空空導彈上艦制動沖脫安全性評估方法研究

摘 要： 空空導彈的火工及動力部件在制動沖脫條件下的安全性， 是制約空空導彈上艦的關鍵因素之一， 而實際應用上還沒有能定量評估制動沖脫條件下彈藥安全性的方法。 本文基于FLL點火判據， 依托大樣本的標準件試驗以及小樣本的整機制動沖脫試驗， 建立了制動沖脫彈藥安全性評估方法， 解決了無法定量評估制動沖脫彈藥安全性的技術難題， 并結合制動沖脫試驗數據， 提供了評估計算實例， 評估計算結果與實際試驗結果較吻合。

關鍵詞： 空空導彈； 制動沖脫； 安全性評估

中圖分類號： TJ760

文獻標識碼： A

文章編號： 1673-5048（2024）05-0128-05

DOI： 10.12132/ISSN.1673-5048.2024.0008

0 引 言

航空母艦等高價值海上作戰平臺對上艦航空彈藥安全性的要求越來越嚴苛［1-2］， 當航空彈藥隨艦載機著艦意外制動沖脫時， 要求保證彈藥不燃不爆。 空空導彈的火工及動力部件在制動沖脫條件下的穩定性問題， 是空空導彈上艦安全性的關鍵因素之一， 制動沖脫條件下如何較準確地定量評估彈藥的安全性具有較大應用意義。

制動沖脫條件下導彈的分離速度約為67 m/s， 導彈在該速度條件下與垂直鋼板撞擊過程中， 涉及高動態熱-力-化耦合作用下彈藥非沖擊點火與反應演化機理等基礎性問題。 為建立該物理化學模型， 需要建立比較準確的彈藥動態損傷本構模型［3-8］； 另外， 非沖擊點火引發炸藥點火的主導機制不再是沖擊波壓縮， 而是剪切和摩擦機制， 需要建立合適的彈藥點火機制模型［9-11］。 由于該問題的復雜性， 理論上給出非沖擊點火的判據來指導實際應用存在較大困難。

本文基于非沖擊點火判據， 建立了一套制動沖脫條件下彈藥安全性評估的方法。

1 制動沖脫試驗條件和安全性評估對象

制動沖脫試驗是模擬艦載機在降落制動時外掛彈藥由于慣性意外沖脫掛架， 與艦面甲板及艦島發生高速撞擊的過程。 因此， 制動沖脫試驗的條件與艦載機著艦降落的姿態、 速度以及航空母艦的甲板狀態等均有關。

全彈制動沖脫試驗時， 一般將火箭橇作為試驗件和相關測試裝置的載體， 火箭橇沿地面滑軌以一定的速度滑行， 達到規定速度后采用爆炸螺栓分離火箭橇和試驗彈， 使試驗件按規定的條件撞擊鋼板， 模擬艦載機在航空母艦等平臺上著艦過程中彈藥意外沖脫的工況， 考核彈藥從艦載機意外沖脫后與甲板及設施設備撞擊后的安全性。 全彈制動沖脫試驗示意圖如圖1所示。

全彈制動沖脫試驗條件如下：

（1） 試驗件的安裝方式應不影響彈橇分離， 且安裝后試驗件的最低點距水平鋼板的垂直距離應為1.5 m；

（2） 試驗件在火箭橇上的安裝角度為10°～15°；

（3） 彈橇分離速度為240 km/h±10 km/h（66.7m/s±2.7 m/s）；

收稿日期： 2024-01-15

*作者簡介： 周光巍（1984-）， 男， 河南商丘人， 碩士， 高級工程師。

（4） 試驗件在與水平鋼板撞擊點后方12～18 m處， 還應撞擊在垂直鋼板上。

試驗件安裝示意圖如圖2所示。

航空兵器 2024年第31卷第5期

周光巍， 等： 空空導彈上艦制動沖脫安全性評估方法研究

對于空空導彈而言， 影響制動沖脫安全性的彈藥主要有火工部件和動力部件。 按照圖1所示開展制動沖脫試驗時， 由于在導彈結構布局上， 火工部件位于導彈中部， 動力部件位于導彈后部， 根據理論分析以及整機制動沖脫摸底試驗來看， 制動沖脫過程中不會擠壓到動力部件， 受影響最大的是火工部件， 火工部件是影響制動沖脫彈藥安全性的最薄弱環節。 所以， 本文以火工部件作為安全評估對象。

