破片戰(zhàn)斗部軸向飛散控制技術(shù)研究進(jìn)展

劉 偉,梁爭峰,曹 磊

(西安近代化學(xué)研究所， 西安 710006)

1 引言

破片軸向飛散控制技術(shù)是指通過改變破片戰(zhàn)斗部的結(jié)構(gòu)參數(shù)和起爆方式，從而控制戰(zhàn)斗部起爆后破片沿彈軸垂直方向空間分布的技術(shù)。傳統(tǒng)的大飛散角破片戰(zhàn)斗部起爆后，破片沿彈軸垂直方向均勻分布，破片飛散角較大，分布范圍較廣，擊中目標(biāo)概率較大，但只有少部分破片能夠擊中目標(biāo)，破片利用率低[1]。隨著破片軸向飛散控制技術(shù)的不斷發(fā)展以及當(dāng)今戰(zhàn)場飛機(jī)和導(dǎo)彈類目標(biāo)數(shù)目的不斷增多，聚焦破片戰(zhàn)斗部和線列式破片戰(zhàn)斗部成為防空反導(dǎo)戰(zhàn)斗部新的發(fā)展方向。破片軸向飛散控制的方法主要包括改變殼體裝藥曲線與厚度、起爆方式和戰(zhàn)斗部長徑比，以及使用波形控制器控制。破片軸向飛散控制技術(shù)的發(fā)展及應(yīng)用，使破片能在較窄的聚焦帶內(nèi)匯聚，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)、導(dǎo)彈類目標(biāo)關(guān)鍵部位的切割式高效毀傷，增強(qiáng)對(duì)飛機(jī)、導(dǎo)彈類目標(biāo)的殺傷作用。破片軸向飛散控制技術(shù)對(duì)破片戰(zhàn)斗部的發(fā)展起著至關(guān)重要的作用[2]，因此綜述了破片戰(zhàn)斗部破片軸向飛散控制技術(shù)的理論和方法，研究結(jié)果對(duì)破片戰(zhàn)斗部的結(jié)構(gòu)參數(shù)設(shè)計(jì)具有參考意義。

2 破片戰(zhàn)斗部發(fā)展趨勢(shì)

2.1 大飛散角破片戰(zhàn)斗部

早期由于受引戰(zhàn)配合和制導(dǎo)系統(tǒng)發(fā)展水平較低的限制，破片戰(zhàn)斗部大都采用圓筒形和腰鼓形的大飛散角結(jié)構(gòu)來提高破片擊中車輛和人員等目標(biāo)的概率。圓筒形破片戰(zhàn)斗部受側(cè)向稀疏波的影響，飛散角較大，一般約為12°，如蘇聯(lián)SA-1地空導(dǎo)彈為圓筒形預(yù)控破片殺傷戰(zhàn)斗部，破片飛散角為(10-11)°；腰鼓形破片戰(zhàn)斗部可以進(jìn)一步增大破片飛散角，擴(kuò)大了破片空間分布范圍，如法國馬特拉R530為腰鼓型結(jié)構(gòu)，破片飛散角約為25°[3]。

大飛散角破片戰(zhàn)斗部在目標(biāo)方向上的破片分布密度較小，目標(biāo)上的破片穿孔相對(duì)分散，對(duì)目標(biāo)只是造成獨(dú)立的穿孔毀傷效應(yīng)。由于受到端面?zhèn)认蛳∈璨ǖ挠绊懀破S向速度存在速度差，在彈目動(dòng)態(tài)交匯條件下會(huì)使破片分布范圍變大，低速破片甚至?xí)摪衃4]。隨著飛機(jī)和導(dǎo)彈類目標(biāo)速度的不斷提升，大飛散角戰(zhàn)斗部已經(jīng)不能滿足當(dāng)今的戰(zhàn)場需求，聚焦破片戰(zhàn)斗部成為一種新的發(fā)展趨勢(shì)。

