0 引　言

导弹发射箱常见的开盖方式主要有电液式、爆破式和易碎式等几种形式^[1]，如表1所示。其中，电液式开盖方式通过电动系统或液压系统提供动力，依靠机械结构实现箱盖的启闭动作。该开盖方式运行可靠，开盖机构可重复使用，但机构复杂，结构笨重，战斗准备时间较长，如意大利OTOMAT导弹发射箱等。爆破式开盖方式采用爆炸螺栓或爆破索作为开盖动力。通常将箱盖使用爆炸螺栓与箱体法兰相连接，或将爆破索埋置于箱盖内部，开盖时，点火器点燃爆炸螺栓或爆破索中的火药，借助箱体内充气压力或爆炸力，将箱盖整体或碎裂成多块抛出。爆破式开盖方式结构简单，体积小，重量轻，开盖迅速，但箱盖和开盖动力器件只能单次使用，更涉及火工品的安全使用和管理问题，多用于对空间和重量有苛刻要求的场合，例如法国海“响尾蛇”导弹发射箱等。易碎式开盖方式利用导弹头部或导弹发射的燃气载荷冲击力进行冲破或穿透开盖^[2]。此种方式无需开盖机构，只需安装易碎式或薄膜式箱盖即可，具有结构简单、占用空间小、重量轻、反应速度快等特点。易碎盖上通常设计有应力槽，既能承受住发射箱内的充气压力，又要确保在发射时导弹能够安全穿透或冲破箱盖^[3]。此种开盖方式适用于开盖空间受限，其导弹头部可承受相应的冲击载荷，且对烟雾污染以及箱盖碎片碰撞不敏感，如英国SEA SKUA导弹发射箱等。

本文所涉及的导弹发射箱装备于某高速巡航舰艇，舰艇最大巡航速度为40 kn。工作海况下，折合到导弹发射箱高度位置的平均自然风速约为9 m/s。由于导弹发射箱采用“日”字型双联装上下布置方式，多联装导弹发射箱对开盖机构空间尺寸及重量都有严格限制，且燃气流冲击箱盖后会产生反弹激波，对导弹头部安装的导引器件会产生外力冲击和烟雾污染，造成导弹性能大幅下降。因此，无法采用电液式和易碎式开盖方式。综合考虑上述因素，此导弹发射箱采用爆破式整体抛盖方案。

1 整体式抛盖影响分析及方案原理 1.1 整体式抛盖安全影响分析

某水面舰艇导弹发射箱安装在舰艇尾部两侧，导弹发射箱采用固定角倾斜发射方式，方位与舰艇首尾线平行，导弹沿舰艇首部方向实施发射。

每个箱盖用上、下2套开盖机构分别固定在导弹发射箱前、后端部法兰上。导弹发射前，导弹发射箱上、下2套开盖机构同时动作，将前、后盖整体抛离发射箱。导弹发射箱开盖机构舰艇布置示意图如图1所示。

舰艇在海上高速巡航时，箱盖被整体抛离导弹发射箱后，由于受到风载荷的阻力作用，箱盖在水平运动方向做减速运动，而舰艇始终保持匀速运动状态，上排导弹发射箱箱盖在抛出过程中，存在与下排导弹发射箱碰撞的风险。因此，必须对开盖机构的动力及抛盖过程进行分析计算，以确保箱盖安全抛离和导弹可靠发射。

由于后盖抛盖时为顺风状态，不存在安全风险，本文不作研究。上排导弹发射箱前盖抛出过程与下排导弹发射箱碰撞风险最大，因此，本文只对此种工况进行研究。

1.2 开盖机构结构组成

开盖机构的结构和外形见图2和图3所示。主要由活塞、腔体、剪切销、点火器和密封圈等组成。活塞与腔体之间用剪切销连接，点火器安装在开盖机构后部，箱盖用螺母固定在活塞前端。开盖时，点火器点火爆炸所产生的高压气体作用于活塞后端面，当压力达到一定值时，连接活塞和腔体的剪切销被剪断，高压气体继续做功，活塞连同箱盖一起加速，直至抛离导弹发射箱。

