1-2 początek

Transkrypt

1-2 początek

PROBLEMY MECHATRONIKI
UZBROJENIE, LOTNICTWO, INśYNIERIA BEZPIECZEŃSTWA
KWARTALNIK
PROBLEMS OF MECHATRONICS
ARMAMENT, AVIATION, SAFETY ENGINEERING
QUARTERLY
Nr 1 (7), 2012
Copyright © by Military University of Technology, Poland. All rights reserved.
Warsaw 2012
ISSN 2081-5891
Korekta / Proof: Renata Borkowska, Adrian Kemp
DTP: Sławomir Dębski, Renata Chromik
Projekt okładki / Book cover design: Barbara Chruszczyk
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna
ul. Gen. Sylwestra Kaliskiego 2
00-908 Warszawa
Published by:
Military University of Technology
2 Gen. Sylwestra Kaliskiego St.
00-908 Warsaw, Poland
Redaktor naczelny / Editor-in-Chief:
prof. dr hab. inŜ. Radosław TRĘBIŃSKI
Redakcja:
Wydział Mechatroniki i Lotnictwa
00-908 Warszawa
tel. 22 683 99 56
fax 22 683 95 08
www.wmt.wat.edu.pl
Editorial Office:
Faculty of Mechatronics and Aerospace
2 Gen. Sylwestra Kaliskiego St.
phone: 48 22 683 99 56
fax: 48 22 683 95 08
www.wmt.wat.edu.pl
Druk:
Remigraf Sp. z o.o.
ul. Ratuszowa 11
03-450 Warszawa,
tel./fax 22 619 29 12
www.remigraf.pl
[email protected]
Printed by:
Remigraf Sp. z o.o.
11 Ratuszowa St.
tel./fax 48 22 619 29 12
www.remigraf.pl
[email protected]
RADA WYDAWNICZA / EDITORIAL BOARD
Vladimir BELLA
Akademia Sił Zbrojnych, Liptovski Mikulasz, Słowacja
Armed Forces Academy, Liptovsky Mikulas, Slovakia
Zbigniew BIELECKI
Wojskowa Akademia Techniczna, Warszawa
Military University of Technology, Warsaw, Poland
Maciej BOSSAK
Instytut Lotnictwa, Warszawa
Institute of Aviation, Warsaw, Poland
Stanisław CUDZIŁO
Algimantas
Politechnika w Kownie, Litwa
FEDARAVICIUS
Kaunas University of Technology, Lithuania
Józef GACEK
Jan GODZIMIRSKI
Adam JACKOWSKI
Zygmunt KITOWSKI
Akademia Marynarki Wojennej, Gdynia
Polish Naval Academy, Gdynia, Poland
Jan W. KOBIERSKI
Akademia Marynarki Wojennej, Gdynia
Polish Naval Academy, Gdynia, Poland
Piotr KONIORCZYK
Zbigniew KORUBA
Politechnika Świętokrzyska, Kielce
Kielce University of Technology, Kielce, Poland
Grzegorz KOWALECZKO WyŜsza Szkoła Oficerska Sił Powietrznych, Dęblin
Polish Air Force Academy, Dęblin, Poland
Andrzej KSIĄśCZAK
Politechnika Warszawska, Warszawa
Warsaw University of Technology, Warsaw, Poland
Zbigniew LECIEJEWSKI Wojskowa Akademia Techniczna, Warszawa
Martin MACKO
Uniwersytet Obrony, Brno, Czechy
University of Defence, Brno, Czech Republic
Zygmunt MIERCZYK
Momcilo MILINOVIC
Uniwersytet w Belgradzie, Serbia
University of Belgrade, Serbia
Jerzy MŁOKOSIEWICZ Wojskowa Akademia Techniczna, Warszawa
Aleksander OLEJNIK
Andrzej PANAS
Jan PIETRASIEŃSKI
Doru SAFTA
Techniczna Akademia Wojskowa, Bukareszt, Rumunia
Military Technical Academy, Bucharest, Romania
Krzysztof SIBILSKI
Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych, Warszawa
Air Force Institute of Technology, Warsaw, Poland
Andrzej SKOMRA
Wiesław SOBIERAJ
Stanisław TORECKI
Radosław TRĘBIŃSKI
Wojskowa Akademia Techniczna, Warszawa – przewodniczący
Military University of Technology, Warsaw, Poland – chairman
Adam WIŚNIEWSKI
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia, Zielonka
Military Institute of Armament Technology, Zielonka, Poland
Edward WŁODARCZYK Wojskowa Akademia Techniczna, Warszawa
Stanisław WRZESIEŃ
Vladimir E. ZARKO
Instytut Kinetyki Chemicznej i Spalania, Nowosybirsk, Rosja
Institute of Chemical Kinetics and Combustion, Novosibirsk, Russia
Bogdan ZYGMUNT
Military University of Technology, Poland
Andrzej śYLUK
Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych, Warszawa
Air Force Institute of Technology, Warsaw, Poland
Redaktorzy tematyczni / Subject Editors
Nauki chemiczne / Chemistry
Prof. dr hab. inŜ. Bogdan ZYGMUNT
Nauki techniczne / Technology
Prof. dr hab. inŜ. Józef GACEK − uzbrojenie/armament
Prof. dr hab. inŜ. Aleksander OLEJNIK – lotnictwo/aviation
Dr hab. inŜ. Andrzej SKOMRA – inŜynieria bezpieczeństwa/safety engineering
Szanowni Czytelnicy!
Od
początku
wydawania
kwartalnika
naukowego Problemy mechatroniki. Uzbrojenie,
lotnictwo, inŜynieria bezpieczeństwa jego zespół
redakcyjny czynił starania, aby czasopismo to znalazło swoje godne
miejsce wśród polskich czasopism naukowych o profilu technicznym
oraz aby publikujący w nim autorzy czerpali satysfakcję z poziomu
edytorskiego czasopisma. Celem nadrzędnym redakcji było i jest
wprowadzenie czasopisma na publikowaną przez Ministerstwo Nauki
i Szkolnictwa WyŜszego listę czasopism punktowanych, co pozwoli
potwierdzić zarówno odpowiedni poziom edytorski czasopisma,
jak równieŜ poziom merytoryczny zamieszczonych w nim artykułów.
Miło mi poinformować Szanownych Państwa, Ŝe nasz kwartalnik
od 2011 r. jest indeksowany w bazie danych o zawartości polskich
czasopism technicznych − BazTech oraz posiada stronę internetową,
która zawiera wersję elektroniczną wszystkich dotychczas wydanych
numerów. Były to przedsięwzięcia niezbędne do tego, aby rozpocząć
procedurę wprowadzania czasopisma na ministerialną listę czasopism
punktowanych.
Rok 2012 przynosi dość istotne zmiany w procesie edytorskim
kwartalnika. Od 1 stycznia zmianie ulega nazwa podmiotu, który
redagował czasopismo. Wydział Mechatroniki WAT zmienia nazwę na
Wydział Mechatroniki i Lotnictwa WAT. Nie wpłynie to jednak w Ŝaden
sposób na dotychczasowy tytuł czasopisma, ani na jego obszar
tematyczny.
Pod koniec 2011 r. Ministerstwo Nauki i Szkolnictwa WyŜszego
opublikowało nowe zasady kwalifikacji czasopism naukowych na listę
czasopism punktowanych i nowe zasady punktacji czasopism. Chcąc
spełnić powyŜsze wymagania, wprowadzamy wiele zmian, zwłaszcza
w dotychczasowym procesie przyjmowania i kwalifikowania do druku
prac nadsyłanych na adres redakcji. Szczegółowe wytyczne są
zamieszczone w wymaganiach wydawniczych znajdujących się
w końcowej części kaŜdego zeszytu. Będą równieŜ dostępne na stronie
internetowej czasopisma.