2.2 聚焦破片戰(zhàn)斗部

聚焦破片戰(zhàn)斗部是一種使軸向能量集中在一個(gè)位置上形成環(huán)帶匯聚的預(yù)控破片戰(zhàn)斗部。如圖1所示，其結(jié)構(gòu)特點(diǎn)是殼體母線外形呈中間向內(nèi)凹、兩頭粗的類似反腰鼓形。通過爆轟波對(duì)殼體曲面的作用，推動(dòng)破片向聚焦帶內(nèi)匯集，形成以彈軸為中心有一定寬度的破片聚焦帶，使聚焦帶內(nèi)的破片密度大幅度提高。常規(guī)戰(zhàn)斗部殺傷半徑內(nèi)破片密度一般不大于10枚/m2，而聚焦戰(zhàn)斗部則可達(dá)80枚/m2，由高密度的破片共同作用形成的聚焦帶能夠?qū)崿F(xiàn)剪切效應(yīng)，對(duì)導(dǎo)彈飛機(jī)類目標(biāo)具有切割性殺傷作用，對(duì)其造成密集的穿孔、撕裂，甚至解體的高效毀傷效果[5]。

聚焦破片戰(zhàn)斗部雖然可以增加聚焦帶內(nèi)的破片密度，但是破片分布范圍也因聚焦帶變小，同時(shí)空中目標(biāo)機(jī)動(dòng)性較高，降低了擊中目標(biāo)的概率[6]。所以聚焦破片戰(zhàn)斗部需要配合高精度的制導(dǎo)系統(tǒng)，并且通過與引戰(zhàn)配合的最優(yōu)設(shè)計(jì)使聚焦帶可以擊中目標(biāo)的關(guān)鍵艙段。美國、法國等國家的防空導(dǎo)彈采用了聚集戰(zhàn)斗部技術(shù)，聚焦破片戰(zhàn)斗部最早出現(xiàn)在法國響尾蛇防空導(dǎo)彈上[7]。

圖1 聚焦破片戰(zhàn)斗部結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Schematic diagram of the structure of the focusing fragmentation warhead

2.3 線列式破片戰(zhàn)斗部

聚焦破片戰(zhàn)斗部對(duì)目標(biāo)的毀傷作用主要是通過帶切割，如圖2所示，線列式破片戰(zhàn)斗部作用原理則是對(duì)每個(gè)破片的飛散方向加以控制，使破片在目標(biāo)方向上呈線列式分布，從而對(duì)目標(biāo)造成線列式穿孔[8]。預(yù)先設(shè)計(jì)的凹型預(yù)制破片組合體可以消除端面稀疏波的影響，提高兩端破片的速度，改善破片飛散的一致性。線列式破片戰(zhàn)斗部極大地增大了目標(biāo)飛散方向上的破片密度，減小了破片穿孔的間隙，進(jìn)一步增強(qiáng)使目標(biāo)斷裂甚至解體的毀傷能力。

圖2 線列式破片戰(zhàn)斗部破片穿孔照片F(xiàn)ig.2 Photo of fragment linear perforation for linear distribution fragmentation warhead

表1 3種戰(zhàn)斗部特點(diǎn)Table 1 Comparison of the characteristics of the three kinds of warheads

3 破片軸向飛散控制理論

3.1 Taylor公式

Taylor最早提出了圓柱體裝藥結(jié)構(gòu)下的破片飛散方向計(jì)算公式。在一段時(shí)間內(nèi)Taylor公式對(duì)戰(zhàn)斗部設(shè)計(jì)具有很大的參考意義。但Taylor公式假設(shè)爆轟波與外殼接觸時(shí)才會(huì)產(chǎn)生破片，這種假設(shè)實(shí)際是不準(zhǔn)確的，因?yàn)楸Z產(chǎn)物在未到達(dá)殼體前就會(huì)使殼體膨脹。由于Taylor公式使用范圍受限以及預(yù)測破片飛散方向準(zhǔn)確性不足，后來許多學(xué)者對(duì)Taylor公式進(jìn)行改進(jìn)，Liu等[9]通過使用FEA和粒子動(dòng)力學(xué)等工具創(chuàng)建更復(fù)雜的物理算法，提高了Taylor公式飛散角計(jì)算的準(zhǔn)確性，但是這些方法計(jì)算所用時(shí)間較長。Victor[10]、Choi[11]、Kulsirikasem[12]和Fils[13]隨后改進(jìn)并提高了Taylor公示計(jì)算的準(zhǔn)確性。2017年Wang[14]簡化了Fils的方程，考慮了端面?zhèn)认蛳∈璨▽?duì)破片初始飛散角的影響，但是該方程具有局限性，因?yàn)闅んw加速時(shí)間τ和破片沿戰(zhàn)斗部軸線方向的速度分量v0等變量參數(shù)值不容易獲得。