1.3 安全抛盖条件

舰艇作战时处于高速巡航状态，在最恶劣的抛盖工况下，舰艇逆风行驶，前盖抛离瞬间的迎风风速最大，为自然风速、艇速及前盖相对舰艇速度的叠加。前盖受较大的风阻载荷影响，速度锐减，而此时舰艇巡航速度不变，前盖在斜向上抛出下落过程中，可能会被导弹发射箱“追赶上”，存在和导弹发射箱碰撞的可能性。经分析，导弹发射箱前盖不和导弹发射箱碰撞的条件为：在上部导弹发射箱前盖抛出后下落到下部导弹发射箱前盖底部高度的时刻t，上部导弹发射箱前盖抛出后的水平位移，大于舰艇的水平位移与导弹发射箱仰角布置引起的结构尺寸的和，即

$ {S_{cx}} - \left( {{S_{bx}} + y\sin \alpha } \right) = {D_S} 。$

(1)

式中： $ {S_{cx}} $ 为上部导弹发射箱前盖抛出到t时刻的水平位移； $ {S_{bx}} $ 为t时刻舰艇的水平位移； $ y $ 为上部导弹发射箱前盖顶端与下部导弹发射箱前盖底端垂向距离； $ {D_S} $ 为安全距离。

2 前盖抛离导弹发射箱的初速计算 2.1 计算条件

开盖机构本质上是一种低冲击特性的爆炸螺栓。其活塞分离的工作过程是一个较为复杂的过程，涉及到燃烧、流体动力、热力学、传热、动力学等多个过程。解决内弹道的问题已有相对成熟的方程，对枪弹等机构非常有效，但对于开盖机构这样的小型机构，因其工作时间很短，影响因素较多，必须根据具体情况进行分析。为加快研制进度，本项目选用已定型的点火器作为动力源。因此，活塞分离过程可以进一步简化，对点火器火药燃烧过程所涉及的化学燃烧反应、质量、流量、燃速等不再作研究。采用工程分析和简化计算的方法建立开盖机构火工分离过程的数学模型^[4]。本文在建立活塞的运动方程前，特作如下假设：

1) 视燃气为理想气体

不考虑火药燃烧过程中复杂的物理化学过程，火药各参数如比热比、余容、压力指数和燃速系数等均考虑为常数。

2) 忽略热损失

考虑到工作时间为毫秒级，且腔体表面积较小，可以当作绝热过程处理。

3) 忽略初始工作区气体对燃烧反应的影响

开盖机构设计成密封结构，初始工作区内会密封少量气体，在计算时忽略此部分气体对燃烧反应的影响。

4) 忽略气体泄漏

开盖机构使用多层、多种密封圈进行整体密封，其中安装点火器端采用静密封，活塞端采用双层密封圈密封，气密性较好，气体泄漏可忽略不计。

2.2 活塞运动方程

前盖和活塞连接为一个整体，当舰艇以某一速度巡航，点火器引爆开启前盖时，前盖受上、下2个开盖机构腔体内高压气体以及外部风阻的共同作用。根据牛顿第二定律，活塞在燃气作用和外界风阻同时作用下的运动方程为：

$ 2pA - \sum F = \varphi m\frac{{{\text{ }}{\rm{d}}{v_r}}}{{{\rm{d}}t}} ，$

(2)

$ {v_r} = \frac{{{\rm{d}}l}}{{{\rm{d}}t}} 。$

(3)

式中： $ p $ 为单个活塞腔体内的压强； $ A $ 为单个活塞截面面积； $ \sum F $ 为前盖所受风阻与活塞在腔内的摩擦力之和； $ \varphi $ 为质量虚拟系数； $ m $ 为活塞及前盖总质量； $ {v_r} $ 为活塞相对导弹发射箱的速度； $ l $ 为活塞在腔体内的行程。

其中，前盖所受风阻表达式为：

$ {F_w} = c\rho {A_0}{\left[ {\left( {{v_0} + {v_w}} \right)\cos \alpha + {v_r}} \right]^2}。$

(4)

式中： $ {F_w} $ 为前盖所受风阻； $ c $ 为风阻系数； $ \rho $ 为空气密度； $ {A_0} $ 为前盖迎风面积； $ {v_0} $ 为舰艇巡航速度； $ {v_w} $ 为自然风速； $ \alpha $ 为导弹发射箱仰角。

考虑到活塞表面积较小，与高压气体作用于活塞的推力相比，活塞在腔体内的摩擦力可忽略不计。综上所述，活塞运动方程可简化为：

$ 2pA - c\rho {A_0}{\left[ {\left( {{v_0} + {v_w}} \right)\cos \alpha + {v_r}} \right]^2} = \varphi m{v_r}\frac{{{\text{ }}{\rm{d}}{v_r}}}{{{\rm{d}}l}} 。$