Pozwolę sobie zwrócić uwagę na zasadnicze zmiany w stosunku do
dotychczasowego trybu postępowania:
− artykuły będą recenzowane przez dwóch niezaleŜnych recenzentów,
którzy nie będą znali ani danych autora (autorów), ani jego (ich)
afiliacji (tzw. double-blind review proces);
− redakcja będzie wymagała deklaracji o tym, Ŝe artykuł w nadesłanej
postaci nie był dotychczas publikowany w Ŝadnym innym czasopiśmie
naukowym;
− w przypadku artykułu, w którym występuje kilku autorów, redakcja
będzie wymagała deklaracji o wkładzie merytorycznym kaŜdego
z autorów w opracowanie artykułu.
Zmianie ulegają równieŜ niektóre elementy procesu edytorskiego.
Nazwiska recenzentów, publikowane dotychczas w kaŜdym numerze
kwartalnika, będą zamieszczane tylko w pierwszym numerze w danym
roku, w formie listy recenzentów współpracujących z redakcją w roku
poprzednim. Taką listę recenzentów znajdą Czytelnicy w bieŜącym
numerze czasopisma.
Ponadto redakcja zaczyna wdraŜać procedury mające na celu
ujawnianie jakichkolwiek przejawów nierzetelności naukowej,
a zwłaszcza przypadków „ghostwriting” i „guest authorship”. O kaŜdym
wykrytym przejawie nierzetelności naukowej redakcja powiadomi
instytucje zatrudniające autorów, a takŜe inne podmioty (np. towarzystwa
naukowe, stowarzyszenia edytorów naukowych).
Mając nadzieję, Ŝe przejawy nierzetelności naukowej nie będą
dotyczyły artykułów zamieszczanych w niniejszym kwartalniku, gorąco
zachęcam Państwa do publikowania na jego łamach, zwłaszcza
artykułów w języku angielskim.
Redaktor naczelny
prof. dr hab. inŜ. Radosław Trębiński
dziekan Wydziału Mechatroniki i Lotnictwa
Wojskowej Akademii Technicznej
Dear Readers!
From the beginning of the issue of the scientific
quarterly Problems of mechatronics. Armament,
Aviation, Safety Engineering of its editorial team had been making efforts
to this magazine has found its worthy place among the Polish scientific
journals about the profile and that publishing the authors derive
satisfaction from editorial level of the magazine.
The editorial objective was and still is to enter the journal on the list
of periodicals to be scored published by the Polish Ministry of Science
and Higher Education to confirm both the editorial level of the magazine,
as well as the level of operations appearing in the articles.
We are pleased to inform that our quarterly from 2011 is indexed in
BazTech − the database of Polish technical magazines, and has a website,
which contains electronic versions of all previously released volumes.
These were the projects necessary to begin the procedure for the placing
of the magazine on ministerial list of periodicals to be scored.
The year 2012 is quite significant changes in the editorial process
of quarterly. From January 1, changes the name of the institution of
Editorial Office. Faculty of Mechatronics in Military University of
Technology changes the name on the Faculty of Mechatronics and
Aerospace. However, this does not affect in any way to the title of the
magazine and its thematic area.
At the end of 2011, the Polish Ministry of Science and Higher
Education published new rules for eligibility of scientific journals in the
list of periodicals to be scored and new rules for score magazine. To meet
these requirements, we are introducing a number of changes, especially
in the current process of admission and eligibility for work carried out at
the address of the editor.
Detailed guidelines are provided in the requirements for publishing
in the final part of each book and will also be available on the website of
the magazine.
Let me draw attention to the essential changes in relation to the
current mode of:
− articles will be peer reviewed by two independent reviewers (double
blind review proces);
− editors will require a Statement that the article was not previously
published in any scientific journal;
− in the case of an article, in which a number of authors occur, the editors
will require Declaration of the substantive contribution of each of the
authors in the development of the article.
We also change some elements of the editorial process. The names
of the reviewers, published in each issue of quarterly, will be given only
in the first number in a given year, in the form of a list of reviewers
cooperating with editors in the previous year. The list of reviewers will
find Readers in the current issue of the magazine.
In addition, the Editor starts to implement procedures for the
disclosure of any manifestations of science dishonesty, especially in
cases of ghostwriting and guest authorship. For each detected that results
dishonesty scientific editors will inform institutions with authors, and
other entities (e.g. scientific societies, the Association of scientific
editors).
Hoping that the manifestations of scientific dishonesty do not apply
to articles included in our quarterly I warmly encourage you to publish
papers in our journal, in particular in English.
I wish you a fruitful reading of the Problems of Mechatronics.
Editor-in-Chief
Professor Radosław Trębiński, PhD, DSc
Dean of the Faculty of Mechatronics and Aerospace
SPIS TREŚCI
Norbert ADAMEC, Mário ŠTIAVNICKÝ,
Mária PÁLUŠOVÁ, Vladimír BELLA
The Suitability of Using C30E Steel Materials for Damping the Effects
of Improvised Explosive Devices …..………………………………......
11
Michał JASZTAL
Modelowanie pęknięć w elementach konstrukcji na potrzeby
numerycznych obliczeń trwałości zmęczeniowej …………………….
21
Łukasz SZMIT, Stanisław TORECKI
Szczegółowy model matematyczny odrzutu swobodnego broni
działającej na zasadzie odprowadzenia gazów prochowych ……………
37
Maciej PODCIECHOWSKI, Krystian ZIMOŃCZYK,
Stanisław śYGADŁO
Ocena skuteczności amunicji odłamkowej wyposaŜonej w zapalniki
zbliŜeniowe …..........................................................................................
51
Adam BIEDRZYCKI, Olgierd GOROCH, Marek RADOMSKI
Analiza charakterystyk taktyczno-technicznych amunicji
programowalnej średnich kalibrów ..........................................................
61
Adam JACKOWSKI, Marcin SARZYŃSKI
Badanie fragmentacji ściskanych dynamicznie próbek wykonanych
z kompozytów Cu-W-BNα ......................................................................
71
Prace konstrukcyjno-technologiczne
Norbert GRZESIK
Applying AIM-9X on MiG-29 – Initial Analysis of MiG-29 Weapon
System Modernizations ………………………………………………....
83
Jerzy STĘPIEŃ, Jarosław MARCISZ, Bogdan GARBARZ,
Marek BURDEK, Zdzisław KACZMAREK, Dariusz SZAŁATA,
Jan MATERNIAK
Technologia wykonania prototypowej partii korpusów rakietowych
kalibru 227 mm ........................................................................................
91
Mirosław ADAMSKI, Mariusz ADAMSKI
Współczesne systemy ratownicze samolotów i śmigłowców …………..
101
CONTENTS
Norbert ADAMEC, Mário ŠTIAVNICKÝ,
Mária PÁLUŠOVÁ and Vladimír BELLA
The Suitability of Using C30E Steel Materials for Damping the Effects
of Improvised Explosive Devices ………………………………….….
11
Michał JASZTAL
Fatigue Cracks Modeling in Structure Elements for Numerical
Calculation of Fatigue Life (in Polish) …………………………….….
