JPRMG

Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance >

2025 , Vol. 45 >Issue 6: 1029 - 1037

DOI: https://doi.org/10.15892/j.cnki.djzdxb.2025.06.009

Academic article

Research on Inertial Ignition Performance of Aerial Bomb Fuze under Extreme Conditions

  • LU Junhua , 1 ,
  • WANG Yuanchao 2 ,
  • YUE Mingkai 1 ,
  • ZHANG Cong , 1, 3, * ,
  • ZHANG Jingchu 1
Expand
  • 1 School of Equipment Engineering,Shenyang Ligong University,Shenyang 110159,Liaoning,China
  • 2 Shanghai Institute of Mechanical and Electrical Engineering,Shanghai 201109,China
  • 3 School of Electromechanical Engineering,Beijing Institute of Technology,Beijing 100081,China

Received date: 2024-09-05

  Online published: 2026-01-24

Fold

Abstract

The fuze ignition mechanism determines whether an aerial bomb can successfully detonate under extreme impact conditions.In order to optimize the mechanical structure of the fuze,a dynamic model of the inertial ignition mechanism in the air bomb fuze is constructed.The model simulates the work of inertial ignition mechanism when the airborne bomb hits the soil in a horizontal attitude under different delivery conditions,and the acceleration is calculated by empirical formula.In order to verify the accuracy of the established dynamic model,finite element analysis software is used for dynamic simulation.In order to verify the applicability of the empirical formula for acceleration calculation,a detailed numerical simulation is carried out on the process of aircraft bomb impacting the ground.The simulation results show that the calculation results of the dynamic model are highly consistent with the simulation results,which proves the validity of the model.However,through comparison,it is found that there is a large error between the acceleration calculated by the empirical formula and the simulation results.In order to improve this problem,the acceleration calculation method of soil impact is studied and improved.By optimizing the calculation method,the error between the calculation results and the simulation results is significantly reduced.After improvement,the maximum error of ignition time is reduced from 106.73% to 5.57%.This study provides a reference for the design optimization and performance evaluation of inertial ignition mechanism.

Key words： inertial ignition mechanism; dynamic model; impact on soil; bomb; numerical simulation

Cite this article

LU Junhua , WANG Yuanchao , YUE Mingkai , ZHANG Cong , ZHANG Jingchu . Research on Inertial Ignition Performance of Aerial Bomb Fuze under Extreme Conditions[J]. Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance, 2025 , 45(6) : 1029 -1037 . DOI: 10.15892/j.cnki.djzdxb.2025.06.009

0 引言

航空炸弹在当今的现代战争中扮演着至关重要的角色,其拥有强大威力和成本效益优势。为了加强国防实力、提升作战效能,发展大当量炸弹和完善弹药系统仍然是军事强国的重要发展方向[1]。引信作为决定弹药是否在适当时刻起爆的关键部件,对航空炸弹的效能发挥具有至关重要的作用。
然而,在不同的投放条件下,如高度、速度和投放角度等,航空炸弹引信在撞击地面时会呈现不同的动态响应,直接影响引信的发火性能。如果航空炸弹未能在目标处爆炸,将导致军队蒙受经济损失,破坏作战节奏,并在当地造成安全隐患。
因此,深入研究在不同投放条件下航空炸弹引信的发火性能规律,能够为改进引信设计提供理论支持,有助于提高引信的可靠性,具有重要的理论意义和实际价值。
已有许多学者对惯性发火机构进行了相关研究。Bui等[2]建立手榴弹万向惯性发火机构的动力学模型。娄文忠等[3]研究小口径炮弹引信大着角碰靶发火机构响应特性,建立大着角惯性发火机构的动力学模型。Ma等[4]建立径向惯性冲击开关的力学模型,并对径向惯性冲击开关进行仿真及实验验证。Liang等[5]对大加速度负载下惯性开关的冲击响应进行动力学分析,并进行实验,验证动力学模型的准确性。金怀成等[6]搭建某型杀爆弹惯性发火机构侵彻过程动力学仿真平台,进行联合仿真。
弹体侵彻目标时所受的加速度过载影响惯性发火机构的运动。研究终点弹道的相关参数已经成为侵彻领域的经典问题,相关的理论公式和数值模拟也已经相对成熟。
续俸恺等[7]以过载等效为原则,结合典型弹引系统等效模型和侵彻阻力模型,提出侵彻有限厚混凝土靶工况下引信的等效缩比方法。赵慧等[8]对战斗部进行有限元仿真并建立战斗部动力学模型。程祥利等[9]提出一种简化的侵彻战斗部-引信系统动力学模型,并通过仿真验证。Macko等[10]通过进行实验,建立手榴弹冲击砂时的速度经验公式,并用此公式求解冲击手榴弹引信内机械机构的运动方程。Piani等[11]提出一种新的半经验弹道模型,以计算炮弹在深度侵彻土壤等目标过程所受阻力。代慧宇等[12]用有限元仿真软件对弹引系统在不同情况下混凝土靶板侵彻进行数值模拟研究,并探讨弹体速度变化规律。王安宝等[13]提出一个新的通用型侵彻计算公式。董方栋等[14]结合试验提出刚性破片侵彻层合板运动模型。
飞机在特定角度下投弹,或地面存在倾斜角度时,炸弹将以水平姿态触及地面。在此情境下,惯性发火机构的运动规律将与正常撞击地面截然不同。
针对航空炸弹引信惯性发火机构的研究较为稀缺,与炮弹相比,航空炸弹引信结构和撞击地面的速度角度存在显著差异。为满足对航空炸弹引信惯性发火机构设计的优化和性能评估需求,本文对其进行受力分析,并建立相应的动力学模型。通过有限元软件对发火机构和侵彻地面过程进行了仿真,以验证所提出的动力学模型。

