某增程弹技术难点分析

开篇：润墨网以专业的文秘视角，为您筛选了一篇某增程弹技术难点分析范文，如需获取更多写作素材，在线客服老师一对一协助。欢迎您的阅读与分享！

【摘 要】本文从理论上对迫击炮火箭增程弹相对于制式迫弹的技术难点进行了分析，对迫击炮火箭增程弹在研制中可能遇到的技术难题做了预见性分析。

【关键词】增程 小推力发动机 端燃药柱及其包覆 折叠式尾翅

为了使迫击炮在保持其固有优点的同时扩展其功能，实现同一炮上能发射多种功能的弹丸以弥补其缺点和不足，我厂于六十年代、八十年代末和新世纪之交先后进行了三代某迫击炮火箭增程弹的研制。前后虽经历将近40年的时间，但至今仍未取得满意的科研成果即完成设计定型。究其原因虽是多方面的，但其中主要原因之一属于技术方面的。现将迫击炮火箭增程弹的技术难点做一理论上的探讨和分析。

一、战技指标与制式弹相比：射程增加，而威力及密集度不能降低

（一）根据以往上级下达的立项计划和对该科研项目的方案论证，通常对增程弹战技指标的要求都是：

1.为了保证勤务处理和使用装填比较方便，要求增程弹比起相应的制式迫弹来，全弹重量及全弹长度只能略有增加。对于炮口装填的120迫击炮，由于炮口较高，这一点更为重要。

2.增程率：大致是I型>40%，II型>80%，III型>120%。随着时间的推移，越是现代战争，就要求有越高的增程率，即在保持迫击炮轻便机动灵活等固有优点的基础上增加一定射程，以弥补迫击炮射程较近的缺点，提高其较远距离的压制和打击能力。

3.战斗部的威力以及弹丸的地面密集度，与制式弹保持相当或略有提高，即不能因为增程而降低或牺牲掉威力及密集度指标。

（二）从设计要求看，主要是弹重与射程的矛盾，如I型制式迫弹重量为16kg，而I型增程弹弹重要求不大于20kg， 即增加重量不大于25%，而射程增加要求达40～50%以上。可供选择的弹形方案有迫弹形（早期的I型制式迫弹为水滴状、后来的II型制式迫弹为枣核状，都属于次口径燃烧室）、火箭状（同口径燃烧室）等。在弹长相同的情况下，次口径燃烧室的火箭增程弹弹重较轻但威力及增程量受到限制；而同口径燃烧室的火箭增程弹，其威力及增程量容易保证但弹重较重。

二、从增程弹的战技指标分析其技术难点

显然，上述对增程弹战技指标的要求是比较苛刻的。这主要表现在以下几个方面：

（一）由于制式弹的弹形已趋完善，没有更大的潜力可挖；而受炮的强度及其机动性的影响，弹丸的发射膛压及初速已不可能再有明显提高；要使射程明显增加，唯一的可行途径是采用火箭发动机，在发射后通过发动机喷火助推以增加弹丸的飞行速度。

（二）由于在原基础上纯粹增加了火箭发动机，势必增加了弹丸的飞行重量和全弹重量，使战斗部的重量和弹丸的威力受到了限制和影响。

（三）由于增加了火箭发动机，势必会使弹形有所改变和全弹长度有所增加。弹形改变会导致空气动力性及弹道系数变坏，使弹丸在飞行过程中的阻力增大而稳定性降低，影响到射程和地面密集度；弹长增加还会导致勤务处理和使用装填的不太方便。

（四）由于增加了火箭发动机，增程弹的散布精度只能比迫弹差，不会比迫弹好。因为增程弹除了具备影响迫弹散布的各种因素以外，较迫弹还多了主动段引起散布的各种因素，例如：主动段起点弹道倾角的变化，推力的变化（如P-T曲线的一致性和推力偏心等），从炮口到主动段延期时间的变化等。

（五）发动机有短时间大推力的和长时间小推力的两种可供采用（能保持主动段等速飞行的发动机亦称为续行发动机，如巡航导弹）。短时间大推力的发动机，由于推力的爆发性导致弹的飞行速度激增，对弹道的飞行稳定性不利，从而使地面密集度变坏；长时间小推力的发动机，则由于推力及速度增加平稳，对弹道飞行稳定性基本上没有影响，对地面密集度的影响也较弱，但此发动机的实现难度较大，主要技术难点在于：箭药必须加以包覆处理使其等面积端燃，推力小而平稳，因此要获得足够的增程就必须使发动机工作较长的时间，发动机的长时间工作又会导致对燃烧室等零部件的高温烧蚀。如采用长时间小推力的发动机，则箭药柱必须设计成等截面端燃方式，须对箭药柱进行包覆处理。包覆套与药柱之间必须粘贴紧，而不能留有空隙脱粘，否则会造成燃烧室压力不稳定产生剧烈变化。包覆套，挡药板等零件，如果在烧蚀后产生碎块，细沫，焦油等，可能导致对发动机喷火孔的堵塞而形成压力不稳甚至爆炸。另外，战斗部与发动机室之间必须隔热，以免燃烧室的高温引起战斗部炸药的爆炸。

