БМ21122mm火箭弹

БМ-21+122mm火箭弹БМ-21122mm火箭弹设计说明 书 关于书的成语关于读书的排比句社区图书漂流公约怎么写关于读书的小报汉书pdf 原理简介俄罗斯M-21122mm火箭系统是20世纪60年代研制70年代初装备部队的火箭武器。是当时世界上最先进的火箭武器系统之一。除了军事装备非常发达的国家外，几乎遍及世界各个角落。截止1999年1月，全世界已经有80多个国家购买并装备了俄罗斯研制的M-21122mm火箭系统。发动机结构设计特点俄罗斯M-21火箭弹总体结构特点在战斗部上增加了一个阻力环，打击近距离目标时在战斗部与引信之间肩上阻力环，并采用加大的射角发射火箭弹，可减少距离散布。火箭发动机采用多喷管，有助于减少推力偏心。发动机内由两节火药装药径向固定，有助于减少燃气流偏心，有助于减少方向散布。采用管式螺旋定向发射 方案 气瓶 现场处置方案 .pdf气瓶 现场处置方案 .doc见习基地管理方案.doc关于群访事件的化解方案建筑工地扬尘治理专项方案下载 ，在弹上设置导向钮和弧形折叠尾翼，使得火箭弹在飞行过程中低速旋转并保持一定转速，有利于克服推力偏心和气动偏心减少方向散布。首次采用了单孔管状药两节式装药设计方法，使得燃烧室的空间得到充分利用，火药装药量有较大提高，并且使得燃烧室容易加工。首次采用大长细比方案，使得武器的使用性能得到很大的提高，因而收到了世界各国武器研制者的重视。发动机的结构分析：战斗部结构分析发动机结构分析该发动机由前燃烧室、后燃烧室、前装药、后装药、中间挡药板、后挡药板、前支架和后支架、导电盖及喷管组合件等几大部分组成。在发动机外 表 关于同志近三年现实表现材料材料类招标技术评分表图表与交易pdf视力表打印pdf用图表说话 pdf 面设置了前中后三个定心部。在后定心部上装有一个直径为10mm，高为8mm的导向钮。该火箭发动机前燃烧室是带底的，而后燃烧室是两端开口的圆筒。前燃烧室的后端，后燃烧室的前端，均车制了细牙螺纹，而且在螺纹处均设有圆柱定位面。前后燃烧室的厚度是不同的。前燃烧室壁厚为3.2mm，后燃烧室壁厚为3.75mm，在燃烧室内壁处均涂有0.1mm~0.3mm的隔热涂层。燃烧室材料为低碳合金钢14MnNi。燃烧室的总长度约为弹径的16倍，绝对长度接近2m。M-21火箭发动机的燃烧室的设计是比较合理的。与各零件连接的同轴性、 工艺 钢结构制作工艺流程车尿素生产工艺流程自动玻璃钢生产工艺2工艺纪律检查制度q345焊接工艺规程 性和密封性都设计得比较好，而且在减少燃烧室的质量、提高燃烧室的强度方面也有特色。一是把一根很长的燃烧室拆成前后两个燃烧室来设计，若是吧燃烧室设计成单节燃烧室，这会使得单根药柱变得过于细长，以至于药柱弯曲变形大，曾大了发动机的几何偏心。从工艺上来说，若按单节燃烧室来加工，由于燃烧室过于细长，在加工设备上和加工工艺上都会增加困难。再从减轻火箭弹全重来考虑，若设计成单节燃烧室，燃烧室的壁厚是比要按照后一节比较厚的壁厚来设计，这样就增加了一些消极质量。二是在燃烧室连接的同轴性和密封性问题上采取了一些措施，把前燃烧室设计成带底的的燃烧室，是前燃烧室与战斗部直接连接而不需要中间底，从而减少了连接部分的消极质量，减少了几何偏心。三是精燃烧室上的连接螺纹都设计成密封较好的高精度螺纹。既提高了同轴度有提高了密封性。四是采用了先进的冷挤热拔工艺。这种加工方法可以减少壁厚差，降低燃烧室内外壁的表面粗糙度，提高燃烧室的加工精度，由于采用冷挤热拔工艺，金属在加工工艺过程中冷作硬化，还可以提高金属力学性能，相应地使燃烧室质量减轻。M-21火箭发动机前后燃烧室内壁均涂有有机硅树脂为基料，三氧化二铬、云母做填料的隔热涂料，厚度为0.1mm~0.3mm。