梁 斌,馮高鵬,周婕群,李俊承

(中國(guó)工程物理研究院總體工程研究所,四川綿陽 621900)

離散桿和EFP組合戰(zhàn)斗部對(duì)飛機(jī)毀傷效應(yīng)研究

梁 斌,馮高鵬,周婕群,李俊承

(中國(guó)工程物理研究院總體工程研究所,四川綿陽 621900)

為分析離散桿與EFP復(fù)合戰(zhàn)斗部對(duì)典型戰(zhàn)斗機(jī)毀傷效應(yīng),根據(jù)強(qiáng)度等效原則,采用動(dòng)力學(xué)有限差分程序建立了數(shù)值模擬模型。采用流固耦合與接觸算法,模擬了爆炸沖擊波、離散桿條、EFP 3種毀傷元爆炸形成過程,以及典型彈靶交會(huì)條件下對(duì)飛機(jī)的聯(lián)合毀傷效應(yīng)。分析獲得3種毀傷元對(duì)飛機(jī)各部分結(jié)構(gòu)破壞、對(duì)油箱引燃概率的初步規(guī)律。研究結(jié)果對(duì)新型防空戰(zhàn)斗部殺傷元素的設(shè)計(jì)及毀傷效應(yīng)評(píng)估具有重要的參考價(jià)值。

爆炸力學(xué);離散桿;毀傷效應(yīng);引燃概率

0 引言

離散桿戰(zhàn)斗部是以獨(dú)立的、大長(zhǎng)徑比的預(yù)制桿條作為主要?dú)囊环N特殊的破片戰(zhàn)斗部。較傳統(tǒng)破片戰(zhàn)斗部,其殺傷元素質(zhì)量大,速度高,對(duì)空中目標(biāo)的切割毀傷能力強(qiáng),具有較大的有效殺傷區(qū)域[1-2],廣泛應(yīng)用于空空導(dǎo)彈戰(zhàn)斗部技術(shù)領(lǐng)域。戰(zhàn)斗部對(duì)飛機(jī)的毀傷效應(yīng)分析通常是根據(jù)目標(biāo)結(jié)構(gòu)特點(diǎn),給出破壞判據(jù),采用仿真分析的方法進(jìn)行[3-6],該方法能夠高效分析單一毀傷元作用,但難以直觀反映多種毀傷元聯(lián)合破壞效應(yīng)。由于戰(zhàn)斗部產(chǎn)生的破片、桿條等毀傷元與飛機(jī)相差4個(gè)尺度,目前還難以采用有限元/有限差分方法實(shí)現(xiàn)飛機(jī)全耦合爆炸毀傷效應(yīng)數(shù)值模擬。為此,文中采用流固耦合與接觸算法計(jì)算戰(zhàn)斗部形成復(fù)合毀傷元,結(jié)合CONWEP算法[7-9],在對(duì)飛機(jī)目標(biāo)特性和戰(zhàn)斗部破片飛散特性分析基礎(chǔ)上,建立了特定彈目交會(huì)條件下戰(zhàn)斗部對(duì)飛機(jī)的毀傷效應(yīng)分析數(shù)值模型。實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)聯(lián)合毀傷效應(yīng)的分析。

1 戰(zhàn)斗部數(shù)值建模

為便于數(shù)值計(jì)算建模,又不失真,將戰(zhàn)斗部結(jié)構(gòu)適當(dāng)簡(jiǎn)化,主要如下:戰(zhàn)斗部前后端蓋與外襯筒的螺紋連接簡(jiǎn)化為固定連接;引信及起爆裝置等效為質(zhì)量相同的鋁板附加在后端蓋上;外殼與外襯筒之間的連接簡(jiǎn)化為固定連接;端蓋與4個(gè)藥型罩之間連接為固結(jié)。

采用TrueGride程序建立了戰(zhàn)斗部結(jié)構(gòu)化六面體網(wǎng)格模型,并導(dǎo)入有限差分程序AUTODYN-3D中,建立了戰(zhàn)斗部數(shù)值模擬模型,如圖1。其中,炸藥、空氣域采用多物質(zhì)Euler單元,端蓋、外殼、桿條、波形控制器采用Langrange單元。為控制桿條飛散方向,將內(nèi)外層桿條沿彈軸向旋轉(zhuǎn)2°。