（六）火箭的点火方式有惯性点火具和火焰点火具。无论哪种点火具，都具有一定的加工及装配难度，且延期点火的时间都存在或然误差，难以精确控制。此外，增程弹的引信与一般炮弹的引信不同，如采用大推力陡加速的发动机，则引信必须能承受发动机工作时二次推力的作用。

（七）由于增加了火箭发动机，使弹的加工装配工艺难度增大和制造成本增加。比如从设计角度来讲，发动机壳体既不能太厚也不能太薄。太厚了会增加消极重量，而太薄了则其强度难以保证发射时的过载和发动机工作时的高温烧蚀。发动机壳体内壁必须有隔热层加以保护；发动机喷喉，必须采用耐高温烧蚀材料，这种材料不仅价格昂贵而且加工工艺性很差。

（八）由于迫弹的重心一般靠前，其弹道追随稳定性较好，一般迫弹只需采用同口径尾翅即可保证飞行稳定。而增程弹的重心相比之下后移，因此稳定储备量不够，飞行稳定性相对较差。为解决这一矛盾，增程弹则须采用折叠式尾翅。折叠式尾翅的张开方式有前张式和后张式，折叠方式有切向折叠和径向折叠，张开的动力有借助于发射时气体压差的气缸活塞型和机械动力弹簧型等，一般都采用同步机构保证尾翅张开的一致性，并保证尾翅张开到位后的自锁。折叠式尾翅片在出炮口后即张开成超口径，通过增大迎风受力面积使压心后移，以保证弹的飞行稳定性。同时为了消除弹丸因外形不对称，质量偏心和推力偏心等对地面密集度的影响，增程弹一般必须采用尾翼斜置或斜切翼面的方式使弹在出炮口后产生旋转。由于增强弹一般只打远程而不须打近程，射角一般在60度以下，所以弹丸的旋转对弹道稳定性一般只有好处而无坏处。总体来说，增程弹的尾部及稳定装置比迫弹更为复杂。

（九）发射时的底火迫击与发动机工作时喷火之间的矛盾。迫击发射时基本药管和底火必须位于弹的最尾部；而发动机工作即燃烧室向后喷火时其火焰区不能有任何部件（除非喷管为侧面对称布置的斜向后喷方式），所以在结构设计时必须保证尾管部件在膛内发射时保险销被剪切，在出炮口后即被抛掉。

三、III型增程弹的关键技术

（一）在满足战技指标的前提下，火箭增程弹的总体结构设计技术；

（二）高效率、高可靠度的小推力火箭增程发动机（包括其高精度延期点火系统，火炮火焰点火系统5秒，另一种为惯性点火系统）结构设计技术；发动机不仅要耐长时间烧蚀而且必须能承受发射时的过载强度；

（三）大长细比双基推进剂长时间端燃药柱的包覆技术及工艺（提高发动机的比冲量，包覆套长度保持不变）；侧面包覆的脱粘及可靠性（发动机工作时间长达17秒的小推力，三元乙丙橡胶包覆材料和工艺，装药的脱粘与包覆层烧蚀）；

（四）耐烧蚀，耐高过载的增程发动机挡药板结构设计方法及制造工艺技术（硅基钨酚醛做挡板药材料，因烧蚀，包覆层碳化碎片堵塞喷喉会引起压力跳动推偏增大）；

（五）稳定装置及尾部设计技术：尾管采用高强度铝合金，保证在膛内发射时靠发射力剪断保险销，与弹体分离而溅落在炮口前方80m以上，同时给出发动机的喷气通道。六片前张式刀状尾翼采用高强度合金铝，尾翼出炮口后必须同步张开到位即行自锁；采用带斜切角的刀状尾翼，以减少炮口扰动和实现低速旋转。

四、结束语

迫击炮火箭增程弹由于存在一定的技术难度，因此长期以来一直较难圆满地实现。相比迫弹的增程来，榴弹的增程则较易实现且更有实用价值。从增程弹的战技指标来看：

（一）由于榴弹是后膛装填，因此当全弹重量及全弹长度略有增加时，仍能保证勤务处理和使用装填比较方便。

（二）增程率更容易实现。

（三）战斗部的威力不会降低，弹丸的地面密集度也较易保证。

作者简介：

苏虎仁（1962―），男，汉族，江苏阜宁人，淮海工业集团科技带头人，研究员级高级工程师，长期从事增程及子母弹药研究，经研制的多个项目完成设计定型并获奖。庞俊慧和杨波为项目组成员、工程师。