试验 证明 住所证明下载场所使用证明下载诊断证明下载住所证明下载爱问住所证明下载爱问 M-21火箭发动机工作结束后3s~7s，后燃烧室前部表面壁面温度已经达到600℃以上。若不加隔热涂料，燃烧室完全不能满足强度要求。喷管结构喷管是由尾管前段，尾管后段和喷管组成的。尾管前段和尾管后段是有40Cr合金钢加工制成后，由螺纹连接成一件。在尾管的前后锥体上分别模压了热固性塑料。尾管内腔是一个先略微收缩，然后平直，在呈略微扩张的形状。喷管是多喷管结构，共七个小喷管，其中六个沿喷管周向均匀分布，另一个小喷管安放在喷管座的中心位置。七个小喷管由喷管座通过螺纹连接在尾管后段上，然后通过尾巴管前段用螺纹连接到后燃烧室上。各喷管的收敛段和喉部用15号低碳钢制成，扩张段是用热固性塑料模压而成。在尾管前后段的内壁和喷管扩张段模压上热固性塑料，是为了减少发动机的热损失，减轻尾管质量，降低尾管本身的受热影响。由于七个小喷管是一次模压成型的，因此具有较好的同轴性。至于设计一段较长的尾管，一方面是为了安装弧形尾翼留出空间；另一方面是为了燃气通过尾管时可以得到整流，使得燃气的压力速度，温度分布趋向均匀，减少燃气的不对称性，以利于减少推力偏心，同时也提高推进剂的能量利用率。固药结构M-21有前后两个挡药板和前后两个支架。前一根装药药柱有前挡药板和前支架固定，后一根药柱是由后挡药板和后支架固定的。前支架置于前燃烧室的端头，因为它所处的环境比较好，即收到的热作用比较小，所以它由热固性塑料模压而成。它的形状像中间孔的圆锥台加上一个带有6条筋的圆环。前挡药板位于前药柱的后端，有内外环和连接筋组成，是一个整体结构。为了连接后支架，外环的内侧车制了螺纹，通过螺纹和后支架连接起来，并使发动机点火药盒固定于前挡药板与后支架制件。后支架是由内环和外环及4条筋连接而成的一个整体结构。后支架和前挡药板一起组成一个点火药盒支架。其作用有：作为前一根药柱的挡药板固定并保护点火药盒，是点火药盒在弹药勤务处理过程中不致损坏；起支撑固定后一根药柱的作用。M-21药柱的支承结构：挡药板挡药板起着防止燃烧室内的药柱堵塞喷管的后支承作用。当发动机工作的时候，挡药板经受高温高压高速气流的冲刷和烧蚀以及药柱惯性力和药柱两端压差的作用，因此它的工作条件十分恶劣。挡药板的设计要保证几点，首先是挡药板要有足够的强度和刚度，然后挡药板要有足够的通气面积是燃气畅通，还要每个通气孔的尺寸尽可能小，以免未燃尽的药块喷出而损坏喷管。轴对称的挡药板能够减少燃气偏心。M-21挡药板的材料为含碳量比较低的铸钢，这种材料的散热性能比较好，能够较快地将热量释放出去，以减少自身的烧蚀作用。中间挡药板的通气面积约为后挡药板的通气面积约为，而喉部面积为，通气面积与喉部面积之比分别约为1.6和2.3。我们可以看到中间挡药板有六根筋而后挡药板只有四根，我想这主要是从扩大通气面积来考虑的。但是单从通气面积角度来说这样的面积之比似乎有点过小，可能会影响到燃气的流动。然而由于在挡药板后面还有比较长的一段尾管，该尾管对于燃气有整流的作用，以减少燃气的不均匀性。另外，前挡药板的筋是比较矮的，而后挡药板的就比较高，这主要是因为燃烧室尾部的燃气速度高，对流换热系数比较大，挡药板的工作环境相对中间挡药板更为恶劣需要更高的强度。前支架由于推进剂药柱和金属壳体的热膨胀系数往往相差很大，因此在低温下，药柱与壳体之间沿轴向会有较大的间隙，使得在运输和使用过程中引起药柱的轴向窜动和碰撞；但是在高温下，又使得药柱承受很大的轴向压缩应力，有时候甚至会将药柱的顶端压坏。为了避免这些情况，M-21在前支架和药柱支架放置了缓冲垫。另外，还在药柱周围放置了一些松木条。这些木条可以在存储和运输时保持药柱不变形。这样可以减少火箭飞行时的偏心。木条在两千度高温时早已烧成灰烬。另外也可以在药柱外面粘贴药块。点火装置结构M-21火箭发动机的点火装置是有点火具、支架、导线等组成。