圖1 戰(zhàn)斗部數(shù)值模擬模型

固體部件之間采用接觸算法。接觸采用對(duì)稱罰函數(shù)法。流體與固體之間采用流固耦合算法,起爆點(diǎn)位于裝藥中心。彈體結(jié)構(gòu)中,桿條為鈦合金,蒙皮材料為鋁,前后端蓋、襯筒材料均為硬鋁,藥型罩為紫銅。在沖擊條件下,上述3種金屬材料采用Johnson-Cook強(qiáng)度模型[10-11],該模型考慮了應(yīng)力狀態(tài)、應(yīng)變率和溫度等影響,具有較大范圍的適應(yīng)性。具體模型參數(shù)如表1。

戰(zhàn)斗部裝填Comp.B炸藥,計(jì)算采用JWL狀態(tài)方程模擬炸藥爆轟過程中壓力、內(nèi)能和比容的關(guān)系[10-11]:

(1)

式中:P為裝藥爆轟壓力(MPa);V為相對(duì)體積;E為內(nèi)能密度(MJ/kg);Q為炸藥熱能(MJ/kg);A、B、R1、R2、ω為材料常數(shù);f為非理想成分的燃燒分?jǐn)?shù)。其中,第一至第三項(xiàng)分別在高壓、中壓和低壓段起主要作用[8-9]。在爆轟產(chǎn)物膨脹的后期,將炸藥從JWL狀態(tài)方程轉(zhuǎn)換為更為簡(jiǎn)單的理想氣體狀態(tài)方程。參數(shù)通過圓筒試驗(yàn)進(jìn)行確定。理想炸藥空爆時(shí)能量釋放快,不必采用能量釋放模型,計(jì)算時(shí)f=0。

表1 彈體材料Johnson-Cook強(qiáng)度模型參數(shù)

彈體金屬材料采用Shock狀態(tài)方程。該狀態(tài)方程是基于沖擊絕熱關(guān)系建立的Mie-Grüneisen形式的狀態(tài)方程,主要參數(shù)如表2。

表2 彈體材料Shock狀態(tài)方程主要參數(shù)

Comp.B炸藥的主要材料模型參數(shù)如表3。

表3 Comp.B炸藥主要模型參數(shù)

2 戰(zhàn)斗機(jī)主要子系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化等效及其數(shù)值建模

2.1 戰(zhàn)斗機(jī)主要子系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化等效

等效靶代表著部件或艙段的易損特性。如桿條能穿透部件或艙段的等效靶[4-5],就能夠毀傷該部件。飛機(jī)艙段或部件,一般最外層是蒙皮,內(nèi)層是部件殼體,要對(duì)內(nèi)部結(jié)構(gòu)毀傷,須穿透蒙皮和部件殼體,此外還需要有一定剩余動(dòng)能對(duì)內(nèi)部裝置進(jìn)行毀傷。等效靶由3部分等效而成,分別是蒙皮、部件殼體和所需要的后效穿透深度。

一般以部件殼體或蒙皮材料作為等效靶材料,或選抗侵徹性能研究比較透徹的材料。文中選硬鋁作為等效靶材料。等效靶厚度的確定需考慮不同材料間的等效關(guān)系,也要考慮間隔靶與單層靶間的等效關(guān)系。如圖3所示,文中先將不同于等效靶的材料等效為等效靶材料,然后將同種材料間隔靶等效為單層等效靶。

等效靶的建立原則:外形接近,迎彈面積相同,抗侵徹能力與原構(gòu)件相同。不同材料的厚度等效,用的較多的是強(qiáng)度等效理論,即等效厚度可根據(jù)原部件本體材料與等效靶材料的強(qiáng)度比進(jìn)行折算得到[9-10]:

(2)

式中:σb0為原部件材料強(qiáng)度;σb為硬鋁LY12強(qiáng)度;h0為原部件厚度;h為原部件等效厚度。飛機(jī)部件全部按式(2)折算為硬鋁LY12的等效厚度。