21
Łukasz SZMIT and Stanisław TORECKI
Detailed Mathematical Model of the Gas Operated Weapon Recoil
(in Polish) ………………………………………………………………
37
Maciej PODCIECHOWSKI, Krystian ZIMOŃCZYK
and Stanisław śYGADŁO
Evaluation of the Effectiveness Destruction of Fragmentation
Ammunition Equipped with Proximity Detonators (in Polish) …….….
51
Adam BIEDRZYCKI, Olgierd GOROCH and Marek RADOMSKI
The Tactical and Technical Characteristics of Medium Calibre
Programmable Ammunition Analysis (in Polish) ....................................
61
Adam JACKOWSKI and Marcin SARZYŃSKI
Research of Fragmentation of Dynamic Compressed Samples made of
Composites Cu-W-BNα (in Polish) .........................................................
71
Technical Communications
Norbert GRZESIK
Applying AIM-9X on MiG-29 – Initial Analysis of MiG-29 Weapon
System Modernizations …………………………………………………
83
Marek BURDEK, Zdzisław KACZMAREK, Dariusz SZAŁATA
and Jan MATERNIAK
Manufacturing Technology for Prototype Bodies of 227 mm Rato
Booster Rockets (in Polish) .....................................................................
91
Mirosław ADAMSKI and Mariusz ADAMSKI
Current Aircraft Rescue Systems (in Polish) ……………………..……
101
ISSN 2081-5891
1 (7), 2012, 11-20
The Suitability of Using C30E Steel Materials for Damping
the Effects of Improvised Explosive Devices*
Norbert ADAMEC, Mário ŠTIAVNICKÝ, Mária PÁLUŠOVÁ,
Vladimír BELLA
The Academy of the Armed Forces of General M.R. Štefánik
Department of Mechanical Engineering,
P. O. Box 45/KtS, 031 01 Liptovský Mikuláš, Slovakia
Abstract. There are nowadays different kinds of homogenous steel armours
(e.g. different kinds of steel sheets Armox, Russian armours including 2P, 43 PSM etc.)
or aramide fibres which can be used alone or in composites. This paper follows the
relationship between the strength parameters and microstructure in the steel armours
used for personal protection and military vehicles. The results described in the paper,
pick up the threads of previous work performed at the Mechanical Engineering
Department in Armed Forces Academy of gen. M.R. Stefanik in Liptovsky Mikulas.
Keywords: materials engineering, homogenous armours, metallographic observation,
material hardness, microhardness, tenacity, toughness
1. INTRODUCTION
During explosions of terrorist improvised explosive devices there is a great
deal of destruction which takes place within the surrounding materials.
Destruction is the result of the integration of high temperature from ignition of
explosives (2500÷5000°C), high gas detonation pressure (1000÷20 000 MPa)
and explosion energy (6000 kJ/kg).
* Presented at 8th International Armament Conference on „Scientific Aspects of Armament and Safety Technology”,
Pułtusk, Poland, 6-8 October 2010.
12
N. Adamec, M. Štiavnický, M. Pálušová, V. Bella
Researching behaviour of protective materials for the above conditions can
be found useful further in increasing the resistance of thin steel armour plates
against the effect of improvised explosive devices. This applies both to
monitoring changes in the structure of thin steel armour plates after the effect of
operation of improvised explosive devices, but also vibrations in the material
during such action, which can be reliably detected using vibrodiagnostic
methods. By examining the relationship of strength parameters and
microstructure of steel materials used for personal protection as well as for
vehicles (AFV – Armoured Fighting Vehicle) and for protected objects (safes,
sheltered structures) our results show the behaviour of steel materials in terms
of classical tests for the implementation of the notch toughness at temperatures
where the person normally moves.
2. CHEMICAL COMPOSITION COMPARISON OF SELECTED
MATERIALS
Chemical composition of steel alloys has a significant role in determining
properties of a particular alloy. The ability to resist the action of shooting
projectiles or pressure waves from explosions is given by the characteristic
properties of the material including its tensile strength, yield strength,
elongation and contraction of the material. In addition to these we are interested
in the material toughness as the ability to stay intact in bending and upon
impact, without formation of cracks. The opposite is fragile.
For our investigation we have chosen the Swedish material ARMOX 500T
and a second material: EN C30E steel which is produced in Slovakia. The
materials are listed in Table 1.
Table 1. Chemical composition of studied steel materials
Chemical composition %
Cr
Ni
Mo
B
C
Mn
Si
Steel 12 031
(EN C30E)
0.34
0.80
0.40
0.40
0.40
Armox 500 T
0.32
0.804
0.2773
0.417
0.893
Difference
-0.02
+0.004 -0.1227 +0.017 +0.493 +0.2569 +0.0003 -0.0282 -0.0305
0.10
-
P
S
0.035
0.035
0.3569 0.0003 0.0068 0.0045
The chemical composition of steel alloys significantly affects the impact
strength outside the crystal. Materials with an ideal crystal lattice (without
dislocations) are fragile. Tough materials have less tensile strength, but with
a great ability of absorbing shocks.
Table 1 shows the chemical composition of the two steel materials.
The Suitability of Using C30E Steel Materials for Damping the Effects…
13
Both materials are examined in terms of its constituents with the only
difference being in the boron, which is not available for the C30E steel.
In terms of toughness of the material we are most interested in manganese,
silicon and nickel. Alloys in ferrite-pearlite steels, are used to increase the yield
stress and strength of the ferrite. These features affect the manganese, silicon,
chromium and nickel.
Manganese is used for the substitution of hardening of ferrite. It is less
common to use silicon and nickel for this purpose. Manganese is a readily
available and relatively inexpensive element, although the increase in yield
stress is not so strong, it has the advantage that the current transient temperature
shifts to lower temperatures. Silicon increases the strength and yield stress, but
in the contents of 0.7% impact strength decreases sharply. Opposite is in the
ferritic − chrome steels, where the contents of silicon and manganese is low,
because they increase transient temperature. Their negative impact is already
reflected in the presence of 1% manganese and 0.5% silicon.
Nickel dissolved in ferrite increases the value of notch toughness and the
temperature gradient significantly shifts towards lower temperatures. Nickel is
a relatively expensive element, so it is used only for steel refining in which we
get the maximum of the mechanical properties. This is true for ferrite-pearlite
steels. Although nickel increases the strength of ferrite, it does not reduce its
impact strength. During the rapid cooling from the area of stabile austenite
ferrite alloyed by Cr, Mn, and Ni transfer without diffusion martensitic
transformation.
Molybdenum improves the process of hardening and increases the strength
of the material. Resistance against softening at higher temperatures and
therefore higher content causes problems with forging.
Boron atoms are deposited preferentially at the grain boundaries, where
they hinder the diffusion of carbon atoms and inhibit secretion of ferrite. Boron
extends the start of austenitic transformation and thus also improves hardness
properties.
It shows great efficiency for absorption of neutrons and is used for alloy
steels intended for controllers and devices to screen nuclear energy. Boron
improves the strength characteristics of austenitic steels resistant to high
temperatures. This element in the structural steels improves hardness properties
and the amount required to do this is of two orders of magnitude smaller
(0.001%) than required amount of carbon to achieve similar effect. It causes an
increased core strength in cemented steels. Very small amounts of boron in the
material are hardly detectable and can affect the hardening properties, which
causes problems for machining. It also reduces weld ability.
Sulphur is contained in steel as an impurity during the production. On the
one hand it makes heat treatment difficult; on the other hand, it improves the
workability of the material.