3.2 Shapiro公式

Shapiro提出的非圓柱體的破片飛散角公式被廣泛應(yīng)用于工程實(shí)踐中的破片飛散角計(jì)算[15]。Shapiro假設(shè)戰(zhàn)斗部殼體是由許多連續(xù)排列的圓環(huán)組成的，環(huán)的中心都在戰(zhàn)斗部的中心軸線上。如圖3所示，φ1為殼體法線方向與中心軸線夾角，φ2為爆轟波陣面法線方向與戰(zhàn)斗部中心軸線夾角，θs為破片速度矢量偏離殼體法線的夾角，v0為破片初始飛散速度。

圖3 破片飛散角計(jì)算示意圖Fig.3 Schematic diagram of fragment scattering angle calculation

Shapiro公式[16]如下：

(1)

由Shapiro公式可知，破片的初始飛散方向與爆轟波的起爆位置、傳播方向以及戰(zhàn)斗部殼體的結(jié)構(gòu)有關(guān)。在實(shí)際工程應(yīng)用中，戰(zhàn)斗部的破片飛散角就可以根據(jù)式(1)進(jìn)行計(jì)算，通過調(diào)整起爆方式和殼體裝藥曲線從而控制每個(gè)破片的飛散方向。

圖4表示了一端起爆條件下Shapiro公式的計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值，可以看到起爆端兩者數(shù)值有較大的差異。這是因?yàn)樵谄鸨擞胁糠直Z產(chǎn)物溢出，破片也被帶向爆炸氣體的溢出方向，形成負(fù)的破片飛散方向角，隨著距離端部的距離增加這種影響會(huì)減小。

圖4 一端起爆破片飛散角計(jì)算值與試驗(yàn)值曲線Fig.4 Curve of the calculated value and the test value of fragment scattering angles when one end is detonated

4 破片軸向飛散控制方法

戰(zhàn)斗部的破片飛散角和方向角是用來衡量破片戰(zhàn)斗部軸向飛散特性的重要參數(shù)。破片飛散角是指戰(zhàn)斗部爆炸后形成的破片分布中，以質(zhì)心為頂點(diǎn)所做的在戰(zhàn)斗部軸線平面內(nèi)包含90%有效破片的錐角，即如圖5所示破片飛散時(shí)包含90%有效破片的兩線之間的夾角。破片方向角是指在其兩邊各包含45%有效破片的分界線與通過戰(zhàn)斗部質(zhì)心的赤道平面的夾角。隨著破片軸向飛散控制技術(shù)的發(fā)展，目前主要通過調(diào)整殼體曲線、應(yīng)用波形控制器、改變起爆方式和長徑比來控制破片飛散特性。

圖5 戰(zhàn)斗部破片飛散示意圖Fig.5 Schematic diagram of warhead fragments scattering

4.1 殼體控制

4.1.1殼體曲線控制

戰(zhàn)斗部殼體曲線對(duì)破片的飛散角影響較大，常見的破片戰(zhàn)斗部殼體曲線主要有腰鼓形、反腰鼓形、圓筒形和錐形等，如圖6所示。在起爆方式相同的條件下，腰鼓形結(jié)構(gòu)破片飛散角最大，錐形和圓筒形次之，反腰鼓形結(jié)構(gòu)破片飛散角最小。研究殼體曲線對(duì)破片戰(zhàn)斗部破片飛散角的控制，對(duì)戰(zhàn)斗部設(shè)計(jì)有重要的指導(dǎo)意義[17]。Ding等[18]對(duì)比了腰鼓形、反腰鼓形和D形殼體曲線的破片飛散特性，3種殼體曲線的破片飛散角有所不同，其中反腰鼓形戰(zhàn)斗部破片在彈軸垂直方向分布最密集，破片飛散角最小，腰鼓形戰(zhàn)斗部破片飛散角最大。