2 彈藥上艦制動沖脫安全性要求

機載彈藥是艦載機主要作戰武器， 在航空母艦上各種正常或異常環境作用下安全使用， 不但是影響航空母艦安全的重要因素， 而且是影響航母作戰能力的關鍵。 美國航空母艦就曾因機載彈藥造成多次重大安全事故。 例如， 1953年， 美國戰機在航空母艦上降落時導彈意外沖脫爆炸， 造成多人死亡； 1967年， “福萊斯特”號上的F-4“鬼怪式”戰斗機意外發射1枚“阻尼”火箭彈， 造成134人死亡； 1981年， 一架EA-6B“徘徊者”電子戰飛機在“尼米茲”號航空母艦著艦時與3架F-14“雄貓”戰斗機相撞， 造成14人死亡， 多架飛機受損［12］。 美國海軍在經歷了一系列重大的彈藥安全事故后， 為降低災難事故發生的概率， 提出了鈍感彈藥的概念， 通過彈藥的鈍感設計， 降低彈藥在熱、 機械、 沖擊波等意外刺激下的反應等級。 其中MIL-STD-2105D［13］《非核彈藥危險性評估試驗》、 STANAG 4439［14］《不敏感彈藥評估和政策介紹》給出了快速烤燃、 慢速烤燃、 子彈撞擊、 破片撞擊、 射流撞擊、 殉爆等6項不敏感彈藥反應等級要求， 如表1所示。

艦載機在降落制動過程中， 其外掛的各類彈藥在慣性力作用下具有沖脫掛架的運動趨勢。 在極端情況下， 外掛彈藥由于慣性會沖脫掛鉤， 可能與艦上甲板和艦島發生高速撞擊。 為保證航空母艦安全性， 要求彈藥制動沖脫后不得發生燃燒及以上等級的反應。 這對上艦彈藥的安全性設計和評估提出更高要求。

3 制動沖脫安全性評估方法

對彈藥制動沖脫安全性的評估主要基于制動沖脫試驗結果， 一般是通過其在試驗后的反應情況、 殘余物大小、 拋射位置以及含能材料的消耗情況等來判斷彈藥的反應等級。 國內將彈藥安全性反應等級分為爆轟、 爆炸、 爆燃、 燃燒、 無反應等五種， 各反應等級對應的判據如表2所示。 被試彈藥反應等級判定方法如圖3所示［15］。

該方法只能用于制動沖脫試驗后的安全評估， 不能指導制動沖脫試驗前安全性設計以及試驗結果預估。 另外， 制動沖脫試驗過程涉及非沖擊點火問題， 目前還不能準確建立彈藥動態損傷本構模型和非沖擊點火機制模型， 理論上還不能給出制動沖脫安全性評估結果。