14
Phosphorus is also an impurity incured during production similar to
sulphur and therefore is included in steel. It increases tensile strength and
resistance to atmospheric corrosion. In conclusion to this chapter we can
conclude:
Effect of the chemical composition on impact strength is as follows:
chromium reduces very slightly the impact strength (if not exceeded 2%), nickel
increases the impact strength, molybdenum, tungsten and manganese decrease
the impact strength when presented in content higher than 1%, boron improves
the hardness, but worsens the steel’s weldability.
3. SELECTED MECHANICAL PROPERTIES OF TESTED
MATERIALS
To achieve our goal, we selected the basic mechanical properties of
selected steels’ hardness and notch toughness.
Notch toughness is the material ability to withstand sudden, shock loads.
This feature is similar to resistance to penetration and it is dependent on
temperature. Notch toughness is measured using specially prepared testing
sample with a notch. It is indicated by the KCU, or KCV (according to U or V
shape) and it is given in J/cm2. Also indicating the temperature at which it was
detected.
Impact strength is measured using a special device − Charpy hammer. It is
a pendulum hammer with an established prescribed edge. The sample is
positioned in order to notch up lying in the plane of swing motion of the
hammer at the point with the most kinetic energy. The hammer is actuated by
the gravitational force. The edge of the hammer strikes the sample from the
opposite side as the notch up.
Test samples are small blocks of prescribed size with carved notches.
Energy effect direction of the hammer and shape and dimensions of the
specimen with the “V” notch for testing performance are depicted in Figure 1.
Fig. 1. Sketch of the sample location in the test equipment
15
To the right, indicated tip of hammer, test samples and size and shape of
the sample.
3.1. Assessment of the fracture
In addition to the size of the notch, toughness is also an important result of
the assessment of the fracture surface. According to the ratio of glossy and
matte surfaces it can be assessed if the material is ductile or brittle.
Elongation is the material’s ability to be plastically stretched. Plastic means
that there are no cracks and the material will remain stretched. This is also the
figure (in %) measuring the degree of irreversible extension of the profile.
Any material which has discolorations it its crystal lattice, may be
elongated. The ideal lattice without dislocations allows no elongation. Due to
the action of external forces, the dislocations move in the direction of The
Burgers vector. Finally they reach the grains boundaries. Visually this would
manifest for example as a matte surface.
Fig. 2. Fracture surface of ductile material
Fig. 3. Scheme of deformation caused by stress
16
Figure 2 shows the fracture surface of ductile material. Fracture surface is
characterized by the homogeneity of the surface. The entire area is only an area
of ductile (tenacity) fracture. The figure also shows deformation which causes
stress which arises as a result of the bend in the notch.
3.2. Mechanical properties of tested materials
The measured values of selected mechanical properties are shown in Table 2.
The values of ductility, tensile strength and yield stress are given by the
manufacturer of the material.
From the measured mechanical properties at an ambient temperature of
20°C we can see, that the Armox 500T material has a high hardness and notch
toughness. The sample has relatively high carbon content.
The C30E steel has a hardness of 265 HB after hardening. There is
a significant change in the size of the notch toughness. The specimen had in its
supplied state the hardness of 202 HB, with the impact strength being only
13.75 J/cm2 and a typical fracture surface was brittle (crystalline fracture).
Table 2. The measured mechanical properties at 20°C
Supplied
state
Hardened
Tempered
Standards
annealing
Armox
500T
Supplied
state
202
265
139
142
484
240÷380
127
143
270÷650
Steel 12 031 (C30E)
Values
Macrohardness
[HB]
Microhardness
[HVM]
Notch toughness
[J⋅cm-2]
Ductility A5
[%]
Breaking strength
[MPa]
Yield strength
[MPa]
Carbon
equivalent
13.75
102
92
7.5
12.75
12
595
943
594
869
480
490
1 500
1 250
0.62
0.707
17
Fig. 4. Fracture surface of tested material C30E in the supplied state
A comparison of the chemical composition shows that the material
properties of Armox 500T are affected by the amount of components (nickel,
molybdenum and boron).
4. MICROSTRUCTURE COMPARISON OF SELECTED
MATERIALS
On the fracture and etching surface of steel we can see the structure, which
consist of a large number of grains. The size of these grains has effect on the
mechanical properties of steel, but also on its behaviour during heat treatment.
Heat treatment has a significant effect on the grain size.
In our case, we focused on the evaluation of the actual grain in the C30E
steel in a supplied state and after heat treatment.
4.1. Comparison of grain sizes studied materials
We can claim that the Armox 500T material is supplied in the state, which
is very beneficial for use in protecting against explosions or against bullets from
small arms.
The measurements were made using a QuickPHOTO CAMERA 2.2.
Reported values are given in Table 3.
Table 3. Characteristics of grains material Armox 500T
The average of grain area
The measured area
The number of grains per 1 mm2
Grain size
µm2
µm2
90.1
80115
11198
10
The Armox 500T material can be classified in accordance with STN 42
0463 as a material with a grain size of 10. The grain characteristic of the C30E
material before heat treatment is shown in Table 4. Table 5 shows the grain
characteristic of the C30E material after hardening.
18
We can note that the C30E material comes to use in the state, in which it is
very beneficial for protecting against explosions or against bullets from small
arms. But after heat treatment it greatly changes its impact strength and to some
extent increases its toughness.
Table 4. Characteristics of the grains C30E material in a supplied state
µm2
2
The measured area
µm
2
The number of grains per 1 mm
Grain size
595.36
80115
840
7
Table 5. Characteristics of the grains material C30E after hardening
µm2
µm2
The measured area
The number of grains per 1 mm2
Grain size
755.1
80115
1273
7
The values given in the table shows that the hardened C30E material was
fine-grained. Also there is an increase in its number within the measured area.
Despite its grain size according to the standards, it stays in group number 7.
4.2. Comparison of microstructures of tested materials
The Figures 5 and 6 are illustrated for comparison of shapes of grain and
their layout. Figures were taken with an Olympus SP-350 camera from an
Olympus GX-51 microscope. Magnification set was 1000 x, Nital 2%.etched.
a)
b)
Fig. 5. The microstructure of the C30E material: a) in supplied state, b) after hardening
19
Fig. 6. The microstructure of the Armox 500T material in a supplied state
Comparing the shape of the microstructure we can evaluate the Armox
500T material. It has a structure in which the components of the heat treatment
are predominant. These include especially bainite, martensite and carbides.
After the hardening, structure of the C30E is dominated by ferrite.
5. CONCLUSION
After testing and comparison of mechanical properties of the Armox 500T
and C30E materials we reach the following conclusions:
− the C30E material after hardening shows significant changes in its
impact strength value measured at T = 20°C,
− the investigated C30E material without heat treatment shows
a negligible impact strength value of 13.75 J/cm2,
− the fracture surface shows that the C30E material is brittle.
− the C30E material after hardening did not reach such values of microand macrohardness as the Armox 500T material, although the impact
strength value was similar.
After tempering or annealing of the C30E material, our testing device for
impact strength measurement was unable to break the specimens.
This fact leads us to believe that further modification of this material could
result in its improvement. Further efforts will focus on carburizing and its effect
on surface hardness of the C30E material and the measurement of notch
toughness after heat treatment at temperatures of this material’s normal use
(−30°C÷+20°C).
20
REFERENCES
[1] Bella V. and all., Analýza materiálov na ochranu osádok mobilných
prostriedkov Armády SR, Výskumná správa úlohy VV-9301/1, VA,
Liptovský Mikuláš, 1996.
[2] Eliáš J., Možnosti vývoja pancierovej ochrany bojových vozidiel,
Dizertačná práca, Trenčín, 2007.
