航天器发射：4.2.4闭锁挡弹器设计

1.闭锁挡弹器的功能和使用场合

闭锁挡弹器的作用，是在发射前和行军时将导弹锁在定向器上，保证导弹处于所要求的位置，以免在外力作用下发生移动，并保证电路插头可靠接通。闭锁作用一直维持到导弹具备成功发射的某些必要条件时才停止。

通常需要闭锁挡弹器的场合如下：

（1）机动导弹带弹行军时，需要把导弹锁住，使导弹不能相对定向器产生运动。这时闭锁挡弹器只要能克服行军时的惯性力即可。

对于车载发射装置，一般不在行军中发射，而是进入阵地或停止后才发射导弹。为了由行军状态迅速转为战斗状态，闭锁挡弹器应能自动开锁。

对于舰载（或机载）发射装置，导弹的发射都是在行驶中进行的，所以要求其闭锁挡弹器在发射前能可靠地将导弹锁住，在发射时又能可靠地自动开锁，但不允许在发射前开锁。

（2）有的导弹要求主发动机先点火，等它工作正常后，助推发动机才点火。这时需要闭锁挡弹器将待发导弹先锁住，不许因主发动机的推力作用而产生运动，因为主发动机的推力较小，一般不能保证导弹正常起飞。

（3）支承式发射装置中，在起飞发动机点火后，直到其推力到达预定值之前，仍需将导弹锁住。因为发动机刚点火时，工作不稳定，推力偏心大，使发射偏差大。

（4）在多发导弹联装的发射装置中，应采用闭锁挡弹器，以防止前一发导弹的燃气流以及振动作用使未发射的导弹移动。

2.闭锁力的确定原则

闭锁力是设计闭锁挡弹器的主要数据。它的计算方法应根据导弹和发射装置的类型和使用条件确定。

1）机动发射装置的闭锁力

闭锁力应当能够克服运行时出现的可能使导弹移动的重力分力和惯性力。对不同的载体来说，要求的闭锁力是不同的。

（1）车载发射装置的闭锁力。

车载发射装置的闭锁力应大于行驶中制动时导弹的惯性力。由于导弹和车载发射装置的质心不重合，在刹车时，导弹除了具有和车载发射装置相同的制动加速度以外，还有因质心不重合而产生的附加加速度，因此，其惯性力包括两个部分。由于行驶时导弹的仰角一般都很小，可以认为导弹轴线与行驶方向一致，于是其闭锁力T为

式中，WR为导弹重力；nx为在行驶中紧急刹车时车载发射装置的过载系数，对轮式自行式车辆来说nx＝0.8～1.25；Δnx为由于导弹与车载发射装置缓冲部分质心不重合，紧急刹车时导弹的附加过载系数。

车载发射装置在行驶时，除了缓冲部分质心位移外，还有绕质心的转动，于是在质心之外的导弹将产生附加惯性力，这个力的附加过载系数为

式中，为车载发射装置缓冲部分绕质心转动的角加速度，对于轮式和履带式自行式车辆，其＝9～13 rad／s2；hm为缓冲部分质心到导弹纵轴的距离。

（2）舰载发射装置的闭锁力。

为了保证舰载发射装置在舰艇摇摆时，导弹能够可靠地固定在定向器上，闭锁力必须大于舰艇摇摆时导弹的惯性力和风载荷，即

式中，FW为风使导弹沿纵轴方向移动的载荷；nx为舰艇摇摆时，导弹纵轴方向的过载系数。

FW和nx值可按舰艇摇摆运动规律进行计算，它与允许舰艇航行时的海情，以及与舰载发射装置在舰艇上的位置有关。如果无抗风暴机构，就应以能航行的海情下的最大摇摆参数和风速进行计算，如果有抗风暴机构，则以允许不使用抗风暴机构时的参数进行计算。

（3）机载发射装置的闭锁力。

机载发射装置的闭锁力应大于载机着陆和机动飞行时导弹的惯性力，即

式中，nx为载机机动飞行或着陆时，导弹最大的纵向过载系数，此值与载机的型号及导弹在载机上的布置位置有关。

对舰载飞机来说，机动飞行和拦截着陆时，导弹的纵向过载系数差别很大，例如美国军用标准MIL－A－8591E中规定，飞机翼载物的过载系数在飞行时为2，在拦截着陆时为9。如果根据过载系数为9来设计闭锁挡弹器，在发射时由导弹来克服这样大的闭锁力，可能引起导弹产生激震。因此有的采用高、低两级闭锁挡弹器，在飞行发射时用低级闭锁力锁住导弹，而在拦截着陆时则用高级闭锁力锁住导弹。在这种情况下，应设有保险装置，以保证在发射前使高级闭锁力的闭锁挡弹器处于开锁状态。