綜合點火判據建立制動沖脫安全性評估方法， 可以用于制動沖脫試驗前的安全性設計以及試驗結果預估。

3.1 非沖擊點火判據

國內外對非沖擊點火的判據進行了研究。 其中， 文獻［16］給出的點火預測模型［16］如下：

C=σ0.66Aγ1.27t0.27（1）

式中： C為反映裝藥響應嚴酷程度的綜合特征參量； σA為彈藥應力； γ為剪切應力； t為點火時間。

為便于安全評估， 文獻［17］基于炸藥晶體的點火熱流理論提出適用于局部撞擊的FLL點火判據：

C=σnA·v·tm（2）

式中： C， m， n均為無量綱參數； σA為彈藥應力； v為撞擊速度； t為點火時間或加載脈寬。

由式（2）可知， 局部撞擊條件下彈藥的點火， 不僅與裝藥受到的應力、 加載脈寬相關， 還與相對撞擊速度有關。 對于特定彈藥， 固定點火參數C時， 同一應力條件下， 撞擊速度越高， 所需點火時間越短； 同一脈寬條件下， 應力越低， 所需點火的撞擊速度越高； 同一撞擊速度條件下， 應力越大， 所需點火時間越短。 其他點火參數不變的情況下， C值越低， 越容易發生點火， 安全性越差； C值越高， 安全性越好， 越不容易點火。

3.2 基于FLL點火判據制動沖脫安全性評估方法

本文基于FLL點火判據， 綜合考慮大樣本的標準件試驗以及小樣本的整機制動沖脫試驗， 建立了制動沖脫彈藥安全評估方法， 如圖4所示。

該制動沖脫安全性評估方法只能用于評估試驗產品是否發生反應， 不能確定試驗產品發生反應的等級。

但制動沖脫試驗通過標準是產品不發生反應， 發生燃燒及以上等級的反應均為不通過， 對于反應等級的關注度不高， 該評估方法可以制動沖脫安全性評估。

3.2.1 大樣本的標準件試驗

通過開展Steven標準件試驗， 可以獲得不同撞擊速度下的點火時間， 數值擬合確定m， n和C0 值。 其中， 標準試驗樣件要能反映整機試驗中彈藥的約束條件和載荷類型。

需要說明的是， σA不是試驗過程中標準件受到的平均應力， 而是引發點火的炸藥顆粒局部真實應力； 而測量局域化區域的真實應力σA值比較困難， 但是彈藥晶體顆粒所受的局部真實應力也不會無限升高， 對于強約束試驗條件， 可以用HMX晶體的破壞強度σ0來代替， 其中σ0=300 MPa［17］。

running out based on FLL ignition criterion

3.2.2 小樣本的整機制動沖脫試驗

通過開展小樣本的整機制動沖脫試驗， 來獲取制動沖脫試驗過程中火工部件受到的撞擊速度以及加載脈寬。

樣本整機制動沖脫試驗過程如圖1所示。 如果將制動沖脫條件下導彈的分離速度作為火工部件的撞擊速度較嚴酷， 因為導彈是一個細長體， 導彈與垂直鋼板撞擊過程中， 火工部件前部的電子艙是一個緩沖體， 對火工部件的沖擊起到一定緩沖作用。 所以， 將導彈制動沖脫過程的平均速度作為火工部件的撞擊速度較為合適。 火工部件的撞擊速度v1的計算公式如下：

v1=h1/t1（3）

式中： h1為試驗過程中彈體的擠壓長度； t1為火工部件反應前的擠壓時間。

火工部件加載脈寬t2的計算公式如下［14］：

t2=h2/v1（4）

式中： h2為火工部件壓縮長度； v1為火工部件撞擊速度。

3.2.3 安全性評估

獲得火工部件的撞擊速度以及加載脈寬后， 結合標準件試驗確定的m和n值， 就可以根據FLL點火判據式（2）， 計算制動沖脫試驗過程中火工部件的C1值。

綜合比較C0和C1值的大小， 對制動沖脫試驗過程中火工部件的安全性進行評估。 當C1> C0時， 表明制動沖脫試驗彈藥反應的概率較大， 需要改進火工部件安全性設計； 當C0> C1時， 表明制動沖脫試驗火工部件反應的概率較小； 當C1與C0值相近時， 表明制動沖脫試驗火工部件安全裕度不足， 也需要改進火工部件安全性設計。

4 制動沖脫安全性評估計算實例

4.1 大樣本的標準件試驗參數計算

文獻［17］對JO-9159炸藥開展了大樣本的Steven標準件試驗， 獲得的m， n和C0值如表3所示。

樣本火工部件的裝藥類型為JO-11， 其主要成分以及裝藥工藝與JO-9159相似， 安全性能相當。 本文采用JO-9159炸藥的點火判據參數來對JO-11炸藥進行安全性評估。