[3] Hájek M., Kabourek J., Bojová pásová vozidla, Vojenská akadémia, Brno,
1985.
[4] Jacko M., Analýza výbuchu nálože na pancierovej doske, Zborník
z vedeckej konferencie Logistika 2003, VA, Liptovský Mikuláš, 2003.
[5] Jacko M., Analýza dynamického účinku výbuchu, Dizertačná praca, VA,
[6] Jech J., Tepelné spracovanie ocelí. Metalografická príručka, SNTL, Praha,
1977.
[7] Kápolka P. and all., Pancierová ochrana mobilných prostriedkov, VA,
[8] Morávek K., Analýza teórie vyhodnocovania a stanovenia streleckej
odolnosti oceľových homogénnych pancierových plechov proti priebojným
malokalibrovým strelám, Dizertačná praca, Vojenská akademia, Liptovský
Mikuláš, 2003.
[9] Puškár A., Kápolka P., Podmienky vzniku a šírenia lomov v konštrukčných
materiáloch, Vojenská akademia, Liptovský Mikuláš, 1994.
[10] Skočovský P., Bokůvka O., Konečná R., Tillová E., Náuka o materiáli pre
odbory strojnícke, ŽU, Žilina, 2001.
[11] Skočovský P., Podrábska T., Colour metallography of ferrrous alloys (in
Slovak), ŽU, Žilina, 2001.
[12] Zborník z vedeckej konferencie: Smery vývoja techniky pozemného vojska,
26-27.11.1997, Vojenská akademia, pp. 176-181, Liptovský Mikuláš,
1997.
[13] Veles P., Mechanické vlastnosti a skúšanie kovov, ALFA, Bratislava, 1989.
[14] Zborník z medzinárodnej vedeckej konferencie: Výzbroj a technika
pozemných síl, Akadémia ozbrojených síl, pp. 99-104, Liptovský Mikuláš,
2005.
[15] Zborník z medzinárodnej vedeckej konferencie: Výzbroj a technika
pozemných síl, Akadémia ozbrojených síl, pp. 143-148, Liptovský
Mikuláš, 2006.
ISSN 2081-5891
1 (7), 2012, 21-36
Modelowanie pęknięć w elementach konstrukcji na
potrzeby numerycznych obliczeń trwałości zmęczeniowej*
Michał JASZTAL
Instytut Techniki Lotniczej, Wydział Mechatroniki i Lotnictwa,
Wojskowa Akademia Techniczna,
ul. Gen. S. Kaliskiego 2, 00-908 Warszawa
Streszczenie. W artykule przedstawiono metodykę modelowania pęknięć w elementach
konstrukcji mającą na celu numeryczne wyznaczanie współczynnika intensywności
napręŜeń. Potrzeba opracowania numerycznego sposobu wyznaczania współczynnika
intensywności napręŜeń wynika z faktu, iŜ daje ona moŜliwość wyznaczania jego
wartości dla dowolnej geometrii elementu, długości pęknięcia oraz sposobu obciąŜenia.
W celu zilustrowania opracowanej metodyki przedstawiono przykład obliczeniowy
trwałości zmęczeniowej próbki wykonanej z lotniczego stopu aluminium 2024-T3
obciąŜonej widmem stałoamplitudowym. Opracowano model MES analizowanej
próbki, wyznaczono wartość współczynnika intensywności napręŜeń dla kilku wartości
długości pęknięcia, a następnie korzystając z zaleŜności Parisa na prędkość pękania
zmęczeniowego, wyznaczono trwałość badanego elementu.
Słowa kluczowe: mechanika, pęknięcie zmęczeniowe, trwałość konstrukcji, metoda
elementów skończonych (MES)
1. WSTĘP
ObciąŜenie elementu, aktualna długość pęknięcia oraz geometria elementu
wpływają na pole napręŜeń wokół wierzchołka pęknięcia determinujące rozwój
pęknięcia zmęczeniowego. Wielkość tych napręŜeń moŜe być definiowana
m.in. współczynnikiem intensywności napręŜeń K.
* Artykuł był prezentowany na VIII Międzynarodowej Konferencji Uzbrojeniowej nt. „Naukowe aspekty techniki uzbrojenia i bezpieczeństwa”,
Pułtusk, 6-8 października 2010 r.
22
M. Jasztal
Stąd teŜ postanowiono opracować metodykę wyznaczania w sposób
numeryczny współczynnika intensywności napręŜeń. Potrzeba opracowania
numerycznego sposobu wyznaczania współczynnika intensywności napręŜeń
wynika z faktu, iŜ daje ona moŜliwość wyznaczania jego wartości dla dowolnej
geometrii elementu, długości pęknięcia oraz sposobu obciąŜenia. Wyznaczenie
tego współczynnika w sposób doświadczalny wymaga specjalistycznej
aparatury, natomiast dostępne w literaturze zaleŜności empiryczne zostały
opracowane dla kilku podstawowych rodzajów pęknięć oraz geometrii elementu
i sposobu obciąŜenia. W celu wyznaczenia wartości współczynnika
intensywności napręŜeń w sposób numeryczny, opracowano metodykę
przygotowania modelu elementu konstrukcji zawierającego pęknięcie.
Najbardziej istotny w modelu elementu konstrukcji zawierającym
pęknięcie jest obszar wokół krawędzi szczeliny. Krawędź szczeliny pęknięcia
modelujemy jako wierzchołek pęknięcia w modelu 2D i szczyt szczeliny
w modelu 3D. Pęknięcie, które powstało w obciąŜonym elemencie konstrukcji,
moŜe odkształcać się w róŜny sposób. Według Irwina istnieją trzy niezaleŜne
sposoby (schematy kinematyczne) wzajemnego przemieszczania się dolnej
i górnej powierzchni pęknięcia:
Schemat I – rozwieranie szczeliny – ma miejsce, kiedy obie powierzchnie
pęknięcia zostają odsunięte od siebie w kierunku y,
a deformacje mają charakter symetryczny względem płaszczyzn
xz i xy.
Schemat II – ścinanie szczeliny – obie powierzchnie pęknięcia ślizgają się po
sobie w kierunku x, a deformacje mają charakter symetryczny
względem płaszczyzny xy i antysymetryczny względem xz.
Schemat III – rozdzieranie szczeliny – powierzchnie pęknięcia ślizgają się po
sobie w kierunku z, a deformacje mają charakter
antysymetryczny względem płaszczyzn xy i xz.
Rys. 1. Podstawowe schematy kinematyczne deformacji szczeliny [7]
Fig. 1. Elementary kinematic modes of crack deformation [7]
MoŜna pokazać, Ŝe dowolny przypadek deformacji szczeliny da się
przedstawić za pomocą odpowiedniej superpozycji tych trzech przypadków.
Modelowanie pęknięć w elementach konstrukcji na potrzeby numerycznych…
23
Dla kaŜdego z nich istnieje odpowiednie pole napręŜeń w pobliŜu
wierzchołka pęknięcia. Irwin wykazał, Ŝe odpowiednie składowe napręŜenia
w rejonie wierzchołkowym szczeliny odpowiadają trzem schematom
kinematycznym deformacji szczeliny w następujący sposób:
σy =
KI
K
K
f1 (θ ) , σ xy = II f 2 (θ ) , σ yz = III f3 (θ )
2πr
2πr
2πr
W powyŜszych wzorach r jest odległością od wierzchołka, a człony typu
fi (θ ) są funkcjami kąta θ . MoŜemy więc zauwaŜyć, Ŝe pole napręŜeń posiada
w wierzchołku osobliwość typu 1 r . Najbardziej istotny w modelu pęknięcia
jest obszar wokół krawędzi szczeliny (rys. 2).