1 建立动力学模型

1.1 受力分析

该发火机构为双卡板式侧击机构,为便于仿真,将其适当简化,发火机构结构如图1所示。
图1 惯性发火机构结构图

Fig.1 Structure diagram of inertial ignition mechanism

图1(a)中,1为上侧击体;2为上激发体;3为弹道保险簧;4为击针;5为下激发体;6为火帽;7为下侧击体。图1(b)中,1为上侧击体;2为击针部件;3为弹道保险簧;4为火帽部件;5为下侧击体。简化后,将不进行接触的面去除;将上激发体、击针合为击针部件;将下激发体、火帽合为火帽部件。
惯性发火机构受力分析图如图2所示。
图2 惯性发火机构受力分析图

Fig.2 Force analysis diagram of inertial ignition mechanism

图中Fa1、Fa2为惯性力;N1为下侧击体对火帽部件支持力;N2为上侧击体对击针部件支持力;Ff3为下侧击体作用在火帽部件上的摩擦力;Ff4为上侧击体作用在击针部件上的摩擦力;Ft1与F't1分别为弹簧对火帽部件的弹力和弹簧对击针部件的弹力。上锥座材料为钢,击针部件材料为黄铜,钢-黄铜之间的动摩擦系数μ3=0.19。β=34.75°。由于击针部件与火帽部件向下运动的速度相同,并且火帽部件与击针部件采用间隙配合,故忽略击针部件与火帽部件间的摩擦力。
击针部件和火帽部件一起压缩弹簧相向运动,位移之和为xt时,达到发火位移。

1.2 动力学模型

炸弹阻力加速度为a,设炸弹侵入目标时最大阻力加速度为am,从引信触地瞬间到炸弹头部刚好全部侵入目标的时间tm。根据《引信设计手册》中弹丸跌落时的加速度过载曲线特征,和炸弹侵入目标的加速度曲线近似身管炮膛压曲线,因此阻力加速度和时间的关系可采取直线简化法替代,如图3所示。
图3 阻力加速度和时间的关系近似曲线