4.2 小樣本的整機制動沖脫試驗參數計算

針對JO-11火工部件分別開展了整機帶模擬火工部件和真實火工部件的制動沖脫試驗， 其中真實狀態的火工部件發生了爆炸反應。

通過測量3次整機帶模擬火工部件試驗后的殘骸， 彈體擠壓長度數據具有較大一致性， 均為0.8 m左右； 火工部件壓縮長度為20～30 mm， 本文評估計算使用平均值25 mm。 依據高速錄像數據， 獲得整機帶真實火工部件制動沖脫試驗過程中， 火工部件反應前的擠壓時間為18 ms。

綜上， 彈體擠壓長度、 火工部件壓縮長度、 火工部件反應前的擠壓時間如表4所示。

根據式（3）， 計算得到火工部件的撞擊平均速度v1=44 m/s， 而引信制動降落沖脫試驗標準［18-19］中規定的速度大小為45.7 m/s， 二者速度大小基本一致。

根據式（4）， 計算得到火工部件加載脈寬t2=0.57 ms。

4.3 綜合計算評估

綜合JO-11火工部件的撞擊速度、 加載脈寬以及m和n， 根據FLL點火判據式（2）計算得到JO-11火工部件制動沖脫過程的C1值為3 660。

由于C1值大于C0， JO-11火工部件開展制動沖脫試驗發生反應的概率較大； 而帶真實JO-11火工部件的制動沖脫試驗也發生了爆炸反應， 與文中的評估結果一致。

JO-11火工部件開展制動沖脫試驗發生反應后， 火工部件主裝藥換成GO-2， 理論上該裝藥的抗沖擊和變形能力是JO-11火工部件的1.5倍， 其點火判據的C值為4 500左右， 該值遠大于火工部件制動沖脫過程的C1值， GO-2火工部件制動沖脫試驗反應的概率較小； 而帶真實GO-2火工部件的制動沖脫試驗未發生反應， 與文中的評估結果一致。

5 結 論

本文基于FLL點火判據， 依托大樣本的標準件試驗以及小樣本的整機制動沖脫試驗， 建立了制動沖脫彈藥安全性評估方法。 該評估方法操作簡單， 解決了無法定量評估制動沖脫彈藥安全性的技術難題。 本文結合制動沖脫試驗數據， 提供了評估計算實例， 從評估結果來看， 該評估方法與實際試驗結果較吻合。 為進一步提高制動沖脫彈藥安全性評估的準確性， 下一步可以考慮基于數理統計的方法來覆蓋試驗實施的分散性和裝藥點火的不確定性， 給出一定置信度條件下的定量評估結果。

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Research on Safety Evaluation Method for Braking and Inertial

Running out of Air-to-Air Missile on Aircraft Carrier

Zhou Guangwei*， Wang Haibo， Chen Qingci， Zhou Yage

（China Airborne Missile Academy， Luoyang 471009， China）

Abstract： The safety of the pyrotechnic and power components of air-to-air missiles under braking and inertial running out conditions is one of the key factors that restrict the launch of air-to-air missiles on aircraft carriers. How-ever， there is no quantitative method for evaluating the safety of ammunition under braking and inertial running out conditions in practical applications. Based on the FLL ignition engineering criterion， relying on standard part test of large sample and whole mijRgdgYlpQ1MzM9IRi0lV6nZ+CqKsdrMy2cc/OhnTey8=ssile braking and inertial running out test of small sample， a safety evaluation method of braking and inertial running out for ammunition is established， and the technical issue of braking and inertial running out for ammunition safety that can not be quantitative evaluated is resolved. An example of evaluating computation is showed together with the data from braking and inertial running out test， and the evaluation results are in good agreement with the actual test findings.

Key words： air-to-air missile； braking and inertial running out； safety assessment