Rys. 2. Krawędź szczeliny [7]
Fig. 2. Crack edge [7]
PoniewaŜ pole napręŜeń w wierzchołku szczeliny posiada osobliwość typu
1 r , gdzie r jest odległością od wierzchołka szczeliny, to w celu
zamodelowania tej osobliwości za pomocą metody elementów skończonych
(MES) naleŜy uŜyć specjalnego typu elementów. Taką rolę bardzo dobrze
odgrywają zdegenerowane elementy paraboliczne. Są to elementy, w których
odpowiednie węzły krawędzi zostają przesunięte z połoŜenia środkowego do
1 / 4 długości boku, w kierunku modelowanego wierzchołka szczeliny. Ten
zabieg prowadzi do uzyskania osobliwości pola napręŜeń wynikającej
z zerowania się wyznacznika macierzy Jacobiego. Elementy te noszą
w literaturze nazwę Quarter Point Elements (QPE). Najczęściej uŜywanymi
elementami modelującymi osobliwości pola napręŜeń są:
− PLANE82 – trójkątny, 8-węzłowy element dla dwuwymiarowego modelu
pękania,
− SOLID95 – 20-węzłowy element dla trójwymiarowego modelu pękania.
24
M. Jasztal
W celu uzyskania poprawnych wyników pierwszy rząd elementów
rozmieszczonych wokół szczeliny powinien mieć promień zbliŜony do a/8 lub
mniejszy, gdzie a jest długością szczeliny. Zalecane jest, aby w kierunku
obwodowym elementy znajdowały się w przybliŜeniu, co 30-40o. Ponadto
wokół wierzchołka szczeliny nie powinny być one zniekształcone. Najlepiej,
jeśli mają kształt trójkątów równoramiennych.
Rys. 3. Element izoparametryczny 6-, 8- i 20-węzłowy [7]
Fig. 3. Isoperimetric element 6-, 8-, 20-nodal [7]
Rys. 4. Rozkład elementów wokół wierzchołka szczeliny [7]
Fig. 4. Distribution of element around crack tip [7]
W przypadku modelu trójwymiarowego zalecane wymiary elementów są
takie same jak opisane wcześniej, a dla zakrzywionego szczytu szczeliny
wymiary wzdłuŜ niego powinny zaleŜeć od liczby lokalnych krzywizn.
Elementy te powinny być rozmieszczone co 15-30o wzdłuŜ kołowego
szczytu szczeliny, a ich wszystkie krawędzie powinny być proste, włącznie
z krawędziami szczytu szczeliny.
25
2. METODYKA MODELOWANIA WYBRANEGO ELEMENTU
KONSTRUKCJI W CELU NUMERYCZNEGO
WYZNACZENIA WSPÓŁCZYNNIKA INTENSYWNOŚCI
NAPRĘśEŃ
RozwaŜana była płytka z centralnym pęknięciem obciąŜona
na rysunku 5. Element jest wykonany ze stali o module Younga
oraz współczynniku Poissona ν = 0,3 . Jest on obciąŜony
σ = 100 MPa, wymiar pęknięcia a = 0,02 m, wymiary płytki
i c = 0,2 m.
jak pokazano
E = 200 GPa
ciągnieniem
to b = 0,2 m
Rys. 5. Geometria elementu konstrukcji z centralnym pęknięciem
Fig. 5. Geometry of structure element with central crack
Zadanie polegało na wyznaczeniu współczynnika intensywności napręŜeń
K I drogą obliczeń numerycznych. Modelowanie elementu oraz obliczenia
numeryczne przeprowadzono w oparciu o oprogramowanie ANSYS v11 dla
następujących załoŜeń:
• analiza prowadzona będzie w zakresie liniowo spręŜystym mechaniki
pękania
• rozwaŜane będzie zagadnienie płaskiego stanu odkształcenia
• uwzględniając symetrię elementu, analizowano model ćwiartki elementu
• obszar wokół wierzchołka pęknięcia modelowany przy uŜyciu 8-węzłowych
trójkątnych elementów typu PLANE82.
Rozwiązanie zadania rozpoczęto od budowy dwuwymiarowego modelu
geometrycznego. Wykorzystując symetrię zadania dla określonych wymiarów
elementu, zbudowano płaski obszar przedstawiony na rysunku 6.
26
M. Jasztal
Rys. 6. Model elementu z pęknięciem
Fig. 6. Model of element with central crack
NajwaŜniejszym miejscem geometrii, w odniesieniu do podziału na
elementy skończone, jest wierzchołek pęknięcia. NaleŜy więc odpowiednio
kontrolować gęstość podziału na elementy skończone w tym miejscu,
wskazując punkt wierzchołkowy pęknięcia jako punkt koncentracji napręŜeń.
Parametrami sterującymi siatką elementów wokół wierzchołka szczeliny
s ą:
• NPT – numer punktu geometrii będącego wierzchołkiem szczeliny
(w analizowanym przypadku jest to punkt nr 2)
• DELR – promień pierwszego rzędu elementów wokół wierzchołka
szczeliny, który nie powinien przekraczać 1/8 długości szczeliny
(w analizowanym przypadku jest to wartość a 8 = 0,0025 m)
• RRAT – stosunek długości boków elementów rzędu drugiego do pierwszego
wokół wierzchołka szczeliny (w analizowanym przypadku jest to wartość
0,5)
• NTHET – liczba elementów wokół wierzchołka szczeliny (w analizowanym
przypadku jest to wartość 8)
• KCTIP – połoŜenie węzła środkowego elementu specjalnego PLANE82
(w analizowanym przypadku jest to 1/4 długości boku).
Podziału pozostałych linii dokonano, zachowując odpowiednie proporcje
odpowiednio do stopnia skomplikowania modelu. Na rysunku 7 pokazany jest
sposób rozmieszczenia elementów w modelu, natomiast na rysunku 8 – ich
rozmieszczenie w bezpośrednim otoczeniu wierzchołka pęknięcia.
27
Rys. 7. Widok siatki modelu MES 1/4 elementu z pęknięciem
Fig. 7. View of MES model mesh for quarter of element
Rys. 8. Widok siatki modelu w bezpośrednim otoczeniu wierzchołka pęknięcia
Fig. 8. View of model mesh for neighbourhood of crack tip
Zgodnie z załoŜeniami w modelu zadano warunek symetrii na linii
przechodzącej przez wierzchołek pęknięcia, a następnie zadano obciąŜenie
elementu zgodnie ze schematem przedstawionym na rysunku 5.
W kolejnym kroku przeprowadzone zostały obliczenia numeryczne
współczynnika intensywności napręŜeń K IANSYS (za pomocą oprogramowania
ANSYS). W tym celu wykorzystana została komenda KCALC stosowana do
wyznaczenia współczynnika K dla liniowo spręŜystego zagadnienia
z jednorodnym, izotropowym materiałem wokół obszaru pęknięcia. Aby móc
skorzystać z komendy KCALC, naleŜy postępować zgodnie z następującymi
krokami:
1. NaleŜy zdefiniować lokalny układ współrzędnych w wierzchołku szczeliny
z osią x równoległą do powierzchni szczeliny i osią y prostopadłą do
powierzchni szczeliny. Zdefiniowany układ współrzędnych musi być
aktywnym układem modelu prezentacji wyników.
