高压空气无杆式气缸弹射器工作阶段活塞运动轨迹方法

摘要

本发明提供一种高压空气无杆式气缸弹射器工作阶段活塞运动轨迹方法，所述弹射器通过管路与高压室连接，包括：所述管路并联主副双电磁阀；对高压空气，采用真实气体方程获得高压空气的比热力学能、比焓；根据高压室和低压室中气体质量守恒、气体能量守恒、气体状态，及管路中气体流量获得气缸弹射器中活塞运动轨迹；所述低压室包括弹射器及与弹射器连通的气缸。

说明书

技术领域

本发明涉及一种高压气动技术，特别是一种高压空气无杆式气缸弹射器工作阶段活塞运动轨迹方法。

背景技术

高压气动系统由于具有结构简单、性能可靠、没有污染、功率密度高等特点，在工厂自动化、机器人驱动、节能汽车等领域得到广泛应用。随着科技的发展，高压气动系统的应用场合不断增多。大、中型商船上常配有压力为1～10MPa的压缩空气系统，主要用于船舶主柴油机启动、换向和发电柴油机的启动。舰艇上广泛应用压力为15～40MPa的高压气动系统，用于鱼雷的装弹和发射、火炮操纵、潜艇浮起等。飞机上广泛应用压力为7～23MPa的高压系统，主要用于操纵起落架、收放对正鼻轮、螺旋桨制动、主轮刹车、客舱门收放等。此外，高压气动系统还应用于空气爆破(70～84MPa)、金属成形(最高140MPa)、风洞实验(21～28MPa)、深海潜水(最高21MPa)、高压空气断路器(1.75MPa)、大功率气动离合器(1.2MPa)、拉伸吹塑成型(常高达4MPa)。

高压空气气动弹射器具有无需热防护、弹射红外特征小，无污染的优点，具有较强的优势。但此弹射方式对应的工况恶劣，压力(超过30MPa)远大于空气临界压力、温度(260K～400K)远偏离对应的玻义耳温度，把工质当成理想气体，其热物性质产生很大偏差。这种偏差对热力过程中的质量和能量平衡的影响是不可接受的，弹道参数也失去了真实性，和实际测量值会有较大误差，特别是大吨位弹射物，这种误差会更大，严重偏离于技战术指标。

发明内容

本发明的目的在于提供一种高压空气无杆式气缸弹射器工作阶段活塞运动轨迹方法，所述弹射器通过管路与高压室连接，包括：

所述管路并联主副双电磁阀；

对高压空气，采用真实气体方程获得高压空气的比热力学能、比焓；

根据高压室和低压室中气体质量守恒、气体能量守恒、气体状态，及管路中气体流量获得气缸弹射器中活塞运动轨迹。

采用上述方法，所述比热力学能、比焓获得方法包括：

建立高压空气的真实气体方程(1)，对真实气体方程在等温条件下根据式(3)进行微积分计算，获得比热力学能u、比焓h：

其中，p为高压空气压强，R为气体常数，T为气体温度，V_m为气体的摩尔体积，p_c为气体的临界压强，T_c为气体的临界温度，C_vi为理想气体的比定容热容，R_g为普适气体常数。

采用上述方法，所述气缸弹射器中活塞运动轨迹满足系数方程组：

其中，X₅为活塞的位移，X₆活塞的速度，P为大气压强，S为活塞的推力面积，m_e为弹射物质量，m_t为作动装置质量，g为重力加速度，p₂为低压室内气体压强，通过下述方程组获得

其中，X₁为高压室气体密度，X₂为高压室气体温度，X₃为低压室气体质量，X₄为低压室气体温度，Q_m为气体流量，V₁为高压室容积，R_g为普适气体常数，p_c为气体的临界压强，T_c为气体的临界温度，V_m1为高压室气体的摩尔体积，V_m2为低压室气体的摩尔体积，M为气体摩尔质量，u₁、u₂分别为高压室和低压室比热力学能，h₁、h₂分别为高压室和低压室比焓，C_vi为理想气体的比定容热容，S为活塞的推力面积，V₀为低压室初始容积；X₅为活塞的位移，初始值为0。