圖2 等效靶厚度確定方法示意圖

通過對(duì)某隱身戰(zhàn)斗機(jī)外形結(jié)構(gòu)及其主要性能參數(shù)的分析,在此基礎(chǔ)上進(jìn)行簡(jiǎn)化建模。典型戰(zhàn)斗機(jī)一般有8個(gè)油箱(如圖3(a)),包括在前機(jī)身飛行員座椅后的一個(gè)油箱(F-1),其余7個(gè)油箱分別位于中機(jī)身2個(gè)(F-2、F-3)、后機(jī)身一個(gè)(F-4)、機(jī)翼4個(gè)(F-5～F-8)。油箱分布位置如圖3(b),等效為6 mm的鋁板。

圖3 戰(zhàn)斗機(jī)各結(jié)構(gòu)材料組成及油箱分布

2.2 戰(zhàn)斗機(jī)數(shù)值建模

根據(jù)強(qiáng)度等效原則,將飛機(jī)等效為機(jī)身、油箱、載彈倉(cāng)、水平機(jī)翼、尾翼、機(jī)身機(jī)翼連接板、載彈倉(cāng)與機(jī)身連接板、垂尾、發(fā)動(dòng)機(jī)等幾部分結(jié)構(gòu)。采用動(dòng)力學(xué)有限差分程序AUTODYN-3D建立飛機(jī)數(shù)值模擬模型如圖4。為提高計(jì)算精度和計(jì)算效率,采用點(diǎn)、線、面、體至底向頂?shù)慕Y(jié)構(gòu)化建模方法,飛機(jī)結(jié)構(gòu)全部采用正六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格模型,各結(jié)構(gòu)件之間采用共結(jié)點(diǎn)固結(jié),飛機(jī)運(yùn)動(dòng)速度通過初始條件施加。采用CONWEP算法[7-9],將爆炸產(chǎn)生的沖擊波通過邊界條件施加在飛機(jī)結(jié)構(gòu)表面。為獲取飛機(jī)不同位置處所受壓力隨時(shí)間變化,在不同位置處分別設(shè)置了高斯點(diǎn)(Gauges point)。

圖4 飛機(jī)數(shù)值模擬模型

3 戰(zhàn)斗部毀傷元形成模擬及飛機(jī)毀傷準(zhǔn)則

3.1 裝藥爆炸形成殺傷元數(shù)值模擬

戰(zhàn)斗部爆炸形成殺傷元包含爆炸沖擊波、爆炸成型彈丸(explosively formed projectile,EFP)、離散桿條。裝藥爆炸形成EFP過程如圖5。裝藥起爆75 μs后EFP基本形成,EFP在形成過程中有一定質(zhì)量損失,最終質(zhì)量約為65 g。EFP沿3個(gè)坐標(biāo)軸的運(yùn)動(dòng)速度曲線如圖5(b),平均速度約為1 840 m/s,運(yùn)動(dòng)方向與彈軸線呈12.4°。

圖5 裝藥爆炸形成EFP及驅(qū)動(dòng)離散桿條過程

桿條飛散過程如圖5(c)所示,因桿條沿彈軸向斜置了2°,在飛散過程中,同時(shí)具有徑向的膨脹速度和繞軸向的轉(zhuǎn)動(dòng)速度。最終形成兩個(gè)同心圓環(huán)。桿條徑向膨脹速度約為1 700 m/s。

3.2 飛機(jī)毀傷準(zhǔn)則

3.2.1 飛機(jī)油箱毀傷

1)單根桿條引燃飛機(jī)油箱準(zhǔn)則

桿條的引燃?xì)侵笚U條由于在貫穿機(jī)身、油箱、供油管路等過程中受到阻礙,其速度下降并將動(dòng)能轉(zhuǎn)化為熱能。高溫桿條引燃燃料油或潤(rùn)滑油,使飛機(jī)著火。

單根桿條的引燃概率是桿條的比沖量和遭遇高度之比值的函數(shù)[12-13]:

(3)

當(dāng)遭遇高度H大于16 km(空氣稀薄)時(shí),桿條引燃概率為零。

2)多根桿條引燃準(zhǔn)則

如命中油箱桿條數(shù)為k,假定各桿條對(duì)油箱的毀傷相互獨(dú)立,則單個(gè)油箱引燃概率P為:

(3)

文中油箱引燃計(jì)算還參照了單枚桿條質(zhì)量為7 g,某殺爆戰(zhàn)斗部對(duì)飛機(jī)油箱模擬等效靶毀傷試驗(yàn)結(jié)果,對(duì)桿條的引燃計(jì)算概率進(jìn)行類比與修正。

3.2.2 飛機(jī)機(jī)體毀傷準(zhǔn)則

飛機(jī)各部分結(jié)構(gòu)及毀傷元對(duì)各部分功能的影響關(guān)系非常復(fù)雜,因此,文中只考慮機(jī)體的結(jié)構(gòu)破壞,即一旦飛機(jī)結(jié)構(gòu)破壞,則該部分涉及的系統(tǒng)功能失效。

據(jù)殺爆戰(zhàn)斗部對(duì)飛機(jī)典型艙段毀傷試驗(yàn),以及沖擊波對(duì)模擬桿條打孔靶板毀傷試驗(yàn),初步給出目標(biāo)靶臨界毀傷判據(jù):靶上連續(xù)斷裂長(zhǎng)度大于等于該區(qū)域長(zhǎng)度的三分之二,認(rèn)為其功能失效。

4 典型彈目交會(huì)下飛機(jī)綜合毀傷效應(yīng)分析

為分析不同交會(huì)條件下飛機(jī)毀傷效應(yīng),建立了脫靶量為2 m,方位角α為0°和180°,交會(huì)角θ為0°、30°、90°,爆炸點(diǎn)位于飛機(jī)頭部正下方、尾部側(cè)下方、上方中部和正上方中部以30°角俯沖4種典型情況模型(如圖6)。

圖6 戰(zhàn)斗部對(duì)飛機(jī)爆炸毀傷數(shù)值模擬模型

圖7和圖8給出了幾種典型彈目交會(huì)條件下,沖擊波與桿條、EFP聯(lián)合作用下數(shù)值模擬計(jì)算結(jié)果。

圖7 4種典型彈目作用過程

對(duì)于圖7(a)中彈靶作用情況,因相對(duì)速度較大,桿條對(duì)飛機(jī)除徑向飛散切割外,桿條與飛機(jī)軸向存在較大的相對(duì)速度,使得桿條沿著軸向從機(jī)頭下方到機(jī)頭上方切割飛機(jī)機(jī)體,形成與飛機(jī)軸向大約呈45°的一條狹長(zhǎng)切口(如圖8(a))。飛機(jī)頭部下機(jī)身被完全切割成兩段,飛機(jī)頭部上機(jī)身除了有局部殘留連接外,被切開部分超過了整體結(jié)構(gòu)的三分之二,可認(rèn)為飛機(jī)頭部已完全解體。另外,桿條切割飛機(jī)的位置正好位于飛行員座艙處,在10～12根高速桿條切割下,可導(dǎo)致飛行員死亡。將有1～2枚EFP穿過導(dǎo)彈相關(guān)艙段后以一定著角(約70°～75°)擊中載彈倉(cāng)底板,在底板上形成尺寸相對(duì)較大的狹長(zhǎng)孔洞,EFP穿過載彈倉(cāng)底板后將繼續(xù)沖擊飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī),可造成1～2個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)性能下降或功能失效。桿條和EFP均未擊中油箱,不能導(dǎo)致其破壞和引燃。