圖6 破片戰(zhàn)斗部殼體曲線示意圖Fig.6 Fragmentation warhead shell curve diagram

破片戰(zhàn)斗部殼體曲線可以由Shapiro公式經(jīng)數(shù)值擬合的方法得到。若要使破片飛散方向滿足給定的戰(zhàn)斗部破片飛散角參數(shù)，則殼體上破片微元需在初始飛散方向要旋轉(zhuǎn)一個(gè)特定角度，根據(jù)Shapiro公式和幾何關(guān)系計(jì)算出該特定角度，然后再經(jīng)過擬合計(jì)算可以得到滿足給定破片飛散角的破片戰(zhàn)斗部殼體結(jié)構(gòu)；Dhote[19]根據(jù)Shapiro公式設(shè)計(jì)出破片飛散角為15°的破片戰(zhàn)斗部的殼體曲線方程，并通過試驗(yàn)驗(yàn)證了該設(shè)計(jì)。

一些學(xué)者[20-22]基于Shapiro公式計(jì)算得到了聚焦破片戰(zhàn)斗部的殼體微元坐標(biāo)，然后經(jīng)數(shù)值擬合得到殼體曲線，得到殼體曲線與特定半徑圓弧的幾何形狀幾乎一致，說明把殼體曲線簡化成一段圓弧可以接近真實(shí)地反映聚焦破片戰(zhàn)斗部殼體形狀。使用圓弧建立的聚焦破片戰(zhàn)斗部殼體曲線模型，簡化了破片戰(zhàn)斗部殼體曲線設(shè)計(jì)，具有一定的工程意義[20]。張紹興[21]基于Shapiro 公式對(duì)殼體曲線進(jìn)行設(shè)計(jì)，擬合得到了殼體曲線分別為711 mm、1 076 mm和1 700 mm的3種不同半徑圓弧的聚焦破片戰(zhàn)斗部，通過數(shù)值仿真的方法研究了戰(zhàn)斗部殼體母線曲率對(duì)戰(zhàn)斗部軸向飛散特性的影響，對(duì)殼體母線的曲率與破片飛散關(guān)系進(jìn)行了分析：曲率半徑越小，目標(biāo)區(qū)域內(nèi)破片數(shù)目越多，破片飛散角越小。苗春壯[22]進(jìn)一步研究了殼體母線曲率對(duì)聚焦破片戰(zhàn)斗部聚焦性能的影響，在長度和直徑相同條件下，對(duì)5種不同曲率半徑的聚焦破片戰(zhàn)斗部破片的形成和飛散過程進(jìn)行數(shù)值模擬，數(shù)值模擬結(jié)果表明：隨著曲率半徑增加，破片初速減小，破片飛散角增大，聚焦帶內(nèi)破片密度減小。Xie[23]提出了適用于軸向雙聚焦破片戰(zhàn)斗部的破片初速與飛散角理論計(jì)算公式，并基于破片軸向飛散控制理論推導(dǎo)出裝藥曲線方程。李翔宇[24]以實(shí)現(xiàn)控制破片戰(zhàn)斗部在軸向和環(huán)向的分布為設(shè)計(jì)目標(biāo)，提出了一種設(shè)計(jì)方法：首先根據(jù)Shapiro公式得到環(huán)向殼體形狀，然后將軸向聚焦殼體曲線沿著中線截面處環(huán)向殼體曲線掃描，并通過數(shù)值仿真驗(yàn)證出設(shè)計(jì)合理可行。

基于Shapiro 公式對(duì)殼體進(jìn)行曲線設(shè)計(jì)來控制破片飛散特性的方法可以用于破片戰(zhàn)斗部殼體曲線設(shè)計(jì)，在戰(zhàn)斗部長徑比一定時(shí)，通過設(shè)計(jì)殼體母線形狀控制破片的飛散方向，使破片戰(zhàn)斗部在目標(biāo)區(qū)域內(nèi)的破片數(shù)目和破片初速獲得增益[25]，實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)的高效毀傷。