(5)

2.3 前盖初速计算

由于上部导弹发射箱上、下开盖机构的结构和性能具有一致性，可通过控制电路算法，确保开盖动作同步，因此，前盖抛离上部导弹发射箱的初速即为活塞尾端脱离腔体的速度。另外，考虑到前盖侧面积引起的侧向阵风阻力较小，可认为前盖在抛盖过程始终保持初始姿态角。

在前盖迎风面积一定的条件下，为减小风阻影响，必须尽可能地减小风阻系数。风阻系数与前盖的外形和表面特性有关，因此，在设计时，前盖采用球面外形，并提高前盖的表面光洁度以减小风阻系数^[5]。经估算，前盖所受风阻约为活塞腔体内高压气体作用力的2‰，可见外部阻力对点火器输出能量的影响很小，即耗散的能量较少。因此，风阻的影响在前盖初速计算过程中可忽略不计。

则活塞运动方程可进一步简化为：

$ pA{\rm{d}}l = \frac{1}{2}\varphi m{v_r}{\rm{d}}{v_r} ，$

(6)

对式（6）两边积分可得：

$ \int {pA{\rm{d}}l} = \int {\frac{1}{2}\varphi m{v_r}{\rm{d}}{v_r}} ，$

(7)

式中： $ p $ 为变量，所以不能直接解出前盖初速。在此使用迭代法求解，把活塞在腔体内的总做功行程 $ l $ 分成若干等份 $ \Delta l $ ，活塞在经过每个 $ \Delta l $ 两端时的速度为 $ {v_1} $ 和 $ {v_2} $ ，由式（7）积分可得：

$ v_2^2 - v_1^2 = \frac{{4pA}}{{\varphi m}}\left( {{l_2} - {l_1}{\text{ }}} \right) ，$

(8)

$ {v_2} = \sqrt {v_1^2 + \frac{{4pA}}{{\varphi m}}\Delta l} 。$

(9)

式中： $ p $ 随着活塞腔容积的变化而变化。设活塞在经过每个 $ \Delta l $ 两端时活塞腔的容积分别为 $ {V_1} $ 和 $ {V_2} $ ，压强为 $ {p_1} $ 和 $ {p_2} $ 。当 $ \Delta l $ 为无穷小时，取 $ p $ 为 $ {p_1} $ 和 $ {p_2} $ 的均值，并假设此过程为等温过程，可得：

$ \left\{ {\begin{array}{*{20}{l}} {{p_1}{V_1} = {p_2}{V_2}}，\\ {p = \displaystyle\frac{{{p_1} + {p_2}}}{2}} ，\\ {{V_2} = {V_1} + A\Delta l} 。\end{array}} \right. $

(10)

由式（10）可解得：

$ p = \frac{{{p_1}\left( {2{V_1} + A\Delta l} \right)}}{{2\left( {{V_1} + A\Delta l} \right)}}。$

(11)

将式（11）代入式（9），在总做功行程 $ l $ 上迭代求解即可求得前盖初速。

2.4 初始做功压强的确定

活塞分离过程可以简化为以下时期^[6]：

1）前期

火药快速燃烧，活塞腔气体压强迅速上升至 $ {p_{\max }} $ ，剪切销被剪断，此时活塞腔初始压强为 $ {p_1} $ ，活塞开始运动；

2）第1时期

活塞开始运动到火药燃烧完毕，在火药燃烧和容积不断增加情况下所形成的气体压强，由于剪切销消耗一部分能量，其压强降到燃烧终点时的 $ {p_k} $ ；

3）第2时期

已形成的气体绝热膨胀，气体压强 $ {p_k} $ 降到出口压强；活塞从活塞腔内脱离瞬间前盖相对导弹发射箱速度达到最大值 $ {v_r} $ ；

4）第3时期

前盖和活塞一起，在脱离导弹发射箱后受到风阻，速度迅速减小。

用迭代法求解活塞速度，需要求得活塞腔的初始压强 $ {p_1} $ 。本课题点火器在定型的系列型号中直接选用，在验证点火器性能时，常采用密闭容器测压系统，测试点火器燃烧产物在一定体积内的燃烧压力随时间的变化，以评价该点火器的做功能力。本课题选用某定型点火器进行氧弹筒密闭容器测压试验^[7]。氧弹筒容积为27 mL，氧弹试验测压原理如图4所示，得出p-t曲线如图5所示。