從圖7(b)中彈靶的作用過程可知,戰(zhàn)斗部對(duì)飛機(jī)的破壞主要是桿條對(duì)載彈倉(cāng)、發(fā)動(dòng)機(jī)的切割作用,同時(shí)桿條還對(duì)機(jī)身尾部油箱(F-4)具有切割作用。在沖擊波與桿條聯(lián)合作用下,載彈倉(cāng)底板與側(cè)板連接位置出現(xiàn)明顯變形,局部向內(nèi)凹陷(如圖8(b))。桿條對(duì)載彈倉(cāng)形成一條較長(zhǎng)切割斷裂帶,幾乎貫穿整個(gè)艙段的縱向切面,可認(rèn)為載彈倉(cāng)已解體失效。同時(shí),桿條對(duì)左側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)切割作用明顯,出現(xiàn)了大面積的貫穿性結(jié)構(gòu)破壞,在此情況下,該側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)性能下降或失效。另外,共有6根桿條擊中機(jī)身尾部油箱(F-4),如彈目交會(huì)高度為海拔5 000 m的高空,應(yīng)用公式計(jì)算并類比相關(guān)試驗(yàn)結(jié)果,油箱F-4的引燃概率約為30%。1～2枚EFP擊穿右側(cè)機(jī)翼,致使F-8油箱燃油嚴(yán)重泄漏,有20%～40%的引燃概率。

圖8 飛機(jī)局部破壞

從圖7(c)和圖8(c)可知,在沖擊波和桿條聯(lián)合作用下,飛機(jī)中部機(jī)身上表面產(chǎn)生一定程度的變形。主要?dú)请x散桿和EFP。其中,桿條主要對(duì)中部機(jī)身、載彈倉(cāng)、發(fā)動(dòng)機(jī)切割,同時(shí)還對(duì)油箱F-3和F-4進(jìn)行切割,并在中部機(jī)身、尾部機(jī)身及載彈倉(cāng)處形成一條狹長(zhǎng)斷裂帶,幾乎貫穿整個(gè)中部到尾部機(jī)身艙段的縱向切面,可認(rèn)為中部到尾部機(jī)身以及載彈倉(cāng)已解體失效。同時(shí),桿條對(duì)右側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)切割作用明顯,出現(xiàn)了大面積的貫穿性結(jié)構(gòu)破壞,在此情況下,該側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)性能下降或失效。另外,有8根和6根桿條分別擊中機(jī)身中部的油箱F-3和機(jī)身尾部的油箱F-4,如彈目交會(huì)高度為海拔5 000 m,應(yīng)用公式計(jì)算并類比相關(guān)試驗(yàn)結(jié)果,油箱F-3和F-4的引燃概率分別約為40%和30%。此外,有1～2枚EFP擊穿右側(cè)機(jī)翼,致使F-8油箱燃油嚴(yán)重泄漏,并有20%～40%的引燃概率。

從圖7(d)彈靶作用過程可知,導(dǎo)彈從飛機(jī)正上方以30°角向飛機(jī)俯沖攻擊情況下,其機(jī)身上側(cè)面受到的沖擊波超壓大于脫靶方位角為0°的情況(如圖8(d))。桿條以一定角度對(duì)靶體的沖擊較水平?jīng)_擊對(duì)靶體破壞更加嚴(yán)重:損傷區(qū)域更大,毀傷程度更嚴(yán)重。在導(dǎo)彈戰(zhàn)斗部起爆3.3 ms后,桿條聯(lián)合沖擊波在所接觸的區(qū)域內(nèi)形成一條U形的切割斷裂帶,將上機(jī)身、載彈倉(cāng)、機(jī)身機(jī)翼連接板、水平機(jī)翼切開,上述被切割部分?jǐn)嗫陂L(zhǎng)度大于整體結(jié)構(gòu)長(zhǎng)度的三分之二,因此認(rèn)為各部分均失效。另外,4枚EFP分別擊中飛機(jī)的左右兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī),并將其穿透(如圖8(d)),形成孔洞的長(zhǎng)度和寬度接近發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)應(yīng)長(zhǎng)寬尺寸的二分之一,因此認(rèn)為兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)由于結(jié)構(gòu)破壞而性能下降或失效。桿條分別切割油箱F-3～F-8,致使其產(chǎn)生嚴(yán)重漏油,油箱F-3、F-4的引燃概率約為40%,油箱F-5、F-6的引燃概率為60%,油箱F-7、F-8的引燃概率為30%。