4.1.2殼體厚度控制

較大的殼體厚度會(huì)增加爆轟波與殼體的作用時(shí)間，使破片飛散角有減小的趨勢(shì)。臧立偉[26]通過仿真分析得到了預(yù)制破片戰(zhàn)斗部殼體厚度對(duì)破片飛散角的影響，仿真結(jié)果如表2所示。李付剛[27]通過數(shù)值計(jì)算的方法，得到了殼體材料為50SiMnVB鋼的圓柱形破片戰(zhàn)斗部在不同殼體厚度下的破片飛散角和破片初速。從表2和文獻(xiàn)27中的數(shù)據(jù)中可以得到以下結(jié)論：破片飛散角隨殼體厚度的增加而減小，破片分布密度隨殼體厚度的增加而變大，同時(shí)破片初速隨著殼體厚度增加也會(huì)增大。這是因?yàn)闅んw厚度的增加可以延遲殼體產(chǎn)生的徑向稀疏波進(jìn)入炸藥的時(shí)間，提高了炸藥的能量利用率，爆轟產(chǎn)物對(duì)破片軸向方向做功增加，提高了破片的軸向飛散速度，同時(shí)增強(qiáng)了對(duì)爆轟產(chǎn)物的徑向膨脹約束，從而破片飛散角減小[28]。因此在對(duì)破片戰(zhàn)斗部進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)，可以通過到改變殼體厚度來控制破片飛散角。

破片戰(zhàn)斗部在設(shè)計(jì)時(shí)，殼體具有合理曲線和厚度才能得到理想的破片飛散角參數(shù)和破片分布密度。通過以上分析，設(shè)計(jì)合理的殼體曲線及厚度可以減少試驗(yàn)次數(shù)，縮短研制周期，對(duì)破片戰(zhàn)斗部的設(shè)計(jì)具有指導(dǎo)意義。

表2 殼體厚度對(duì)破片飛散角的影響

4.2 波形控制器控制

近年來也有學(xué)者提出通過形狀不規(guī)則的波形控制器[29]調(diào)整到達(dá)殼體處的爆轟波波形，實(shí)現(xiàn)對(duì)破片的軸向飛散控制。波形控制器原理如圖7所示，其外形曲線可以由Shapiro公式擬合，與殼體曲線對(duì)破片的飛散控制有相似之處。

圖7 波形控制器原理示意圖Fig.7 Schematic diagram of a wave shape controller

波形控制器的設(shè)計(jì)原理為：考慮爆轟波在波形控制器中的折射和斜反射問題，計(jì)算出材料變形角，進(jìn)而基于Shapiro公式擬合波形控制器外形曲線，通過波形控制器的外形調(diào)整爆轟波波形，從而控制破片的飛散角。波形控制器根據(jù)此原理可以調(diào)整到達(dá)破片位置的爆轟波波形到預(yù)期的形狀來控制破片飛散角。

波形控制器材料會(huì)影響爆轟波波形，波形控制器一般選擇低密度的惰性緩沖材料，例如尼龍、硬質(zhì)聚氨酯、酚醛樹脂、泡沫鋁等[30]。這幾種材料符合波形控制器對(duì)材料要求，具有韌性和密度適中，在中等溫度下不熔化，抗沖擊減壓的優(yōu)良性能。與通過殼體曲線控制破片飛散角相比，通過波形控制器控制破片飛散角具有以下優(yōu)點(diǎn)：破片受到的沖擊波峰值降低，破片的變形程度減少，破片飛散的一致性得到改善，炸藥能量利用率提高，同時(shí)在一定程度上簡化了裝藥工藝，使裝藥的選擇增多[31]。Petkov[28]對(duì)不同形狀的波形控制器進(jìn)行了試驗(yàn)測試，通過改變波形控制器的形狀，使破片分布密度提高了35%～40%。但目前關(guān)于波形控制器材料和形狀對(duì)破片戰(zhàn)斗部飛散特性的研究尚未成熟，因此后續(xù)可以就此方面展開進(jìn)一步研究工作，完善破片戰(zhàn)斗部波形控制器的設(shè)計(jì)方法。

4.3 起爆方式控制

在破片戰(zhàn)斗部殼體曲線確定的情況下，只改變起爆方式可以改變破片飛散角。其中起爆點(diǎn)位置、起爆點(diǎn)數(shù)目和多點(diǎn)起爆的相對(duì)位置都會(huì)影響破片飛散特性，因此通過起爆方式控制破片飛散特性是國內(nèi)外學(xué)者研究的一個(gè)重要方向。

