超近程主动防护系统火箭子母弹母弹引信安全系统关键技术研究.docx

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1、超近程主动防护系统火箭子母弹母弹引信平安系统关键技术研 究超近程主动防护系统是一个全新的武器系统,它被用于定点防护重要防护工 程口部。它可以分层拦截对来袭的精确制导武器,弥补现有武器装备在超近程、 超低空拦截高速飞行目标能力上的缺乏。第一层多联装火箭子母弹系统是一种低 本钱的火力系统,其核心技术是最正确空间撒布控制技术,它与第二层的更低防卫 区域火力系统形成一个完整的连续防卫区域，以填补超近程防空区域无防护措施 的空白。面对开展新型超近程主动防护系统的必要性和迫切性,为了降低未来型 号研制的风险,缩短研制周期,节约研制经费,在开展系统型号之前,必须预先研 究超近程主动防护系统火箭子母弹引信关键

2、技术，重点解决其平安系统的核心问 题，以确保将来系统研制的顺利进行。为此,本论文根据超近程主动防护系统的军事需求，以多联装火箭子母弹引 信为研究对象,重点开展母弹引信平安系统关键技术研究,对提高防护工程等重 要军事目标的抗精确制导武器打击能力具有十分重要的军事意义。首先,针对超 近程主动防护系统火箭子母弹母弹引信平安系统存在冗余解除保险可利用环境 少和开舱作用时间难以控制的关键问题，系统分析了母弹引信平安系统的时序、 结构特点，得出了母弹引信平安系统解除保险平安距离、母弹开舱点、延期解除 保险距离的极限指标。然后,基于子弹群中心命中目标,进行了固定发射机和改变 发射时机的母弹最正确射角、方向角

3、下的最正确开舱作用时间的优化计算,得出了最 佳射击条件下的开舱时间，为延期解除保险时间确实定提供了依据。在此基础上， 提出了适应超近程主动防护系统火箭母弹引信的平安系统新方案，以及复合式惯 性制动后坐保险、燃气动力延期解除保险两个冗余解除保险技术。从考虑勤务处理平安性、发射时作用可靠性和对解除保险环境信息感知灵敏 度方面,分析了制动后坐保险机构摩擦系数的影响。采用二维数值计算方法预测 了复合式惯性制动后坐保险动力学特性,基于三维实体模型的仿真验证了其平时 平安性和发射时解除保险作用可靠性。仿真和射击试验结果说明，与传统后坐保 险机构相比,复合式碰撞制动后坐保险机构的稳定性、平安性更好,且工艺易

4、保证。 根据固体火箭发动机燃气压力快速骤升、稳定持续和骤降变化的特点,提出了应 用于超近程主动防护系统火箭子母弹母弹引信平安系统的另一个解除保险技术， 即燃气动力延期解除保险技术,解决了发动机喷口燃气推力大、启动时冲击大情 况下活塞运动不稳定、开关动作易抖动的关键问题。利用电子延时器的设计柔性、普适性等优点,结合燃气动力活塞式解保开关 能准确捕捉内弹道起点的特点,按节流孔减压、调节原理,设计了一种控制电子延 期保险电路、电源、电火工品的多功能燃气动力控制开关。其创新之处,在于依 靠一个刚性活塞零件的运动，实现了电路保险与解除保险、电源接电的“常开” 作用；电路或电火工品短路的“常闭”作用。由缓

5、冲盂结构的两个串联压力调节 腔感知高压燃气,腔气体压力作适当节流降压、调节后使得启动开关的冲量稳定, 保证了开关的动作可靠；采用切断销实现平时保险,受预先设计的燃气压力阈值 控制。在火箭发动机压力的快速上升段启动所有开关，保证了勤务处理和非正常 发射时平安性,也确保了在出炮口前给炮口感应装定电路、引信电路供电等。该装置无预压弹簧元件,结构简单且易于长期储存。采用N-S方程和k- e湍 流模型,将喷口作为计算边界,根据某型火箭发动机压力测试曲线,数值计算燃气 射流作用下,缓冲盂压力调节结构气室流场,观察其输出压力稳定性,预测了保险 开关的燃气压力调节特性。通过气室流动的数值计算、静动态试验验证,

6、结果表 明,燃气动力活塞式解除保险开关在燃气压力变化的情况下,启动快,具有压力调 节鲁棒性,活塞运动稳定，保证了开关接通、断开不抖动,延期保险电路的电学性 能好。采用高精度可编程电子计时和炮口感应装定开舱作用时间技术,严格控制 计时起点，以减小内弹道弹丸运动不稳定带来的时间误差,保证了在超近程作战 情况下,母弹引信开舱点精度。设计了超近程主动防护系统火箭子母弹引信的炮口感应装定装置，与高精度 数字式电子定时器和燃气动力活塞式解除保险开关形成母弹引信的可编程电子 计时系统,可以实时控制电源接电、延期解除保险和定时开舱的各个作用节点。 提出了分布式引信电路抗干扰设计原那么，采用单点串并联混合接地措施,提高了 感应电路、延时电路、起爆电路的抗干扰性和作用可靠性。在理论研究的基础上, 研制了母弹引信原型样机，进行了炮口感应装定、解除保险的联动射击试验。结 果说明,母弹引信感应装定开舱作用时间正确，引信可靠解除保险,燃气动力活塞 式解除保险开关密闭性良好,剪断销剪断可靠,接电开关和短路开关动作正确、接 触稳定可靠。通过回收试验验证了母弹引信实现精确开舱的功能。