低壓環(huán)境下膛口沖擊波實驗研究

朱冠南，王爭論，馬佳佳，王巧

(南京理工大學 瞬態(tài)物理國家重點實驗室，江蘇 南京210094)

0 引言

膛口流場具有非定常、湍流、多相和方向性特點，同時伴隨著化學反應(yīng)的進行［1］。膛內(nèi)高溫、高壓火藥燃氣的流出會在膛口外形成射流，形成膛口沖擊波，同時會產(chǎn)生膛口焰、膛口煙、噪聲波等。膛口流場中沖擊波的形成和傳播特性與外界環(huán)境的影響密切相關(guān)。戰(zhàn)機通常在海拔12 km 以內(nèi)飛行，此高度下的壓力、溫度、濕度等環(huán)境因素遠不同于地面，加上來流的影響，航炮的膛口流場與地面環(huán)境下的膛口流場有很大區(qū)別，射擊時產(chǎn)生的射流和沖擊波會對飛行員、戰(zhàn)機蒙皮和機載設(shè)備產(chǎn)生較大影響［2］。新型戰(zhàn)機對航炮武器系統(tǒng)的設(shè)計提出了“內(nèi)埋式結(jié)構(gòu)、高初速、高射速”等具體要求，因而，航炮的膛口沖擊波會對戰(zhàn)機產(chǎn)生更大的影響。因此，為最大限度地減小航炮發(fā)射時對戰(zhàn)機的影響，有必要開展高空環(huán)境下膛口流場研究，為航炮炮口流場控制技術(shù)提供理論依據(jù)。

關(guān)于高空膛口流場的研究，Smith［3］利用20 mm航炮研究了航炮沖擊波的能量傳遞與分布規(guī)律，以及飛機飛行馬赫數(shù)和高度對航炮沖擊波的影響，建立了航炮膛口沖擊波的經(jīng)典理論。Wortman［4］用20 mm航炮在地面進行了炮口沖擊波衰減實驗。文獻［5-6］中用7.62 mm 步槍進行了馬赫數(shù)0 ～1.8 的槍口沖擊波風洞吹風實驗，并對27 mm、30 mm 航炮膛口沖擊波進行了地面實驗。Schmidt 等［7］在20 mm口徑炮上研究了不同的彈丸初速與膛口初始沖擊波和火藥燃氣沖擊之間的聯(lián)系。Klingenberg［8］研究了膛口沖擊波的衰減規(guī)律和膛口焰的形成機理及其影響。由于行業(yè)背景原因，20 世紀80 年代以后，很難獲得國外的相關(guān)研究結(jié)果，但從國外航炮已采用內(nèi)埋式安裝可見，一些發(fā)達國家已經(jīng)掌握高空環(huán)境下航炮炮口流場控制技術(shù)。國內(nèi)對地面火炮的膛口流場研究較為充分［9-11］，對高空環(huán)境中膛口流場的實驗研究尚處起步階段。

本文通過低壓艙配合抽真空裝置得到不同海拔高度對應(yīng)下的低壓環(huán)境，利用小口徑武器研究環(huán)境壓力對膛口沖擊波的影響。

1 實驗系統(tǒng)

由于實驗條件的限制，模擬高空環(huán)境時，忽略了溫度、濕度和來流等因素的影響，僅模擬了低壓環(huán)境。實驗系統(tǒng)主要由低壓環(huán)境模擬系統(tǒng)、壓力測試系統(tǒng)和實驗槍等組成，如圖1 所示。

低壓環(huán)境模擬系統(tǒng)主要由低壓艙、抽真空裝置和壓力監(jiān)測器組成。低壓艙長4.5 m，直徑2.6 m，進、出氣口與真空泵相連，有3 對觀察窗。抽真空裝置可根據(jù)實驗?zāi)M的海拔高度調(diào)整低壓艙內(nèi)的壓力，其極限壓強為2.67 ×10-3kPa，功率為55 kW，抽氣速率可達600 L/s. 壓力監(jiān)測器與低壓艙相連，實驗時監(jiān)測艙內(nèi)環(huán)境壓力的變化。

圖1 實驗系統(tǒng)示意圖Fig.1 Schematic diagram of experimental system

壓力測試系統(tǒng)由壓力傳感器、信號調(diào)理儀和數(shù)據(jù)記錄儀組成。壓力傳感器采用壓阻式傳感器和壓電式傳感器兩種，壓電式傳感器用于測量膛口處的壓力，同時作為數(shù)據(jù)記錄儀的外觸發(fā)信號，壓阻式傳感器用于測量各測試點的壓力;信號調(diào)理儀用于將傳感器獲得的微電荷信號放大;數(shù)據(jù)記錄儀采用Tektronix TDS2024b 型。