4.3.1單點(diǎn)起爆

單點(diǎn)起爆時(shí)，起爆點(diǎn)的位置對(duì)破片戰(zhàn)斗部的飛散特性有顯著影響。如圖8所示，對(duì)于圓筒型破片戰(zhàn)斗部，起爆點(diǎn)越靠近中心端位置，破片飛散角越小。李松楠[32]建立的破片戰(zhàn)斗部仿真模型，研究了起爆點(diǎn)位置對(duì)破片戰(zhàn)斗部飛散角的影響，劉建國[33]建立的破片戰(zhàn)斗部模型研究了在中心線上不同起爆點(diǎn)位置的破片分布。他們的研究具有相似的結(jié)果：在中心起爆條件下，適當(dāng)減小起爆點(diǎn)位置與裝藥底端面的距離，可以使破片飛散角減小，目標(biāo)方向的破片密度增加，提高破片戰(zhàn)斗部殺傷威力。

圖8 起爆點(diǎn)相對(duì)位置對(duì)破片飛散角的影響曲線Fig.8 Influence curve of the relative position of the initiation point on fragment scattering angles

Panowicz[34]通過建立破片戰(zhàn)斗部仿真模型，得到了不同起爆位置下破片的最大初始飛散速度及其空間分布特性，并研究了破片戰(zhàn)斗部的毀傷效應(yīng)，當(dāng)起爆點(diǎn)位于戰(zhàn)斗部軸向中間位置附近，破片初速最大，破片飛散角度最小。綜上所述，在單點(diǎn)起爆條件下，可以通過改變單點(diǎn)起爆位置來控制破片飛散角。

4.3.2多點(diǎn)起爆

戰(zhàn)斗部在采用中心一點(diǎn)起爆時(shí)，雖然破片飛散角較小，但破片飛散一致性較差，破片速度存在較大差異，破片分布不均勻。而采用多點(diǎn)起爆方式可以有效解決破片飛散一致性較差的問題。多點(diǎn)起爆能夠調(diào)整爆轟波波形，起爆點(diǎn)產(chǎn)生的爆轟波會(huì)互相影響，在中心區(qū)域疊加而得到加強(qiáng)，不同位置的起爆點(diǎn)使爆轟波的傳播方式以及施加在殼體內(nèi)壁上的壓力不同，從而控制破片的初始飛散速度和破片飛散角[35]。

Wang等[36]研究了1/4和3/4對(duì)稱兩點(diǎn)起爆以及頂部和底部對(duì)稱點(diǎn)兩點(diǎn)起爆對(duì)破片戰(zhàn)斗部的飛散特性影響。采用第二種起爆方式時(shí)，破片飛散角較小，破片初始飛散速度較大。史志鑫[37]對(duì)破片戰(zhàn)斗部的飛散進(jìn)行了數(shù)值模擬，對(duì)比了中心點(diǎn)起爆、中心3點(diǎn)起爆以及兩端環(huán)起爆的破片飛散特性，采用兩段環(huán)起爆時(shí)破片飛散角最小。付偉[38]進(jìn)一步對(duì)比了兩端點(diǎn)同步起爆和中心三點(diǎn)同步起爆下破片戰(zhàn)斗部的毀傷威力，兩端點(diǎn)起爆時(shí)破片飛散角減小32%，但是中心3點(diǎn)起爆破片的初速較高，打擊范圍更大。榮吉利[39]研究了軸向起爆點(diǎn)數(shù)量對(duì)雙聚焦破片戰(zhàn)斗部飛散特性的影響，仿真和試驗(yàn)結(jié)果表明與軸向2點(diǎn)起爆相比，軸向3點(diǎn)起爆的聚焦效果更好。