可以看出，点火器在容积为27 mL密闭空间内，点火压力为1.09 MPa，主装药峰值压力为13.73 MPa，达到峰值压力的时刻为162 ms。

测出氧弹筒压力后，再将压强折算到开盖机构活塞腔初始密闭空间，假定活塞不动，得到活塞腔定容条件下的最大压强值 $ {p_{\max }} $ 。点火器从引爆到达到压力最大值的时间为毫秒级，过程很短，这一过程可视为等温变化过程，活塞腔定容条件下的最大压强值 $ {p_{\max }} $ 按照式（10）中理想气体状态方程求解。

设定初始压强 $ {p_1} $ 为活塞开始运动时刻活塞腔的压强。由于剪切销消耗一部分能量，为确保剪切销被剪断，剪切销剪断时所需压强值 $ {p_0} $ 应小于活塞腔定容条件下的最大压强值 $ {p_{\max }} $ 。剪切销采用铝青铜QAL10-3-1.5轧制的棒材加工，双面剪切方案^[8]。根据作用于剪切销力的平衡可得：

$ 2{\tau _{\lim }}\frac{{{\text{π}} d_2^2}}{4} = {p_0}\frac{{{\text{π}} d_1^2}}{4} ，$

(12)

$ {p_0} = \frac{{2{\tau _{\lim }}d_2^2}}{{d_1^2}} 。$

(13)

式中： $ {d_1} $ 为活塞直径； $ {d_2} $ 为剪切销直径； $ {\tau _{\min }} $ 为剪切销材料切应力。

则初始压强 $ {p_1} $ 为：

$ {p_1} = {p_{\max }} - {p_0} 。$

(14)

3 前盖抛出运动过程分析

前盖和活塞脱离腔体瞬间相对于腔体具有初速 $ {v_r} $ 。此时，舰艇以匀速 $ {v_0} $ 巡航，前盖还获得水平牵连速度 $ {v_0} $ 。设前盖的水平初速为 $ {v_{x0}} $ ，竖直方向初速为 $ {v_{y0}} $ 。前盖在竖直方向迎风面积较小，阻力忽略不计。假设前盖相对舰艇做斜上抛运动，可得方程：

$ \left\{ {\begin{array}{*{20}{l}} {{v_{x0}} = {v_0} + {v_r}\cos \alpha } ，\\ {{v_{y0}} = {v_r}\sin \alpha } ，\\ {y = - {v_{y0}}t + \displaystyle\frac{1}{2}g{t^2}} ，\\ {m{{S''}_{cx}} = - c\rho {A_0}{{\left( {{{S'}_{cx}} + {v_w}} \right)}^2}} 。\end{array}} \right. $

(15)

方程的边界条件为：

$ \left\{ {\begin{array}{*{20}{l}} {{{S'}_{cx}}\left| {_{t = 0} = {v_{x0}}} \right.} ，\\ {{S_{cx}}\left| {_{t = 0} = 0} \right.} ，\end{array}} \right. $

(16)

可得方程的解为：

$ \left\{ {\begin{array}{*{20}{l}} {{S_{cx}} = \displaystyle\frac{m}{{c\rho {A_0}}}\ln \left| {\displaystyle\frac{1}{{{v_{x0}} + {v_w}}} + \displaystyle\frac{{c\rho {A_0}}}{m}t} \right| - {v_w}t - \displaystyle\frac{m}{{c\rho {A_0}}}\ln \displaystyle\frac{1}{{{v_{x0}} + {v_w}}}} ，\\ {t = \displaystyle\frac{{{v_{y0}} \pm \sqrt {v_{y0}^2 + 2gy} }}{g}} 。\end{array}} \right. $

(17)

由式（17）可得舰艇的水平位移为：

$ {S_{bx}} = {v_0}t 。$

(18)

根据安全开盖条件，当安全距离满足大于1.5 m时，即认为前盖抛盖过程安全。

4 主要参数确定与试验验证 4.1 参数对开盖影响分析

使用Matlab仿真软件，对上述分析理论和计算过程进行编程求解，分别将总做功行程 $ l $ 、活塞直径 $ {d_1} $ 、剪切销直径 $ {d_2} $ 和活塞及前盖总质量 $ m $ 作为变量，分析参数变化对安全距离 $ {D_S} $ 的影响。