2）助推发动机点火前先开动主发动机情况下的闭锁力

发射这种导弹时，闭锁力应大于主发动机的推力，以免导弹过早移动。

式中，Pm为主发动机的最大推力；μ为导弹定向元件与导轨间的摩擦系数；φ为发射时的高低角。

应当根据发射时的最小高低角来确定闭锁力。如果主发动机推力较小，而高低角又较大，只靠导弹的重力分力和摩擦阻力就足以阻止导弹向前移动，则可只用一个简单的闭锁挡弹器，阻止导弹下滑，保持它在确定的位置上。

3）支承式发射装置的闭锁力

对支承式发射装置来说，其闭锁力应等于或稍大于允许导弹起飞的推力。这个推力一般包括主发动机的推力，以及助推器达到一定值的推力，此外还应考虑弹重的分量，即

式中，Pα为允许导弹起飞的推力值，如果主发动机不是在发射装置上点火，则Pα中不包括主发动机的推力。

4）多联装发射装置的闭锁力(www.xing528.com)

对多发联装发射装置来说，前一发导弹发射时的燃气流及振动可能使待发射的导弹产生移动，这时要求闭锁力能锁住导弹。

为了保证正常发射，以及保证在发射前使导弹处于所要求的位置，闭锁挡弹器是必需的。为了闭锁可靠，在确定闭锁力时，应取一个安全系数K，一般取K＝1.0～1.5。但在闭锁力满足要求的条件下，尽可能取得小一些。因为此力越大，在解脱瞬间所引起的激震和跳动也就越大。这个激震载荷可引起导弹制导系统失灵，同时这个振动将引起发射初始偏差增大，也可能影响多发联装发射装置的发射速率。

上述几种情况下闭锁力的确定是分别叙述的，但实际中往往是几种要求同时存在，这时的闭锁力应根据具体条件来确定。

3.闭锁挡弹器结构设计

闭锁挡弹器的形式有抗剪销式、抗张连杆式、拉断螺栓式、弹簧式和摩擦式等。当闭锁力的大小已知时，便可选择适当形式，然后进行相关计算。

1）抗剪销式闭锁挡弹器设计

抗剪销式闭锁挡弹器结构简单，作用可靠，实际应用较多。它是用一个抗剪销锁住导弹，当发动机的推力达到所要求的闭锁力时，便将金属销剪断，导弹这时才开始运动。抗剪销的受力如图4.18所示。

图4.18　抗剪销的受力

在闭锁力T的作用下，抗剪销的两个断面受剪，同时抗剪销的表面受到挤压。根据所受的剪切和挤压应力来设计抗剪销的直径和长度。

抗剪销所受的切应力为

式中，d为抗剪销直径。

抗剪销的材料确定后，其剪切强度极限τb则已知，于是可得

挤压应力为

式中，b为抗剪销的有效长度。

已知T、d和抗剪销的挤压许用应力［σ］时，便可求得抗剪销的有效长度b：

2）拉断螺栓式闭锁挡弹器设计

拉断螺栓式闭锁挡弹器将拉杆一端固定在导弹上，另一端固定在导向梁上，导弹点火移动时，克服拉杆的拉伸力，把拉杆拉断而发射，所克服的拉断力为锁定力，如图4.19所示。

图4.19　拉杆的受力

1—导弹；2—拉杆；3—导向梁

拉杆所受拉应力为

式中，d为拉杆直径；σ为抗拉强度极限。

3）弹簧式闭锁挡弹器设计

图4.20所示为弹簧式闭锁挡弹器，它是由活动挡铁、弹簧和固定挡铁组成的。导弹的后定向元件位于两块挡铁之间，活动挡铁不能顺时针转动，在弹簧力的作用下，导弹被挡铁挡住不动。在发射时，当发动机推力大于锁定力时，活动挡铁被迫向逆时针方向转动，即开始解除锁定，当转到一定位置时，锁定全部解除。

为了确定弹簧力R及挡铁轴的反力Rx，Ry，取挡铁为自由体，其上的作用力示于图4.20中，根据静力平衡方程式，可得

图4.20　弹簧式闭锁挡弹器

1—导向梁；2—活动挡铁；3—前滑块；4—固定挡铁；5—弹簧

式中，N为导弹作用在挡铁上的力，它垂直于挡铁的斜面；T为闭锁力，它是N在导弹纵轴方向的分力，即T＝N cosβ；μ为定向元件与挡铁之间的摩擦系数。

图4.20中的摩擦力F＝μN，Rx，Ry为挡铁轴的反力。

a、b、c、d、β等结构尺寸示于图4.20中。

当解锁力T和有关结构尺寸已知时，根据式（4.2.14）求出弹簧的拉力R，进而设计弹簧；求出Rx，Ry，设计挡铁轴。

弹簧式闭锁挡弹器一般用于闭锁力较小的情况。当闭锁力较大时，解锁瞬间激震较大。这种结构简单，可反复使用。