而点火具是由点火药盒、环形布袋、小布袋、电点火药头和黑药组成。点火药盒是用0.5mm的铝板冲压制成的，为了有利于点火药所产生的一定压力和一定温度的燃烧产物点燃火药装药，盒盖中央开有直径为25mm的孔，而在点火药盒的底面上，开有4个对称分布的直径为10mm的底孔，面对后装药药柱一边。为保证火药不致因受潮降低性能，点火药盒盖与盒底以卷边结合，边缘涂以251号密封胶，在盒盖与盖底的开孔处，均在内表面贴上铝箔，边缘用胶加以密封。电点火的两根导线在盒内接在固定于盒底中心的两根铜制导线上，由铜制接线柱另一端的两根导线将其引出。两根导线通过支架、后装药药柱中心、后挡药板中心孔和喷管中间喷管孔，分别利用螺钉连接在导电盖上和喷管上。为了防止松动。确保电路导电可靠，在螺钉端面处用垫圈和弹簧垫圈压紧导线端头；为了点火可靠，点火药头用两个并联的MB-2M电点火头，电路电阻为1.25Ω~2.25Ω，安全电流为180mA的电流，持续5s~10s不发火，而在700mA的电流下能确实可靠发火。点火药采用易燃、燃速快、化学安定性较好的黑火药，其中2g的2号小粒黑药作为扩焰药，与电点火头痛装在一个小布袋内，80g的1号大粒黑药作为点火药装在一个环形布袋内，然后吧小布袋放置在环形布袋的中央，在将环形布袋放入点火药盒中，组成一个完整的点火具。发动机性能内弹道曲线这里我简单地编写了一段程序，适当考虑侵蚀和热损失，经过计算得到上面的曲线，从曲线中我们得到发动机的最大压强不超过7.5MPa，而燃烧时间大约为2s，这与实际燃烧实际那1.82秒略大，应该是侵蚀和其他实际因素考虑不够准确或完全没有考虑。稳定装置性能分析M-21火箭弹稳定装置的4个翼片呈弧形，沿弦向和展向均为等壁厚，是合金铝板冲压制成的。每片约占1/4圆弧，安装角为1°20’，覆盖在整流管1的外表面上，详解成圆形，气外径小于弹径。翼片在其根部卷压成轴孔，通过翼轴5和整流管相连接，4翼片可以围绕着平行于弹轴的翼轴旋转。在翼轴上套有压缩弹簧6，它的作用有两个：既使翼片能向外张开，又使翼片在张开过程中，能够沿着弹轴方向移动，使翼片卡在整流管的缺口内而得到固定。整流管是用薄钢管卷压而成，固定翼轴的孔座是焊接在整流管上的，而整流管则通过尾管后段连接到喷管组件上。为使4片尾翼同时张开，在整流管与尾管前段之间套有一个同步环7，当任何一片尾翼向外张开的时候，都可以带动同步环，推动其余翼片同步张开。实践证明，M-21火箭弹稳定装置的设计有所创新。M-21是最先采用弧形折叠翼来实现用管式发射架发射的尾翼弹。由于尾翼所占空间缩小，从而实现了一次齐射40发的愿望，大大地增强了一次齐射的威力。但是这种张开式圆弧形折叠尾翼，也存在一些不足，主要是受到自身结构的限制，弧形尾翼片展向的最大尺寸等于弹体外圆周长的1/4，从而限制了这种圆弧折叠翼的使用范围。此外，尾翼根部因通过卷成的轴孔用翼轴与整流管连接，尾翼根部的强度也不易保证。前者表现在使尾翼升力和稳定力矩受到限制，后者表现在容易引起尾翼根部的损坏。装药结构M-21采用了管状装药，有很多的优点：内外燃面使得其燃烧为等面燃烧。形状简单，制造工艺简单。由于形状简单，药柱无应力集中，同时药柱内部的应力为三向受压，药柱的强度较高。4、对M-21火箭弹的评价（1）战斗部质量18.4kg，射程20km，全弹质量66kg，这三个主要参数协调得好，因此该火箭弹机动性好，使用方便。全弹质量66kg，两个战士，每个承担30多千克就可以把火箭弹很快地装到火箭炮上去。（2）战斗部内安置两个预制破片筒，使威力得到很大提高。（3）打小射程时，在战斗部上加装阻力环，是距离散布大为减小。（4）稳定装置的尾翼片采用弧形尾翼片，使M-21火箭炮实现了管式发射，使一门火箭炮装弹40发成为现实，极大地提高了火力密度。