綜上所述,脫靶量為2 m的情況下,導(dǎo)彈對(duì)飛機(jī)的殺傷元包含爆炸沖擊波、高速桿條以及爆炸成型彈丸。爆炸成型彈丸在某些彈靶交會(huì)情況下能擊中飛機(jī)機(jī)體,并在飛機(jī)上形成較大尺寸的孔洞。由于沖擊波在高空衰減較快,單獨(dú)作用毀傷效果有限,但與桿條聯(lián)合作用下,沖擊波可增加對(duì)切割部位的撕裂效果;彈靶交會(huì)條件決定了飛機(jī)的毀傷類型和程度,飛機(jī)主要?dú)愋陀袥_擊波聯(lián)合桿條對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)件的沖擊和切割作用、桿條對(duì)油箱的切割破壞和引燃效應(yīng),EFP對(duì)機(jī)體及油箱產(chǎn)生的大尺寸穿孔和引燃效應(yīng);桿條是該復(fù)合戰(zhàn)斗部對(duì)飛機(jī)破壞最主要的殺傷元,毀傷形式為桿條對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)件的切割,通常導(dǎo)致某一結(jié)構(gòu)件解體失效;在小脫靶量情況下,當(dāng)多根桿條擊中飛機(jī)某一油箱時(shí),油箱引燃概率大約在30%～50%,特定彈靶交會(huì)情況下引燃可達(dá)90%。

5 結(jié)束語

通過空空導(dǎo)彈對(duì)隱身飛機(jī)爆炸毀傷效應(yīng)數(shù)值模擬和對(duì)比分析,獲得了以下初步結(jié)論:

采用動(dòng)力學(xué)有限差分程序可有效模擬戰(zhàn)斗部爆炸形成沖擊波、離散桿條、EFP等毀傷元的形成,以及對(duì)飛機(jī)的綜合毀傷效應(yīng)。

在小脫靶量情況下,離散桿條是造成飛機(jī)破壞最主要的毀傷元,主要造成飛機(jī)結(jié)構(gòu)解體、油箱燃油泄露和引燃、發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)的破壞;爆炸沖擊對(duì)飛機(jī)的單獨(dú)毀傷有限,但在與離散桿條、EFP同時(shí)作用下可增大聯(lián)合毀傷效應(yīng);在特定彈目交會(huì)條件下,EFP對(duì)被擊中的飛機(jī)構(gòu)件形成大尺寸的孔洞,造成結(jié)構(gòu)解體、油箱燃油泄露及引燃等嚴(yán)重毀傷效應(yīng)。

鈦合金材料在高速穿靶過程中具有引燃功能,文中在計(jì)算中沒有考慮其引燃作用。如計(jì)及鈦合金桿條在穿靶過程中自身的引燃效應(yīng),則桿條對(duì)油箱的沖擊引燃概率將進(jìn)一步提高。

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Research on the Damage Effect of EFP Combined Warhead and Discrete Rod to Battleplane

LIANG Bin,FENG Gaopeng,ZHOU Jiequan,LI Juncheng

(Institute of Systems of Engineering, China Academy of Engineering Physics, Sichuan Mianyang 621900, China)

In order to investigate the damage effect of discrete rod and EFP combined warhead on typicl battelplane, based on the strength equivalence principle, numerical simulation model were conducted with dynamic finite difference program. Numerical simulation of the formation process of three kinds of damage elements, which were blast wave, discrete rod and EFP, was achieved with fluid solid coupling and contact algorithm. And the joint damage effect on the aircraft under the condition of typical missile target encounter. Preliminary analysis of regulation of three kinds of damage element for aircraft parts of structural damage, the tank ignition probability was obtained. The research results had important reference value for the design of new air defense warhead and the damage effect evaluation.

mechanics of explosion; discrete rod; damage effect; ignition probability

2016-04-14

國(guó)防基礎(chǔ)項(xiàng)目(B1520132012)資助

梁斌(1976-),男,貴州遵義人,高級(jí)工程師,博士,研究方向:常規(guī)武器研制與毀傷效應(yīng)研究。

TJ410.3

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