由图6和图7关系曲线可以看出，将总做功行程和活塞直径分别设置为变量时，安全距离与总做功行程和活塞直径呈现正比关系。当总做功行程和活塞直径的数值分别超过0.025 m和0.014 m后，安全距离已经可以满足安全距离的最小要求并留有一定的安全裕量，一味地再增加总做功行程和活塞直径变量的数值，安全距离的变化趋势趋于平缓，费效比不高。

由图8关系曲线可以看出，将剪切销直径设置为变量时，安全距离与剪切销直径呈现反比关系。剪切销直径越小，剪切销剪断所需功率损耗越低，安全距离越大。但由图2所示开盖机构的结构可知，箱盖与箱体端部法兰之间依靠活塞前端螺纹部分进行连接，以实现导弹发射箱可靠密封。因此，剪切销需能承受一定的螺纹预紧力。综合考虑螺纹预紧力要求和安全距离裕度等因素，将剪切销直径范围控制在0.003～0.004 m之间，以得到较为经济可靠的设计。

由图9关系曲线可以看出，将活塞及前盖总质量设置为变量时，安全距离随着活塞及前盖总质量的增加呈现先增大后减小的趋势。当活塞及前盖总质量太小，安全距离无法满足导弹发射箱安全开盖要求，存在较大的碰撞风险；当活塞及前盖总质量为6.1kg时，安全距离达到最大值；当活塞及前盖总质量继续增加，安全距离呈逐渐减小趋势。由于舰艇小吨位和高航速的限制条件，总体对导弹发射箱总重量提出了较高的控制要求，但考虑到箱盖在抛盖过程中会承受点火器的较大冲击，需要对导弹发射箱前盖等关键部位进行结构加强。因此，在满足总体重量限制、结构强度和安全距离裕度的前提下，将前盖质量范围控制在3～5 kg之间，以实现质量、强度和安全距离等因素的合理匹配。

4.2 设计参数确定

通过分析总做功行程、活塞直径、剪切销直径和活塞及前盖总质量等主要设计参数变化对安全距离的影响，在满足总体指标要求的前提下，充分考虑设计的安全性、可靠性和经济性，确定主要设计参数如表2所示。

4.3 模拟仿真和海上抛盖试验

为验证模拟仿真数据的可信度和准确度，针对舰艇不同的巡航速度，进行舰艇海上动态抛盖试验，将试验结果与模拟仿真数据进行对比分析。海上试验条件为：舰艇保持匀速巡航速度在65～74 km/h，实测自然迎风风速为7.5～9.0 m/s，分别使用左、右舷侧上排导弹发射箱针对不同的巡航速度进行动态抛盖试验，通过高速摄影机和风速风向仪等专业仪器对抛盖安全距离和自然风速等数据进行实时录取。

在海上动态抛盖试验过程中，上排导弹发射箱前、后盖可实现安全抛盖，前盖未与下排导弹发射箱发生碰撞。模拟仿真数据和海上抛盖试验结果情况如表3所示。

4.4 试验结果分析

由表3数据和试验结果可以看出：1）模拟仿真和海上抛盖试验所得到的安全抛盖距离都满足不小于1.5 m的安全开盖要求，并留有合理的安全设计裕量；2）由于自然风速测量的是区域均值，在舰艇巡航和前盖抛射时刻，自然风速折算到实际发射部位的数值可能较小，或者前盖不是完全迎风，风速和风向都存在一定的随机性，造成海上动态抛盖试验实测的安全抛盖距离数值大于模拟仿真数据结果；3）从试验现场照片可以看出，抛射后的箱盖除表面有局部烧蚀外，箱盖整体结构完好，很好地承受了点火器引起的冲击。因此，相关试验数据验证了本文所提出的舰艇导弹发射箱整体式抛盖设计方法的合理性和可行性。

5 结　语

本文结合某水面舰艇导弹发射箱的前盖及开盖机构各部件在抛盖过程中的受力特性，从工程应用的角度出发，简化了活塞的分离过程，建立了开盖机构活塞的运动方程，对前盖整体抛出的运动过程进行了计算分析和参数优化，所提出的计算方法更加直观和便捷，使计算结果更有利于安全抛盖。为简化分析过程，直接选用已定型的点火器作为动力源，避免了复杂的火药燃烧和内弹道设计流程，缩短了研制时间，节约了研制经费。经舰艇导弹发射箱海上动态抛盖试验表明，导弹发射箱前盖的运动轨迹满足安全抛盖的要求，开盖方案及开盖机构参数设计合理可行，实现了箱盖质量、结构强度和安全距离等因素的合理匹配。