28
M. Jasztal
2. NaleŜy wskazać kolejne węzły wzdłuŜ powierzchni szczeliny (rys. 9).
Pierwszy powinien być węzeł połoŜony w wierzchołku szczeliny. Dla
połowy modelu (symetrycznego) wymagane są dwa dodatkowe węzły
wzdłuŜ linii powierzchni szczeliny, natomiast dla modelu pełnego – cztery:
dwa na dolnej i dwa na górnej krawędzi. Wskazania węzłów dokonuje się
komendą PATH (definiowanie ścieŜki).
Rys. 9. Wybór węzłów w otoczeniu wierzchołka szczeliny w celu wyznaczenia
współczynnika K [9]
Fig. 9. Nodes selection near crack tip for stress intensity factor K calculation [9]
W celu wyznaczenia współczynnika intensywności napręŜeń naleŜy
zdefiniować następujące parametry:
KPLAN – wybór płaskiego stanu odkształcenia lub płaskiego stanu napręŜenia
(w naszym przypadku – płaski stan odkształcenia);
MAT – wybór materiału badanego modelu (wg załoŜeń);
KCSYM – wybór warunków brzegowych: symetria, antysymetria, pełny model
(wg załoŜeń).
Wyznaczony w oprogramowaniu ANSYS (rys. 10) na drodze obliczeń
numerycznych współczynnik intensywności napręŜeń dla przyjętych załoŜeń
oraz geometrii elementu wynosi K IANSYS = 26,533 MPa
m.
Rys. 10. Wyniki obliczeń numerycznych współczynnika intensywności napręŜeń K
Fig. 10. Numerical calculation results of stress intensity factor K
29
3. PORÓWNANIE WYNIKU OBLICZEŃ WSPÓŁCZYNNIKA
INTENSYWNOŚCI NAPRĘśEŃ WEDŁUG WZORÓW
EMPIRYCZNYCH Z WYNIKIEM OBLICZEŃ
NUMERYCZNYCH
Na podstawie przeprowadzonych badań doświadczalnych, liczne źródła
literaturowe podają wzory empiryczne pozwalające wyznaczyć współczynnik
intensywności napręŜeń K I dla przykładowych elementów ze szczelinami. Dla
przyjętego w niniejszym opracowaniu obiektu badań, tj. płytki z centralnym
pęknięciem obciąŜonej jak pokazano na rysunku 11a, literatura [2] podaje
następującą zaleŜność pozwalającą wyznaczyć K I :
2
3

 2a 
 2a 
 2a  
K IE = σ πa 1 + 0,128  − 0,288  + 1,525   ,
 b 
 b 
 b  

l b < 0,7
(1)
Na podstawie tego wzoru wyznaczony został współczynnik intensywności
napręŜeń K IE dla następujących danych wejściowych:
σ = 100 MPa; a = 0,02 m; b = 0,2 m.
W wyniku obliczeń na podstawie wzoru empirycznego otrzymano
= 25,725 MPa m . W wyniku obliczeń przeprowadzonych numerycznie
za
pomocą
oprogramowania
ANSYS
otrzymano
wartość
K IE
K IANSYS = 26,533 MPa m . RozbieŜność pomiędzy wynikami uzyskanymi
drogą obliczeń numerycznych oraz obliczeń empirycznych wyznaczamy:
ε=
K IE − K IANSYS 25,725 − 26,533
=
= 3%
25,725
K IE
(2)
MoŜemy więc stwierdzić, Ŝe zgodność wyników otrzymanych oboma
sposobami jest w pełni zadowalająca.
Wykonane zostały następnie obliczenia numeryczne współczynnika
intensywności napręŜeń dla geometrii elementu zmodyfikowanej poprzez
dodanie centralnego otworu w badanej płytce (o promieniu r = 0,015 m)
w sposób pokazany na rysunku 11b. Pozostałe dane wejściowe zastosowano bez
zmian: σ = 100 MPa; a = 0,02 m; b = 0,2 m.
30
M. Jasztal
Rys. 11. Geometria płytki: a) z centralnym pęknięciem, b) zmodyfikowana poprzez
dodanie centralnego otworu z pęknięciami na krawędzi otworu
Fig. 11. Plate geometry: a) with central crack, b) modified by
addition of central hole with crack on hole edge
W wyniku obliczeń współczynnika intensywności napręŜeń w wierzchołku
pęknięcia dla geometrii przedstawionej na rysunku 11b przeprowadzonych
numerycznie otrzymano wartość K IANSYS = 28,447 MPa m . RozbieŜność
pomiędzy
wynikami
uzyskanymi
drogą
obliczeń
numerycznych
zmodyfikowanej geometrii płytki oraz obliczeń empirycznych geometrii płytki
z centralnym pęknięciem wyznaczamy wg wzoru:
ε=
K IE − K IANSYS 25,725 − 28,447
=
= 10,6%
25,725
K IE
(3)
Jak moŜna było przypuszczać, wraz ze zmianą geometrii próbki rośnie
wartość rozbieŜności pomiędzy wynikami obliczeń numerycznych oraz
wynikami wg empirycznych wzorów dla prostej geometrii próbki.
W przypadku prowadzenia obliczeń współczynnika intensywności napręŜeń dla
skomplikowanych geometrii elementów, zastosowanie wzorów empirycznych
wprowadza znaczne błędy spowodowane uproszczonym modelem pęknięcia.
Warto więc, jeśli to moŜliwe, korzystać w takich przypadkach z numerycznych
metod obliczeniowych.
31
4. PRZYKŁAD LICZBOWY DO METODY SZACOWANIA
TRWAŁOŚCI Z WYKORZYSTANIEM OBLICZEŃ
NUMERYCZNYCH
W celu zilustrowania opracowanej metody przedstawiono przykład
obliczeniowy trwałości zmęczeniowej próbki wykonanej z lotniczego stopu
aluminium 2024-T3, z uŜyciem której prowadzone były badania zmęczeniowe.
W badaniach rozwoju pęknięć zmęczeniowych uŜyto elementów
modelowych zilustrowanych na rysunku 12, które zostały wycięte z obustronnie
platerowanej blachy.
Rys. 12. Geometria próbek stosowanych w badaniach zmęczeniowych
Fig. 12. Samples geometry for fatigue tests
W celu określenia trwałości zmęczeniowej wykorzystano najbardziej
popularne równanie opisujące zaleŜność przyrostu długości pęknięcia a
w ciągu jednego cyklu obciąŜenia N podane przez P. Parisa i zapisane
w następujący sposób:
da
= C (∆K )m
dN
Współczynniki C i m w tej zaleŜności są współczynnikami
doświadczalnymi określanymi w przybliŜeniu jako stałe materiałowe. Dla
analizowanego stopu aluminium wynoszą one:
m = 3,58 , C = 3,4 ⋅ 10 −14
Pozostało więc określić za pomocą metod numerycznych wartości zakresu
współczynnika intensywności napręŜeń ∆K dla róŜnych wartości długości
pęknięcia a . Dla uproszczenia postanowiono wyznaczyć wartość ∆K dla
początkowej długości pęknięcia elementu a0 = 10 mm, dla długości
a1 = 15 mm i a2 = 20 mm oraz dopuszczalnej długości pęknięcia ad = 27 mm.
32
M. Jasztal
W pierwszej kolejności postanowiono odwzorować geometrię badanej
próbki dla róŜnych wartości długości pęknięć w oprogramowaniu
obliczeniowym ANSYS v11. Wykorzystano symetrię w dwóch płaszczyznach
badanej próbki i wykonano modele MES ćwiartki próbki przedstawione
na rysunku 13.
