Выводы и задачи исследования.

Одной из основных проблем при проектировании бронебойной пули является разработка конструкции, а так же технологии изготовления бронебойного сердечника. Анализ условий функционирования и патентный поиск показал, что одной из наиболее важных задач при проектировании является обеспечение необходимой прочности изделия при эксплуатации.

При рассмотрении научно-технической литературы была выявлена недостаточная освещенность проблемы прочности индентора при проникновении в преграду, основное внимание уделяется поведению преграды при пробитии.

В работе [1] был предложен математический аппарат для расчета углового взаимодействия сердечника с преградой, однако он имеет существенные недостатки:

· при расчете взаимодействия не учитывается вращательное движение сердечника в момент подлета к преграде;

· математический аппарат дает намного завышенные значения усилия при пробитии, превосходящие допустимые нагрузки для материала сердечников

В ходе обзора научно-технической литературы также было выявлено отсутствие информации о возможных видах нарушения прочности ударника при пробитии преграды. бронебойный сердечник снаряд конструкция

С учетом изложенного в дипломной работе поставлены и решаются следующие задачи:

· анализ кинематики и силовых условий нагружения бронебойного сердечника при внедрении в преграду;

· статистический анализ характера разрушения бронебойных сердечников по результатам полигонных испытаний;

· разработка приближенных моделей прочности бронебойных сердечников;

· разработка технологических требований, предъявляемыъ к конструкции бронебойных сердечников.

2. Анализ условий функционирования бронебойных пуль и сердечников при пробивании преграды

2.1 Постановка задачи

Для проведения анализа условий функционирования бронебойных сердечников при пробивании преграды необходимо:

· оценить кинематические условия встречи пули с преградой;

· установить характерные стадии процесса пробивания сердечником преграды;

· определить кинематику поведения бронебойного сердечника для каждой из характерных стадий пробивания преграды;

· оценить силовые условия нагружения сердечника при взаимодействии с преградой.

Решение перечисленных задач представляет большую сложность, так как пуля при подлете к преграде совершает сложные движения с относительно высокими около и сверхзвуковыми скоростями.

Для оценки начальных кинематических условий встречи пули с преградой представляется целесообразным использование внешнебаллистической математической модели Г.А. Данилина и И.О. Мишарина.

Приближенное решение остальных задач на качественном уровне возможно с применением численных методов, в частности метода конечных элементов (МКЭ).

2.2 Кинематика движения пули в момент подлета к преграде

В процессе полета в безвоздушном пространстве на пулю действует только сила тяжести, которая совместно с начальной скоростью и углом бросания предопределяет форму траектории ее полета. При полете в воздушном пространстве на пулю действует дополнительная внешняя сила, сила сопротивления воздуха (рис. 2.1). Сила сопротивления воздуха является распределенной нагрузкой и интегрально может быть приложена в некой точке на оси симметрии в виде силы R. Точку приложения силы сопротивления воздуха как равнодействующей распределенной нагрузки называют центром сопротивления (ц.с.), а точку приложения силы тяжести - центром тяжести (ц.т.) или центром масс (ц.м.). Сила сопротивления воздуха препятствует движению пули и направлена под некоторым углом.

Рис. 2.1 Силы действующие на пулю в полёте

Механизм совокупного действия силы R может быть раскрыт следующим образом. Приложим к центру тяжести две силы, равные по величине R и противоположно направленные параллельно ей. Разложим одну из них на две составляющие: по касательной к траектории (RT) и перпендикулярно к ней (RN). Получили систему сил в центре тяжести: RT, RN, qП и пару сил R, действующих на определенном плече и создающих опрокидывающий пулю момент в плоскости чертежа.

Сила RT называется лобовым сопротивлением и вызывает уменьшение (торможение) скорости полета пули, в результате чего нисходящая ветвь траектории короче восходящей. Сила RN называется подъемной силой. Сила тяжести qП вызывает понижение траектории полета, а подъемная сила - ее повышение.

Полет пули в воздухе устойчивый, если угол д между осью пули и касательной к траектории не увеличивается со временем, а уменьшается. Если этот угол под действием опрокидывающего момента возрастает, то пуля начинает кувыркаться, подставляя потоку воздуха то одну, то другую сторону, в результате чего происходит потеря скорости. В результате такой неустойчивости уменьшается дальность полета и резко ухудшаются характеристики эффективности стрельбы.