隨著破片飛散控制技術(shù)的不斷發(fā)展，爆炸邏輯網(wǎng)絡(luò)能夠愈加精確地控制戰(zhàn)斗部起爆方式。偏心起爆可以顯著提高破片的飛散特性。王娟娟[40]通過試驗(yàn)和計(jì)算的方法比較了破片戰(zhàn)斗部端面起爆和60°六點(diǎn)同時(shí)偏心起爆的破片飛散特性，將端面起爆改為偏心起爆后，破片飛散方向破片初速最大增益14.96%，破片密度增益41.5%，破片戰(zhàn)斗部的毀傷性能顯著增強(qiáng)。但目前采用偏心起爆時(shí)起爆點(diǎn)的夾角多為60°，在不同偏心起爆夾角下的飛散特性也是一個(gè)值得研究的方向。值得注意的是，破片戰(zhàn)斗部多點(diǎn)起爆時(shí)起爆點(diǎn)的起爆時(shí)間間隔也會(huì)影響戰(zhàn)斗部的毀傷能力，因此在進(jìn)行破片戰(zhàn)斗部設(shè)計(jì)時(shí)候應(yīng)當(dāng)盡量減小起爆點(diǎn)作用時(shí)間間隔，以實(shí)現(xiàn)戰(zhàn)斗部能量的最大利用[41]。

4.4 長徑比控制

長徑比對(duì)破片飛散角的影響比較復(fù)雜。根據(jù)Shapiro公式，起爆方式相同時(shí)，長徑比越大，飛散角也越大。但實(shí)際上，由于受端部效應(yīng)的影響，靠近兩端的破片并不服從公式的規(guī)律[42]。以長徑比不同的圓筒形破片戰(zhàn)斗部中心一點(diǎn)起爆為例，沿彈軸向兩端在某一殼體長度內(nèi)，長徑比越大破片飛散角度越大；但是在越靠近端部位置，小長徑比的破片飛散角反而更大。并且越靠近端部，端部效應(yīng)越明顯。Dhote[2]通過對(duì)長徑比分別為0.8、1.2和1.8的3種破片戰(zhàn)斗部進(jìn)行試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)當(dāng)破片到戰(zhàn)斗部兩端的距離小于0.3倍殼體長度時(shí)，端部效應(yīng)起主導(dǎo)作用。胡年明[43]對(duì)不同長徑比下破片戰(zhàn)斗部飛散特性進(jìn)行仿真研究，得到了相同的結(jié)論：長徑比越大，破片飛散角越大。

表3中的數(shù)據(jù)經(jīng)處理后得到圖9所示的破片飛散角與殼體長度的關(guān)系。根據(jù)上一段理論和文獻(xiàn)的分析，長徑比大的戰(zhàn)斗部破片飛散角大。圖中AB兩點(diǎn)之間長徑為1.84的戰(zhàn)斗部破片飛散角較大，因此AB兩點(diǎn)之間表示長徑比起主導(dǎo)作用；而在A點(diǎn)以上B點(diǎn)以下，長徑比為1.02的戰(zhàn)斗部破片飛散角較大，與長徑比大的戰(zhàn)斗部破片飛散角大的規(guī)律相反，表示端部效應(yīng)開始起主導(dǎo)作用。

表3 2種不同長徑比破片戰(zhàn)斗部破片飛散角

圖9 不同長徑比破片飛散角變化關(guān)系曲線Fig.9 Variation curve of fragment scattering angle with different aspect ratios

5 結(jié)論

1) 隨著科技水平的不斷提高，飛機(jī)和導(dǎo)彈類目標(biāo)與日俱增的威脅對(duì)防空反導(dǎo)提出了更高的要求，這促使破片軸向飛散控制技術(shù)不斷改進(jìn)和發(fā)展，以應(yīng)對(duì)未來戰(zhàn)場多層次、多任務(wù)攻擊、多目標(biāo)的實(shí)戰(zhàn)需要。

2) 為了提高破片利用率以及增強(qiáng)對(duì)空中目標(biāo)的毀傷效果，軸向飛散控制技術(shù)控制破片由大飛散角向結(jié)構(gòu)切割效應(yīng)更好的聚焦和線列式方向發(fā)展；殼體裝藥曲線向考慮結(jié)合起爆方式、波形控制器、長徑比等多樣化精準(zhǔn)控制方向發(fā)展；

3) 在單種功能戰(zhàn)斗部的基礎(chǔ)上，對(duì)戰(zhàn)斗部局部破片飛散方向進(jìn)行重新設(shè)計(jì)形成組合式戰(zhàn)斗部，例如：聚焦-飛散戰(zhàn)斗部、聚焦-定向戰(zhàn)斗部等組合式戰(zhàn)斗部，實(shí)現(xiàn)一彈多用功能，增強(qiáng)毀傷威力。