實驗用槍為無膛口裝置的7.62 mm 步槍，身管長570 mm，擊發(fā)裝置采用電磁閥，收彈裝置為橫置的圓柱形鐵桶，桶內(nèi)填充鐵彈珠及鋼絲。

2 實驗方法

實驗選取了海拔高度0 mm、2 mm、4 mm、6 mm、8 mm、10 mm、12 km 對應(yīng)下的大氣壓力值，海拔高度與大氣壓力如表1 所示［12］。

表1 我國標準大氣簡表Tab.1 Standard atmosphere

測試點的位置以膛口中心為原點扇形分布，壓阻式傳感器與膛口中心同高。測試點共分布在7 個方向上，相鄰方向之間間隔22.5°，各個方向上的相鄰測試點間距離相差250 mm，膛口壓力測試點分布如圖2 所示，如此的布設(shè)方式便于后期的插值處理。

圖2 膛口壓力測試點分布圖Fig.2 Distribution of test points

實驗時，先密閉低壓艙，運行真空泵，通過壓力監(jiān)測器實時監(jiān)測低壓艙內(nèi)的壓力，當?shù)蛪号搩?nèi)的環(huán)境壓力達到并略低于實驗壓力值后，關(guān)閉真空泵，再通過低壓艙上的閥門微調(diào)艙內(nèi)壓力;射擊時，膛口的壓電傳感器作為數(shù)據(jù)記錄儀的外觸發(fā)信號，當膛口的壓電傳感器測得的壓力信號經(jīng)放大后傳至數(shù)據(jù)記錄儀，達到預(yù)先設(shè)置的觸發(fā)電平后，數(shù)據(jù)記錄儀開始采樣;各測試點的壓阻傳感器得到的壓力信號，經(jīng)信號調(diào)理儀放大后，記錄在數(shù)據(jù)記錄儀中。實驗在每個環(huán)境壓力值下重復(fù)3 次。

3 實驗結(jié)果及分析

實驗時采用相同批次的制式彈藥，彈丸質(zhì)量m=7.9 g，裝藥量ω=1.69 g，經(jīng)實驗測定，實驗用彈的平均膛口壓力pg=31.4 MPa，彈丸平均初速v0=769.7 m/s. 實驗時記錄的室內(nèi)溫度約為26 ℃，相對濕度約為60%.

據(jù)對7.62 mm 彈道槍進行的膛口流場實驗研究可知，在常壓條件下，彈丸底部出膛時，t =0 μs，大約t= -200 μs 時，初始沖擊波形成;彈丸出膛后，便形成火藥燃氣沖擊波，但此時的火藥燃氣沖擊波波陣面在射流下游并未封閉，由于初始流場的存在，初始射流的核心區(qū)域為高速、低壓氣流區(qū)，膛口正向的火藥燃氣在此區(qū)域內(nèi)被加速，形成冠狀氣團，最終產(chǎn)生冠狀沖擊波;t =200 μs 左右時，火藥燃氣沖擊波會追上并逐漸吞沒初始沖擊波;當膛口沖擊波與火藥燃氣射流脫離之后，開始依靠自身能量向外膨脹，此時的膛口沖擊波稱為膛口遠場沖擊波。圖3為膛口流場圖［9］，圖中可見各沖擊波。為便于分析，定義膛口外一點與膛口中心的連線和身管中心線之間的夾角為θg;定義流場中某點到膛口中心的距離為r.

圖3 膛口流場陰影圖Fig.3 Shadow graph of muzzle flow field

3.1 膛口壓力曲線

圖4為31號測試點在0 km、6 km 和12 km 高度對應(yīng)環(huán)境壓力下的膛口壓力隨時間變化的曲線圖。各曲線的峰值對應(yīng)的是火藥燃氣沖擊波波陣面壓力，該峰值在圖4(a)～圖4(c)中表現(xiàn)為依次減小，火藥燃氣沖擊波掃過后，壓力會急劇下降至低于環(huán)境壓力，并伴隨一系列脈沖噪聲波;在火藥燃氣沖擊波之前有一個較小的壓力峰值，對應(yīng)的是初始沖擊波波陣面壓力，此沖擊波由彈丸壓縮膛內(nèi)氣體形成。實驗在低壓環(huán)境下與常壓環(huán)境下得到的膛口壓力曲線基本一致，可見，低壓環(huán)境下的膛口沖擊波也是由初始沖擊波、火藥燃氣沖擊波、一系列噪聲波組成，且火藥燃氣沖擊波的強度要明顯大于初始沖擊波和噪聲波。

