the subsequent research on the multi-DOF motion of synchronous induction coil launcher carriers.

Synchronous induction coil launcher, missile-borne storage test, magnetic induction intensity, shielding efficiency

TM836

10.19595/j.cnki.1000-6753.tces.222037

國家自然科學基金資助項目（51777212）。

2022-10-23

2022-11-25

石敬斌 男，1988年生，博士研究生，研究方向電磁發射技術。E-mail: 18734142381@163.com

管少華 男，1991年生，博士，講師，研究方向為電磁發射技術。E-mail: shaohuag511@163.com（通信作者）

（編輯 郭麗軍）