Fig.3 Approximate curve of the relation between drag acceleration and time

根据《引信设计手册》,炸弹撞击目标时的阻力经验公式(派洛蒂公式)为
R= 23 × 10 6 K mD2 1 + 1 2 V c 100 2
式中:炸弹进入目标时的直径D;炸弹着速Vc;目标特性系数Km,目标为地面时Km=4.7;
am= 23 × 10 6 M K mD2 1 + 1 2 V C 100 2
由于炸弹与土壤接触的面并非圆形,将其视为矩形,并对式(2)进行修改。
am= 23 × 10 6 M K mDmL 1 + 1 2 V C 100 2
式中:L为炸弹长度,未考虑炸弹尾翼的影响,L为0.71m。
tm= D 2 V c
式中:炸弹质量M=122kg。炸弹直径Dm=0.28m。
a= a m t m , t ≤ t m a m , t > t m
火帽戳击击针平均行程Lpj=2.835mm,戳击火帽走行e=1.5~2mm,发火所需位移xt=4.335mm。
1) 火帽部件运动方程如下:
F a 1 = m 4 a F a 1 = m 4 a N 1 = m 4 + 1 3 m 3 ( g + a ) s i n β F f 4 = N 1 μ 3 s i n β F t 1 = 4.3 + k ( x 1 + x 2 ) d 2 x 1 d t 2 = c o s β ( N 1 + m 4 g ) - F f 3 - F t 1 m 4 + 1 3 m 3
2) 击针部件运动方程如下:
F a 2 = m 2 a N 2 = ( m 2 g + F a 2 ) s i n β = m 2 ( g + a t ) s i n β F f 4 = N 2 μ 3 s i n β F '   t 1 = F t 1 = 4.3 + k ( x 1 + x 2 ) d 2 x 2 d t 1 2 = c o s β ( N 2 + m 2 g ) - F f 4 - F '   t 1 m 2
式中:m4为火帽部件质量,为37.3g;m3为弹道保险簧质量,为1.6g;k为弹簧刚度,k=0.33×103N/m;弹簧预压量为13mm,初始弹力为4.3N;m2为击针部件质量,为34g;x1为火帽部件位移;x2为击针部件位移。
由于炸弹加速度、弹簧弹力及摩擦力持续变化,击针及火帽加速度时刻变化,解析解难以求出,故运用4阶龙格库塔法迭代,以求解击针及火帽位移,最终得到击针及火帽达到发火所需位移所用时间及发火时的速度。
脚本流程如下:
1) 定义参数;
2) 计算am、tm;
3) 使用4阶龙格库塔迭代计算支持力、弹簧力、摩擦力及位移,并限制x1及x2大于0,即击针部件与火帽部件只能相向运动,循环结束条件为x>xt;
4) 输出结果。
飞机以最低高度,最低速度投弹,炸弹落地速度约为123m/s,故取着速为123m/s、150m/s、200m/s、250m/s、300m/s共5组数据进行计算。发火瞬发度计算结果如表1所示。
表1 不同着速下计算的发火时间

Table 1 Calculated ignition time at different velocities

Velocity/(m/s) 123 150 200 250 300
Time/ms 1.395 1.223 0.990 0.827 0.707

2 发火机构动力学仿真

炸弹水平落地时,过载很大,且支持力与过载有关,但由于时间很短,惯性发火机构的变形量很小。通过对300m/s撞击地面的发火机构进行仿真,其等效弹性应变小于0.015mm,对发火的影响可以忽略不计,故将惯性发火机构各零件设置为刚体,以节省仿真资源。仿真设置如图4所示。
图4 发火机构动力学仿真模型

Fig.4 Dynamic simulation model of ignition mechanism

上侧击体及下侧击体外壁为固定约束;下侧击体与火帽部件之间为摩擦接触,摩擦系数为0.19;上侧击体与击针部件之间为摩擦接触,摩擦系数为0.19;火帽部件与击针部件的2个台阶面上设置弹簧接触,纵向刚度330N/m,预载荷-4.3N;施加标准地球重力,方向竖直向下;施加加速度载荷方向竖直向下,大小同表2中设置。
表2 加速度设置

Table 2 Acceleration setting

Time/s X/(m/s2) Y/(m/s2) Z/(m/s2)
0 0 0 0
1.14×10-3 0 -14006 0
2×10-2 0 -14006 0
123m/s速度的部分仿真位移结果如表3所示,在1.393ms时,击针部件位移2.209mm,火帽部件位移2.164mm,合位移为4.373mm,大于xt,即发火。
表3 部分仿真位移数据

Table 3 Part of simulation displacement data

Step number Time/s Pin component
displacement/m		 Fire cap component
displacement/m
194 1.358×10-3 2.055×10-3 2.010×10-3
195 1.365×10-3 2.085×10-3 2.040×10-3
196 1.372×10-3 2.117×10-3 2.071×10-3
197 1.379×10-3 2.149×10-3 2.104×10-3
198 1.386×10-3 2.182×10-3 2.137×10-3
199 1.393×10-3 2.209×10-3 2.164×10-3
200 1.40×10-3 2.215×10-3 2.172×10-3
对应前文计算结果,进行仿真,发火时间仿真结果如表4所示。
表4 不同着速下仿真的发火时间

Table 4 The simulation ignition time at different velocities

Velocity/(m/s) 123 150 200 250 300
Time/ms 1.393 1.225 0.995 0.833 0.710
计算结果与仿真结果几乎一致,结果表明本文所建立弹体侧着地发火机构动力学模型具有准确性。