3.2 沖擊波超壓隨測試距離和角度的變化

圖5 為θg=45.0°時，膛口沖擊波超壓Δp 隨測試距離r/d 的變化曲線圖(d 為槍管口徑)，圖中為冪函數(shù)曲線。由圖5 可見，在各海拔高度對應(yīng)環(huán)境壓力下得到的沖擊波超壓隨測試距離的增大呈冪函數(shù)規(guī)律減小。隨著膛口遠場沖擊波的傳播，沖擊波正壓區(qū)不斷的拉寬，受壓縮的空氣量不斷增加，所以單位質(zhì)量空氣的能量會減小;其次，由于波陣面不斷增大，單位面積上的能量分布會減小;另外，波前未擾動空氣受沖擊絕熱壓縮會產(chǎn)生能量消耗。所以，膛口沖擊波波陣面壓力隨著傳播距離的增大迅速衰減。在另外6 個測試方向上，沖擊波超壓隨著r 的變化均表現(xiàn)出良好的冪函數(shù)規(guī)律。

圖4 31號測試點壓力隨時間的變化曲線圖Fig.4 Pressure at test point 13

圖5 超壓峰值隨測試距離的變化曲線圖Fig.5 Peak overpressure versus distance

圖6為r =500 mm 時，膛口沖擊波超壓隨測試角度的變化曲線圖。由圖6 可見，當45.0°≤θg≤167.5°時，在各環(huán)境壓力下得到的超壓峰值隨θg的增大減小較快;測試角度由22.5°變?yōu)?5.0°時，隨著環(huán)境壓力的降低，超壓峰值減小緩慢甚至有小幅升高。分析認為，在火藥燃氣流場前期，在射流發(fā)展和彈丸的作用下，火藥燃氣沖擊波在射流下游前端并未閉合。由于初始沖擊波射流內(nèi)自由膨脹區(qū)的存在，部分火藥燃氣得以加速成為冠狀氣團，繼而產(chǎn)生冠狀沖擊波，其與原火藥燃氣沖擊波相交產(chǎn)生交界面，此間斷面處的超壓小于其附近位置的沖擊波超壓。在常壓環(huán)境下，速度間斷面位于測試坐標軸的22.5°和45.0°之間，如圖3 所示。當環(huán)境壓力減小時，初始流場會減弱，在初始射流核心區(qū)域內(nèi)被加速的火藥燃氣會減少，冠狀氣團質(zhì)量的減小會導(dǎo)致冠狀沖擊波尺寸的變小。在陰影圖像中表現(xiàn)為原火藥燃氣沖擊波與冠狀沖擊波的相交間斷會不斷下移而靠近22.5°測試方向，因而22.5°方向測得的超壓峰值與45.0°方向的超壓峰值差距越小。

圖6 火藥燃氣沖擊波超壓隨測試角度的變化曲線圖Fig.6 Peak overpressure versus angle

3.3 超壓峰值隨環(huán)境壓力的變化

圖7(a)、圖7(b)、圖7(c)、圖7(d)分別為測試距離為250 mm、500 mm、750 mm、1 000 mm 時的各測試點得到的超壓峰值隨環(huán)境壓力變化的曲線，圖中p0為實驗環(huán)境壓力。各圖中第1、2 兩條直線的接近或相交是由于火藥燃氣沖擊波中冠狀沖擊波的能量比例隨著環(huán)境壓力降低而變小的結(jié)果。由圖7可見，這些測試點處的膛口沖擊波超壓峰值隨環(huán)境壓力的減小呈線性下降的趨勢。表2 為各海拔高度對應(yīng)環(huán)境壓力下得到的膛口沖擊波超壓與常壓環(huán)境下的膛口沖擊波超壓比值平均值，由表2可見:高度每上升2 km，膛口的沖擊波強度下降10%左右。當h=12 km 時，膛口沖擊波的強度僅為地面環(huán)境的41.4%。分析認為，環(huán)境壓力的降低，沖擊波陣面前后的壓力差會增大，沖擊波衰減的速度會加快，因而隨著環(huán)境壓力的減小，膛口沖擊波強度會越來越小。膛口遠場沖擊波超壓隨初始環(huán)境壓力的實際變化規(guī)律，要遠比線性變化復(fù)雜，但此結(jié)果在今后的航炮炮口沖擊波研究過程中有一定的參考意義。