本发明与现有技术相比，具有以下优点：(1)真实气体状态方程—RK状态方程在评价气体状态变化时具有更高精度；(2)将“单电磁阀方案”改进为“主副双阀”电磁阀方案”，利用副阀对弹射中后期进行补气，能够使弹射物在有限的行程内达到指标速度，并满足过载要求；(3)导出了高压空气关键热物理参量的解析表达式，在压力远高于工质临界压力，温度远偏离于对应的玻义耳温度的恶劣工况下，这些参数具有更高精度，其优势也更为明显；(4)编制的求解程序计算效率高，得到的热力学参量、活塞过载、活塞速度等指标精度更高，更真实可靠。

下面结合说明书附图对本发明做进一步描述。

附图说明

图1是本发明方法流程图。

图2是本发明主副双阀电磁方案示意图。

图3本发明高、低压室基于真实气体的工质压力对比图。

图4本发明高、低压室基于真实气体的气体质量流量对比图。

图5本发明高、低压室基于真实气体、理想气体的弹射物过载对比图。

图6本发明高、低压室基于真实气体、理想气体的弹射物速度—位移对比图。

具体实施方式

结合图1，一种高压空气无杆式气缸弹射器工作阶段活塞运动轨迹方法，所述弹射器通过管路与高压室连接，包括以下步骤：

步骤S101，对高压空气，采用真实气体方程获得高压空气的比热力学能、比焓；

步骤S102，建立高压室内气体质量守恒方程、气体能量守恒方程、气体状态方程；

步骤S103，建立低压室内气体质量守恒方程、气体能量守恒方程、气体状态方程；

步骤S104，建立管路中气体流量方程；

步骤S105，获得气缸弹射器中活塞运动轨迹。

具体地，在步骤S101中，建立高压空气的真实气体方程(1)

简称RK方程，其中常数a、b分别为：

在临界温度以上，对于任何压力RK方程都能给出令人满意的计算结果。

首先推导用RK方程表示的实际气体比热力学能u、比焓h的表达式。在等温条件下有：

将上式沿着等温线对比体积V从V＝+∞到V积分，可得：

由RK状态方程：且可得

其中，p为高压空气压强，R为气体常数，T为气体温度，V_m为气体的摩尔体积，p_c为气体的临界压强，T_c为气体的临界温度，C_vi为理想气体的比定容热容，R_g为普适气体常数。

在步骤S102中，高压室内气体质量守恒方程为

式中，Q_m为气体流量；ρ₁为高压室气体密度；V₁为高压室体积。

高压室内气体能量守恒方程：

式中，u₁为高压室气体真实的比热学能；h₁为高压室气体真实比焓。

高压室内气体状态方程：

在步骤S103中，弹射器和四个气缸直接连通，由于气体压力达到30MPa，气缸被迅速充满，弹射器和四个气缸统称为低压室。

低压室内气体质量守恒方程：

低压室内气体能量守恒方程：

式中，s₀为推动气缸内有效截面积，为保证推力连续性，各级气缸有效推力面积相等；l为导弹的行程；m₂为气缸内气体质量；u₂、h₂分别为气缸内气体真实的比热学能和比焓。

在步骤S104中，高压气体通过喷口流向低压室的流动可以视为等熵流动，忽略粘性后，将等熵流动方程pV^k＝const代入伯努利方程(高、低压室在同一水平，忽略重力)，可得：

其中v₁为开口截面气体流速，v₂为出口截面气体流速；

出口截面的流速：

式中，k为气体绝热指数；

则可得出口截面的流量方程为：

式中，A为开口截面积；μ为开口截面积修正系数；ρ为高压空气密度；

又由等熵流动方程可得：

则出口截面的流量方程可以改写为：

对于亚声速流动，有p₂＝p_L，其中p_L为喷口后下游绝对压力，此时有则有：

对于声速流动，有(p₁/p₂)降到临界值(p₁/p₂)^*，此时则有临界速度为：

综合以上两式有：

步骤S105中，活塞运动方程为：

式中，m_e为弹射物质量，m_t为作动装置(活塞+托台)的质量；摩擦力取为0.2倍的推弹装置的重力。

推动气缸内气体状态方程：

式中：下标“1”表示高压室对应的参数；下标“2”表示低压室对应的参数；V₁为高压气瓶的容积；m为气体质量；l为活塞行程；v₂为活塞速度；p为大气压；g为重力加速度。