3 航空炸弹撞击地面过程仿真

由于加速度载荷对发火机构运动的影响较大,故进行航空炸弹撞击地面过程仿真,获取航空炸弹撞击地面时的加速度,以验证经验公式及加速度曲线简化的正确性。
根据文献[15-21],土壤介质材料采用*MAT_SOIL_AND_FOAM模型,具体参数如表5所示,单位制为mks。
表5 MAT_SOIL_AND_FOAM参数

Table 5 MAT_SOIL_AND_FOAM parameter

Mid ro g bulk a0 a1 a2
1 1800 1.601e7 1.328e8 3.3e-11 0 0
pc vcr ref lcid
0 0 0 0
eps1 eps2 eos3 eps4 eps5 eps6 eps7
0 0.05 0.09 0.11 0.15 0.19 0.21
eps8 eps9 eps10
0.22 0.25 0.3
p1 p2 p3 p4 p5 p6 p7
0 3.42e5 4.53e5 6.76e5 1.3e6 2.1e6 2.7e6
p8 p9 p10
3.9e6 5.66e6 1.23e7
本文采用拉格朗日算法进行仿真,由于炸弹侵彻土壤过程中,土壤的网格会产生畸变,导致结果不准确,故对土壤添加失效准则*MAT_ADD_EROSION,设置epssh为0.24,当土壤材料单元的某一截面由载荷所产生的剪应力超过了该值时单元删除。
由于引信发火时间很短,炸弹侵彻土壤过程中炸弹变形对加速度的影响不大,为简化计算,将炸弹设置为刚体,通过调整密度,将炸弹的质量设置为122kg。
使用三维建模软件,建立炸弹与土壤的实体三维模型,导入有限元软件。模型具有对称性,为加快计算速度,采用二分之一模型进行仿真。
由于实际土壤区域面积通常很大,将土壤除上表面及对称面外其余4个面均设置无反射边界,以模拟半无限靶。
为保证计算精度,将网格尽可能划分为六面体网格。由于网格尺寸可能影响计算结果精度,故在其他条件不变的情况下,将土壤网格划分为5mm渐变网格、5mm、6mm、7mm、8mm对炸弹加速度进行对比,结果如图5所示。
图5 不同网格尺寸的炸弹加速度对比

Fig.5 Comparison of bomb acceleration with different mesh sizes

网格尺寸越小,炸弹加速度曲线越平滑,结果更接近真实情况,但网格数量增多会导致计算时间增长。由于4mm网格尺寸已达到仿真计算机计算极限,故选择5mm渐变网格进行仿真,土壤上端网格更密集,下端更稀疏。网格划分结果如图6所示。
图6 有限元网格划分

Fig.6 Finite element meshing

航空炸弹撞击土壤仿真结果如图7所示。
图7 仿真速度云图(t=1ms,v=123m/s)

Fig.7 Simulated velocity nephogram (t=1ms,v=123m/s)

对123m/s速度撞击地面进行具体分析。图8为航空炸弹以123m/s速度撞击地面时,简化计算的加速度曲线与仿真得到加速度曲线对比图。
图8 仿真与计算的炸弹加速度对比

Fig.8 Comparison of simulated and calculated bomb acceleration

简化计算的加速度与仿真的加速度相比主要有以下区别:1.最大值更小,计算的最大加速度为14006m/s2,仿真的最大加速度约为24000m/s2;2.到达最大值的时间更少,计算达到最大加速度的时间为1.14ms,仿真达到最大加速度的时间约为0.6ms;3.为了简化计算,没有考虑速度减小后对加速度的影响。
图9为仿真与计算得到的击针部件、火帽部件速度对比:
图9 仿真与计算的击针部件、火帽部件速度对比

Fig.9 Comparison of the simulated and calculated velocity of the pin component and the fire cap component

计算的击针部件、火帽部件速度非常接近,且较仿真曲线更平缓。
图10为仿真与计算的击针部件、火帽部件位移对比。
图10 仿真与计算的击针部件、火帽部件位移对比

Fig.10 Comparison of the simulated and calculated displacement of the pin component and the fire cap component

4 改进仿真与计算

4.1 改进发火机构动力学仿真

由于简化计算的加速度与仿真得到的加速度存在较大误差,故通过将航空炸弹撞击地面过程仿真得到的加速度数据加载至发火机构动力学仿真,以得到真实性更高的发火机构动力学仿真。
对应前文计算结果进行仿真,发火时间仿真结果如表6所示。
表6 不同着速下改进仿真的发火时间

Table 6 The improved simulation ignition time at different velocity

Velocity/(m/s) 123 150 200 250 300
Time/ms 0.835 0.679 0.507 0.410 0.342
图11为改进后仿真结果与计算结果对比图,改进后仿真结果与计算结果较大误差,着速为300m/s时误差最大,误差为106.73%。
图11 计算与改进仿真发火时间曲线