（5）火箭发动机在同轴性上、密封性上、工艺性上采取了许多措施，因而火箭弹的密集度比较好。螺纹连接强度的校核M-21全弹采用的都是螺纹连接，这使得其结构更为紧凑。连接可靠。密封性好。查找资料可得，其中为作用力，为螺纹小径，s为螺距，n为螺纹的圈数。，代入上式可得：一般认为只有70%的螺纹受力，因此将螺纹的长度增加到1.5n，约为5~6圈，可见燃烧室的螺纹连接强度足够。燃烧室传热计算根据已知条件：，，，，所以，得到室壁的平均温度：隔热层内壁的温度：燃气传给单位面积壁面的热量为：燃烧室平衡压强查阅资料得到M-21相关参数：，，，（其中p的单位为），（7喷管），取热损失系数，流量系数，推进剂的尺寸两端包覆，管状装药，量侧面燃烧。在这里我们不考虑侵蚀效应，即取。由查表得到：；将a的单位转化为国际单位制：燃烧面积：喉部面积：代入方程：所以，；取初值进行迭代可以得到答案：；计算燃烧室压强跳动：这里仅计算由于喉部面积引起的燃烧室压强的变化。不考虑其他的因素引起的跳动则：，其中所以，即燃烧室强度校核查找资料得到：根据材料力学的知识，薄壁圆筒在内压力的作用下，其轴向应力和切向应力各为式中D为圆筒的平均直径，为壁厚；根据第四强度理论：由于对于内部受压的薄壁圆筒，，且和，简化上式得到：综合上述式子，并考虑到，则圆筒的最小壁厚为取，，压力波动系数取对于材料14MnNi，采用冷挤热拔的成型工艺之后，即使温度达到了500℃，其强度仍然还有400MPa，代入计算可得：在燃烧室内壁涂以0.3mm的隔热涂料可以有效保护燃烧室壁的强度。发动机制造工艺评价燃烧室冷挤热拔M-21火箭弹燃烧室的外形结构的基本特点是：相对壁厚（壁厚/直径）很小，长径比（长度/直径）和孔的深径比（孔深/孔径）都比较大，并且还具有厚的底部。类似这种壁薄、细长的筒形件是热冲盂-冷拔伸成形方法的典型制件。对于类似零件外形结构上的其他特点，例如该零件外形上具有不同直径的凸台，则可以采用半拔伸圆柱部和局部扩张圆柱部的成形方法。通过采用精备料、热压型和浅冲孔的方法可以获得壁厚差较小的盂坯。为了保证零件内、外表面的同轴度，在第一次冷拔伸以后，对坯料外表面进行车削，以消除材料表面的宏观缺陷和控制壁厚差。燃烧室的定心部系最后有胀形而成，扩胀定心部的局部胀形，实质就是将定心部胀处部分需要的材料留在内腔，即在内腔成形过程中预先留出扩胀定心部所需材料，而后在扩胀定心部时将这部分材料胀出成形。燃烧室的强度要求比较高，因而采取了在调制后给予坯料一定变形量的方法，使之强化。为了保持强化效果，在后续的成形过程中，不再进行坯料软化的退火处理，只是分别在成形过程中和收口后各进行一次消除应力退火。仿研单喷管根据要求，在保持燃烧室压强不变，外形结构基本不变的前提下，计算单喷管的喉部直径：由可得：；1.改成单喷管后可以降低加工精度如果说多喷管的加工误差为，那么采用单喷管的时候，其喉部直径的加工要求将会降低。其具体情况为：对于单喷管：；而对于多喷管：；于是可得：；对于M-21122mm火箭弹，如果采用单喷管，则其喉部的加工精度可以降低很多。。2.改为单喷管还有利于减少喷管的烧蚀考虑到喷管的对流换热系数为：，代入关系式：，得到：由此可见多喷管的对流换热系数为单喷管的倍。对于122mm火箭弹来说，因此对于相同的工作时间，多喷管的烧蚀将比单喷管严重，而且烧蚀引起的压力和推力的变化也会很大。还有就是，在多喷管的入口段存在这燃气的滞止区，这里容易形成涡流，对流换热系数相当大，对于热防护的要求比较高。虽然说单喷管会由于高温气体的喷张不均匀而引起推力偏心，这也是不可避免的。然而在多喷管的结构中，由于每个喷管的加工装配和烧蚀情况有差异，也会增大推力偏心。从这点来看，改为单喷管以后推力偏心相对于多喷管也不会太严重。另外，多喷管的膨胀比不但会受到发动机直径限制，还受到喷管相互的干扰。另外，单喷管的加工和安装都比较简单。3.