共有6个自变量：ρ₁、T₁、m₂、T₂、l、v₂，令X₁＝ρ₁，X₂＝T₁，X₃＝m₂，X₄＝T₂，X₅＝l，X₆＝v₂；为提高弹射初始阶段的稳定性，在弹射装置上设置闭锁器，调节闭锁器的闭锁力，使得解锁时刻的活塞过载为1g。

活塞过载系数为n，由比热力学能表达式、比焓表达式，高/低压室的质量守恒方程、能量守恒方程、气体状态方程，得到如下的封闭方程组：

其中，X₁为高压室气体密度，X₂为高压室气体温度，X₃为低压室气体质量，X₄为低压室气体温度，V₁为高压室容积，R_g为普适气体常数，p_c为气体的临界压强，T_c为气体的临界温度，V_m1为高压室气体的摩尔体积，V_m2为低压室气体的摩尔体积，M为气体摩尔质量，u₁、u₂分别为高压室和低压室比热力学能，h₁、h₂分别为高压室和低压室比焓，C_vi为理想气体的比定容热容，S为活塞的推力面积，V₀为低压室初始容积；X₅为活塞的位移，初始值为0。

在实际应用中，根据所建立的弹射内弹道方程，在MTALAB中基于四阶五级龙格库塔法，编制程序进行求解。

单电磁阀方案与“主副双阀”(如图2所示)方案计算结果对比：

当高压室阀门采用“单电磁阀”方案时，经过调试，得到的仿真结果如图1～4所示。

图3给出了高压气瓶(高压室)、气缸(低压室)的压力变化规律。从图中可以看出，随着高压气瓶的放气，高压室的压力逐渐降低。气缸(低压室)内不断充入高压气体，低压室的压力在弹射前期快速升高，之后压力逐渐降低。这是因为在导弹弹射的前期，活塞速度较小，低压室的容积增大的速率较小，而且高、低压室的压差很大，从高压室流入低压室的气体质量流量较大，所以低压室压强快速升高；弹射中后期，活塞的速度较高，低压室的容积迅速增大，使得低压室压强以相比于高压室更快的速率降低。

结合图3、图4可以看出，在0.2s之前，从高压气瓶流入气缸的气体质量流量近似线性增大，之后先下降再逐渐增大。这是因为在0.2s之前，尽管高、低压室的压差逐渐减小，但阀口通流面积的增大仍使得气体质量流量迅速增大。0.2s之后，电磁阀完全打开，通流面积不再变化。而在0.2s～0.3s之间高、低压室的压差逐渐减小，所以气体质量流量逐渐下降；0.35s之后，由于高、低压室的压差逐渐增大，所以气体质量逐渐增大。

对于单电磁阀方案，结合图5、图6，弹射过程中，活塞过载小于1g时，闭锁器关闭；当过载达到1g时，闭锁器打开，导弹开始加速运动，在0.33s时过载达到峰值(未超过8.2g)；之后，活塞过载快速下降，这也致使活塞行程达到6m时的活塞速度仅有28m/s，不能达到30m/s的技术要求。

此外，活塞过载过快下降还会影响到弹射过程的稳定性。分析可知导致这一现象的主要原因是弹射后期气缸内压强的过快降低。

针对这一问题，拟在高压室出口处再增加一个电磁阀，形成“主副双阀”的搭配形式，以便在弹射过程中后期继续增大阀口的总通流面积，使得弹射过程中可以对低压室进行额外“补气”。内弹道仿真结果如图3～6所示。从图中可以看出，由于在0.35s时又开启了一个电磁阀(副阀)，使得阀口总通流面积继续增大，气体质量流量相对于单电磁阀方案有了较大提高，使得低压室的压强下降速率变缓。结合图5～6，由于弹射中后期低压室的压强下降速率变缓，活塞过载系数的降低速度也明显降低，满足了“在6m推弹行程内速度达到30m/s”的离轨要求。