Fig.11 Calculation and improved simulation of ignition time curve

图12不同速度下弹体侧着地时的加速度曲线。简化计算的加速度与仿真得到的加速度相差较大。由于简化计算的加速度曲线与仿真的加速度曲线在速度越高的情况下斜率相差越大,推测为阻力经验公式中的目标特性系数的值与速度有关。
图12 计算与仿真加速度曲线

Fig.12 Calculation and simulation acceleration curve

4.2 改进计算方法

经过分析,式(2)中的目标特性系数Km换为K,为得到更符合实际的加速度曲线,对加速度进行迭代计算。
K= 393.6 V c
a= 23 × 10 6 M KdxL 1 + 1 2 V C 100 2
dx = dy × Kd
Kd=-6.882p3+17.8856p2-17.713p+8.7094
p= d y D
d d y d t=Vc
根据图13推导并进行拟合,得到Kd的函数。
图13 侵入土壤面积推导

Fig.13 Invasion of soil area derivation

对炸弹落地速度进行4阶龙格库塔迭代,得到炸弹竖直方向侵入土壤深度dy,通过计算炸弹侵入土壤的宽度dx,计算炸弹加速度a,使炸弹速度Vc不断减小,修正函数K不断减小加速度a也随之减小,加速度曲线更贴近仿真加速度曲线,计算的结果更准确。发火时间计算结果如表7所示。
表7 不同着速下改进计算的发火时间

Table 7 The improved calculation ignition time at different velocities

Velocity/
(m/s)		 123 150 200 250 300
Time/ms 0.8627 0.7098 0.5224 0.4047 0.3253
图14为改进后仿真结果与改进后计算结果对比图,改进后仿真结果与改进后的计算结果误差有所减小,着速为300m/s时误差最大,误差为5.57%。
图14 改进计算与改进仿真发火时间曲线

Fig.14 Improved calculation and improved simulation of ignition time curve when bomb head impacts

图15为弹体侧着地改进计算与仿真加速度曲线对比图。改进计算后的加速度曲线变化趋势基本与仿真的加速度曲线一致。
图15 改进计算与仿真加速度曲线

Fig.15 Improved calculation and simulation acceleration curve

对123m/s速度撞击地面进行具体分析。图16为123m/s速度时改进计算与仿真的炸弹加速度对比。
图16 改进计算与仿真加速度曲线(v=123m/s)

Fig.16 Improved calculation and simulation acceleration curve(v=123m/s)

图17为仿真与改进计算的击针部件、火帽部件速度对比。
图17 仿真与改进计算的击针部件、火帽部件速度对比

Fig.17 Comparison of the simulated and improved calculated velocity of the pin component and the fire cap component

图18为仿真与改进计算的击针部件、火帽部件位移对比。
图18 仿真与改进计算的击针部件、火帽部件位移对比

Fig.18 Comparison of the simulated and improved calculated displacement of the pin component and the fire cap component

改进后的计算得到的加速度、速度、位移均与仿真结果较为接近。

5 结论

本文针对航空炸弹水平撞击土壤时的引信惯性发火机构进行受力分析,并建立了相应的动力学模型。通过有限元软件对惯性发火机构和侵彻地面过程进行了仿真,用以验证所建立的动力学模型。本文探讨了两种计算方法和两种仿真方法,为惯性发火机构的设计优化和性能评估提供了参考依据。主要结论如下:
1) 所建立的航空炸弹引信惯性发火机构动力学模型的计算结果与动力学仿真结果基本一致,具有一定准确性。
2) 航空炸弹撞击地面的仿真结果显示,加速度曲线与经验公式简化计算的加速度曲线在趋势和斜率上存在较大差异,导致计算结果存在较大误差。
3) 使用简化的加速度曲线进行发火时间的计算,结果均大于改进后的仿真结果,因此这种计算结果较为保守,可用于惯性发火机构设计的校核计算。
4) 改进后的计算方法准确性有较大提升,加速度曲线的趋势和斜率与仿真结果更为接近,计算得出的发火时间与仿真结果的误差不超过5.6%。然而,由于其通用性较低,需要根据不同弹体进行相应调整,需要进行仿真或试验对加速度曲线进行修正。
由于航空炸弹撞击地面的过程属于冲击过载,无法通过离心机模拟过载来进行发火性试验。因此,下一步的工作重点是进行靶场试验,以获取真实的加速度数据。

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