Для обеспечения стабилизации пули на траектории используют два способа стабилизации. Первый способ заключается в смещении центра сопротивления (ц.с.) назад за центр тяжести (ц.т.) за счет стабилизатора и утяжеления носовой части. В этом случае момент М перестает быть опрокидывающим и становится стабилизирующим.

Второй способ обеспечения устойчивости полета заключается в сообщении пули большой угловой скорости вокруг продольной геометрической оси. Пуля, имея поступательное и вращательное (ротационное) движение, обретает свойства гироскопа. Действие силы RN преобразуется в дополнительное вращательное движение (прецессию), и центр тяжести пули описывает винтовую спиральную линию вокруг касательной траектории. Опрокидывающий момент создает третье вращательное движение - нутацию с углом д (рис. 2.2). Поэтому дополнительные внешние силы (усилие ветра, ветки и пр.) также частично преобразуются в прецессию и нутацию, в меньшей степени отклоняя траекторию полета пули от линии стрельбы.

Рис. 2.2 Характер движения вращающейся пули

 Необходимо учитывать вращение пули, деривацию. Деривация - отклонение снаряда от упреждённой точки ввиду ротационного вращения. Головная часть снаряда описывает замысловатую траекторию (рис. 2.3).

Наиболее часто головная часть снаряда отклонена вправо вверх (при правых нарезах в канале ствола), что собственно и приводит к отклонению от первоначального направления движения снаряда (пули). Если шаг нарезов

"правый", то пуля под влиянием деривации будет отклоняться вправо. И, наоборот, Япония традиционно использует левое вращение пули.

Рис. 2.3 Схемы правого (а) и левого (б) вращений (дериваций) пули

Отметим так же тот факт, что при взаимодействии с преградой, происходит «затухание» всех видов ротационного движения. В результате затухания, центр масс описывает траекторию, представленную на рис. 2.4.

Рис. 2.4 Траектория центра масс сердечника при взаимодействии с преградой для правого вращения (а) и левого (б) вращений

Для дальнейшего моделирования процесса пробивания преграды, необходимо определить кинематику движения пули при встрече с преградой. Ниже приведены формулы, необходимые для расчета.

,(2.1)

где d- калибр пули, мм; qп - вес пули, г; i - коэффициент формы пули (0,9…1,1).

,(2.2)

где D(VC), D(V0) - функции скорости, определяемые по таблицам внешнебаллистических расчетов [4].

,(2.3)

где T(VC), T(V0) - полетные функции скорости, определяемые по таблицам внешнебаллистических расчетов [4].

Скорость вращения пули по вылете из канала ствола:

,(2.4)

где ц - угол крутизны нареза.

Скорость вращения пули, в момент времени t:

,(2.5)

где V - скорость пули в момент времени t.

Ниже приведен расчет необходимых для дальнейшего моделирования параметров.

На основании полигонных испытаний, за начальную скорость принимаем V0=740 м/с, расстояние X=200 м, вес пули qп=7.9 г, d=7.62 мм, длина пули l=28 мм, угол крутизны нарезов канала ствола ц=6°.

.

.

По таблицам внешнебаллистических расчетов находим, V0=590 м/с.

Для полученных значений скоростей, находим значения полетных функций скоростей T(VC)=8.6354, T(V0)=5.9371.

c.

1/сек.

На дистанции X=200 м, пуля будет вращаться со скоростью:

1/сек.

2.3 Кинематика движения пули и сердечника при внедрении в преграду

При анализе взаимодействия жесткого сердечника с преградой условия его функционирования различаем по следующим основным признакам:

· массе и форме головной части сердечника;

· углу и скорости встречи с преградой;

· соотношению прочностных свойств сердечника и преграды;

· соотношению толщин преграды и диаметра сердечника;

· видом контурного закрепления плиты преграды.

Интегральный величиной, учитывающей массу сердечника и форму его головной части, может выступать аналог баллистического коэффициента (2.1):

,(2.6)

где ic, dc, mc - соответственно коэффициент формы, диаметр и масса сердечника.

В отличие от баллистического, этот коэффициент должен учитывать тормозящее действие сопротивления материала преграды внедряемому в нее сердечнику.

Отношение называют поперечной нагрузкой. Поперечная нагрузка сердечника будет тем больше, чем больше масса сердечника и меньше его диаметр. Следовательно, при одинаковом диаметре сердечников, поперечная нагрузка будет больше у длинного сердечника. Сердечник с большей поперечной нагрузкой при равных скоростях перемещения в преграде обладает большей кинетической энергией, что определяет большие возможности по сохранению постоянства начальных скоростей встречи и увеличению толщины бронепробивания.