单喷管对空间方面的影响我们还可以通过简单的计算得到单喷管的长度为多喷管长度的倍，重量也基本上是多喷管的倍。考虑到为了给尾翼留出安装的空间，尾管那一段是必须的，我们可以将喷管设计到原来尾管的位置，因此采用单喷管并不会增加弹尾的长度。至于重量的问题，采用多喷管虽然重量轻，但是其安装需要笨重的喷管座。也就是说总的来看，改为单喷管后重量不一定增加。实际上我通过使用PROENGINEER三维建模后分析得到其重量不但没有减少反而好减轻了1.2Kg。这还使得整个发动机部分的重心前移了将近40mm，对于尾翼弹来说重心前移的好处是可以增加稳定性。重心前移，而火箭外形没有改变，因此空气动力的作用点并没有改变，这样稳定力矩就变大了。4.单喷管的设计M-21喷管的扩张比为1.96，当我们在设计喷管的时候取燃烧室内的压强为20Mpa，海平面大气压为0.1Mpa，得到π=0.005。这样根据最佳推力计算，查图可得最大推力系数，。显然随着高度的增加，大气压会越来越低，这样的值将更大，如此之大的从结构上来看是不现实的。实际上我们取，我们知道一般固体火箭发动机都是工作在欠膨胀状态的。因为在扩张比与最佳扩张比相差不大的情况下，最佳推力系数是不会下降很多的，而减小扩张比带来的一个直接好处就是可以减少喷管的质量。由于我们的改研是在不改变火箭弹外形的前提下进行的，因此我们喷管的长度是确定的。所以我们可以算出此时喷管的扩张半角。我们知道扩张损失系数，扩张半角越小，扩张损失越小。当时扩张损失为，相比原多喷管的扩张损失减少了一半多。扩张段的粗糙度取Ra6.3。该喷管采用的是锥形的收敛面。由于过小的收敛半角可以减少喷管烧蚀，但是将使得结构重量增加，而过大的半角又会使得喉部附近附面层厚度增大，产生颈缩现象，造成较大的流量损失，同时喷管的烧蚀和凝固相沉积严重。一般取，这里我们选取了。事实上这里也为扩张段考虑了。因为为了方便装配，喷管是分为两段的，加工后采用螺纹连接的。我们知道喷管中喉部的环境是最恶劣的，那里的温度是相当高的，对于普通的双基推进剂来说那里的温度可以达到2500℃，如果将喷管的连接部分置于喉部，那螺纹的连接强度会收到很大的影响。因此螺纹连接部分必须尽量远离喉部。在喷管的扩张段，热能转化为动能，温度压强都急剧下降，可以考虑将螺纹置于扩张段下游。这样就要在扩张段留出空间，况且扩张段的扩张半角不能太小，因此选择是比较合适的。收敛段的粗糙度取Ra6.3。喷管喉部的长度这里选取了10mm，并在与收敛段和扩张段过度处导以R10的圆角，这样做有利于减少喷管的烧蚀和沉积。喉部的粗糙度取为Ra3.2。5.其他考虑到喷管喉部尺寸相对较小，因而外形也会比较小，而原来同步环安装的位置也正处于喉部，如果将同步环尺寸减少适应喷管的大小，那么将不能安装。因此考虑将同步环后移至喷管扩张段外部。这样可以节约材料，减少喷管的消极质量。尾翼片也要做出相应的改动。将拨动同步环的突起放置到后铰链处。同步环需要减少最大圆的直径。这样的改动在空间上是可行的。前后喷管连接采用了较长的圆柱面定位和一定长度的螺纹。这主要是因为在喷管扩张段燃气对喷管的作用力是向前的，而且此时燃气的压强已经比较小了，因而螺纹不需要很长，然而采用长的圆柱定位面可以减少同轴度的误差，这对减少推力偏心是有利的。总结通过这次对M-21火箭弹图纸的学习和实践操作，明白了M-21火箭弹的基本原理以及其中一些零件的作用及其优点。另外我们还将M-21的多喷管改成了单喷管，在这个过程中我们对火箭弹喷管的各个部分有了更加充分的理解。而且对于固体火箭发动机的计算的过程更加熟练了。这让我们对平时理论可上学习到的基本知识理解更加深刻。M-21火箭弹让我看到一个好的设计要全面考虑到更个方面的因素，要用于创新。总之，这次课程设计让我学到了很多的东西，对以后我在专业方面的学习打下了更加坚实的基础。