圖7 不同測試距離上超壓隨環(huán)境壓力的變化曲線圖Fig.7 Peak overpressure versus height

表2 低壓環(huán)境中沖擊波超壓與常壓環(huán)境下的比值Tab.2 Ratio of overpressures

3.4 膛口沖擊波傳播速度隨環(huán)境壓力的變化

圖8 為22.5°和45.0°測試方向上膛口沖擊波傳播速度隨環(huán)境壓力變化的曲線圖，其中，v12、v13、v14分別為θg=22.5°，12號～14 號傳感器間三段距離上沖擊波傳播的平均速度;v22、v23、v24分別為θg=45.0°，22號～24 號測試點間三段距離上沖擊波傳播的平均速度，圖中的橫坐標刻度為對數(shù)變化。由圖8 可見，膛口沖擊波在遠場的傳播速度隨傳播距離的增大而逐漸減小，隨著環(huán)境壓力的減小，膛口沖擊波的平均傳播速度逐漸增大，且呈對數(shù)關(guān)系變化。

圖8 膛口沖擊波平均傳播速度隨環(huán)境壓力變化曲線圖Fig.8 The average propagation velocity of shock wave

4 結(jié)論

本文模擬了高空環(huán)境，以7.62 mm 槍代替航炮進行低壓環(huán)境下膛口沖擊波研究，通過對實驗結(jié)果的分析，可得出以下結(jié)論:低壓環(huán)境下，火藥燃氣沖擊波仍是膛口沖擊波危害的主要研究對象，膛口遠場沖擊波強度隨測試距離的增大呈冪函數(shù)規(guī)律衰減;隨著環(huán)境壓力的降低，冠狀沖擊波的尺寸逐漸減小，膛口沖擊波強度近似呈線性減小，高度每上升2 km，膛口的沖擊波強度下降約10%. 這些研究結(jié)果為航炮炮口流場控制裝置的特殊結(jié)構(gòu)設(shè)計指出了參考方向。下步的研究需要設(shè)計膛口裝置，進行高空環(huán)境溫度和來流的模擬，開展近真實高空環(huán)境下的帶膛口裝置槍口流場研究。

References)

［1］尤國釗，許厚謙，楊啟仁. 中間彈道學［M］. 北京:國防工業(yè)出版社，2003.YOU Guo-zhao，XU Hou-qian，YANG Qi-ren. Intermediate ballistics［M］. Beijing:National Defense Industry Press，2003. (in Chinese)

［2］楊志煥，王正國，李曉炎，等. 炮口沖擊波的生物效應(yīng)研究［J］.彈道學報，2002，12(3):55 -58.YANG Zhi-huan，WANG Zheng-guo，LI Xiao-yan，et al. Studies on biological effects of muzzle blast wave［J］. Journal of Ballistics，2002，12(3):55 -58. (in Chinese)

［3］Smith F. A theoretical model of the blast from stationary and moving guns［C］∥Proceedings of the First International Symposium on Ballistics. Washington:American Defense Preparedness Association，1974:17 -73.

［4］Wortman A. Unsteady flew phenomena causing weapons fire-aircraft engine inlet interference problems theory and experiments［J］. Unsteady Aerodynamics，1975，1:299 -314.

［5］Mabey D G，Capps D S. Blast from moving guns［J］. Journal of Aircraft，1977，14(7):687 -692.

［6］Mabey D G. Some measurements of gun blast on a lightning aircraft［J］. Aeronautical Journal，1979，83(825):350 -354.

［7］Schmidt E M，Kahl G D，Shear D D. Gun blast-its propagation and determination，AIAA paper No. 80-1060［R］. US:AIAA，1980:1213.

［8］Klingenberg G. Gun muzzle blast and flash［J］. Propellants，Explosives，Pyrotechnics，1989，14(2):57 -68.

［9］李鴻志，尤國釗. 炮口沖擊波的形成和分布規(guī)律以及減小炮口沖擊波途徑分析［J］. 華東工程學院學報，1977，1(1):26 -48.LI Hong-zhi，YOU Guo-zhao. The formulation，distribution and reduction of muzzle blast［J］. Journal of East China Engineering Institute，1977，1(1):26 -48. (in Chinese)

［10］李鴻志，高樹滋. 帶膛口裝置的膛口流場與沖擊波形成機理［J］. 南京理工大學學報，1979，3(2):1 -26.LI Hong-zhi，GAO Shu-zi. Mechanism of forming the muzzle flow field and shock wave system with muzzle sets［J］. Journal of Nanjing University of Science and Technology，1979，3(2):1 -26. (in Chinese)

［11］李鴻志，馬大為. 膛口沖擊波的遠場傳播規(guī)律［J］. 彈道學報，1992(1):25 -29.LI Hong-zhi，MA Da-wei. The propagating laws of muzzle blast far away from the gun［J］. Journal of Ballistics，1992(1):25 -29. (in Chinese)

［12］GJB365.1—87 高度壓力換算表［S］. 北京:國防科技工業(yè)委員會，1988.GJB365.1—87 Conversion table of height and pressure［S］.Beijing:Commission of Science，Technology，and Industry for National Defense，1988. (in Chinese)