Rys. 13. Modele MES badanych próbek dla róŜnych wartości długości pęknięć
Fig. 13. MES models of samples for different crack length
Jako obciąŜenie w badaniach zostało zastosowane widmo obciąŜeń
stałoamplitudowych o zakresie napręŜeń ∆σ = 136,3 MPa . Schemat obciąŜenia
przedstawiony został na rysunku 14. Postępując następnie zgodnie
z metodyką obliczeń przedstawioną w punkcie 2, przeprowadzono obliczenia
współczynnika intensywności napręŜeń dla załoŜonych długości pęknięcia
i otrzymano następujące wyniki:
a0 = 10 mm − ∆K I = 25,095 MPa ⋅ m
a1 = 15 mm − ∆K I = 31,522 MPa ⋅ m
a2 = 20 mm − ∆K I = 38,132 MPa ⋅ m
ad = 27 mm − ∆K I = 48,872 MPa ⋅ m
33
Postanowiono następnie przeprowadzić obliczenia współczynnika
intensywności napręŜeń według wzoru empirycznego dla poszczególnych
wartości długości pęknięcia i podanej w literaturze geometrii płytki
z centralnym pęknięciem w postaci linii prostej (rys. 14b) i porównać je
z wynikami obliczeń numerycznych prowadzonych dla geometrii płytki
z centralnym pęknięciem o bardziej złoŜonej geometrii (rys. 14a).
Rys. 14. Widoki geometrii próbek z centralnym pęknięciem:
a) próbka, dla której przeprowadzono badania numeryczne,
b) próbka, dla której prowadzono obliczenia wg wzorów empirycznych
Fig. 14. Views of samples geometry with central crack:
a) for numerical calculation,
b) for empirical calculation
Porównanie wyników zestawiono w tabeli 1.
Tabela 1. Zestawienie wyników obliczeń numerycznych i empirycznych
Table 1.
Combined results of numerical and empirical calculations
Długość
pęknięcia a
∆K dla obliczeń
numerycznych
∆K dla obliczeń
empirycznych
RozbieŜność
między
wynikami
obliczeń ε
a0 = 10 mm
∆K I = 25,095MPa ⋅ m
∆K I = 24,793 MPa ⋅ m
1,2%
a1 = 15 mm
∆K I = 31,522 MPa ⋅ m
∆K I = 31,175MPa ⋅ m
1,1%
a2 = 20 mm
∆K I = 38,132 MPa ⋅ m
∆K I = 37,665 MPa ⋅ m
1,2%
ad = 27 mm
∆K I = 48,872 MPa ⋅ m
∆K I = 48,633 MPa ⋅ m
0,5%
34
M. Jasztal
Na podstawie zamieszczonych w tabeli wyników obliczeń numerycznych
oraz obliczeń wg wzoru empirycznego (1) wyznaczone rozbieŜności
(wg wzoru 2) wyników wynoszą około 1%, co jest wynikiem wysoce
zadowalającym. Zmiana wartości zakresu współczynnika intensywności
napręŜeń ∆K wraz ze wzrostem długości pęknięcia a została przedstawiona na
wykresie (rys. 15) w postaci prostej łamanej.
Rys. 15. Zmiana wartości zakresu współczynnika intensywności napręŜeń ∆K
wraz ze wzrostem długości pęknięcia a
Fig. 15. Change of value stress intensity factor range ∆K
along with crack length increase
Przystąpimy następnie do wyznaczenia trwałości zmęczeniowej na
podstawie prędkości pękania zmęczeniowego występującej pomiędzy
początkową długością pęknięcia elementu a0 = 10 mm a dopuszczalną
długością pęknięcia ad = 27 mm. Jak wcześniej wspomniano, zostanie
wykorzystany wzór opisujący prędkość pękania podany przez Parisa:
da
= C (∆K )m
dN
Określona na podstawie obliczeń wartość liczby cykli obciąŜenia
N = 6992 cykli jest poszukiwaną trwałością elementu dla przyjętej wartości
dopuszczalnej
długości
pęknięcia
ad = 27 mm
oraz
obciąŜenia
stałoamplitudowego o zakresie napręŜeń ∆σ = 136,3 MPa.
Na rysunku 16 przedstawiony został uzyskany w wyniku obliczeń przyrost
długości pęknięcia a wraz ze wzrostem liczby cykli obciąŜenia N .
Na podstawie przeprowadzonych obliczeń moŜna uznać, iŜ metoda
szacowania trwałości zmęczeniowej z wykorzystaniem metod numerycznych
moŜe znaleźć praktyczne zastosowanie w obliczeniach trwałości zmęczeniowej
elementów konstrukcyjnych.
35
Rys. 16. Przyrost długości pęknięcia a wraz ze wzrostem liczby cykli obciąŜenia N
Fig. 16. Crack length a growth along with number of load cycles N increase
5. PODSUMOWANIE
Praktyka eksploatacyjna urządzeń mechanicznych wskazuje na
bezwzględną konieczność badania procesów powodujących uszkodzenia
katastroficzne elementów konstrukcji. Prowadzone przez kolejne lata analizy
uszkodzeń elementów maszyn oraz badania defektoskopowe wskazały na kilka
dominujących przyczyn zniszczenia. Na podstawie analizy statystycznej
przypadków uszkodzeń moŜna stwierdzić, Ŝe zniszczenie zmęczeniowe jest
jednym z podstawowych rodzajów uszkodzeń eksploatacyjnych. Stąd teŜ,
postanowiono w niniejszej pracy zająć się problemem numerycznej analizy
trwałości zmęczeniowej elementów konstrukcji.
W niniejszym artykule przedstawiono metodykę modelowania pęknięć
w elementach konstrukcji słuŜącą numerycznemu wyznaczaniu współczynnika
intensywności napręŜeń. Potrzeba opracowania numerycznego sposobu
wyznaczania współczynnika intensywności napręŜeń wynika z faktu, iŜ daje
ona moŜliwość wyznaczania jego wartości dla dowolnej geometrii elementu,
długości pęknięcia oraz sposobu obciąŜenia. Wyznaczenie tego współczynnika
w sposób doświadczalny wymaga specjalistycznej aparatury, natomiast
dostępne w literaturze zaleŜności empiryczne zostały opracowane dla kilku
podstawowych rodzajów pęknięć oraz geometrii elementu i sposobu obciąŜenia.
W celu zilustrowania opracowanej metodyki przedstawiono przykład
obliczeniowy trwałości zmęczeniowej próbki wykonanej z lotniczego stopu
aluminium 2024-T3 obciąŜonej widmem stałoamplitudowym.
36
M. Jasztal
Opracowano model MES analizowanej próbki, wyznaczono wartość
współczynnika intensywności napręŜeń dla kilku wartości długości pęknięcia,
a następnie korzystając z zaleŜności Parisa na prędkość pękania
zmęczeniowego, wyznaczono trwałość badanej próbki.
W podsumowaniu naleŜy podkreślić, Ŝe przedstawione modele
numeryczne opisu pęknięć zmęczeniowych stwarzają racjonalne podstawy do
oceny stanu bezpieczeństwa i trwałości konstrukcji. Dzięki temu mogą one stać
się waŜnym narzędziem do badania awarii oraz wypadków urządzeń
mechanicznych, jak równieŜ do właściwego sterowania procesem
diagnostycznym elementów konstrukcji.
LITERATURA
[1] Kocańda S., Zmęczeniowe pękanie metali, WNT, Warszawa, 1985.
[2] Kocańda S., Szala J., Podstawy obliczeń zmęczeniowych, PWN, Warszawa,
1997.
[3] Wyrzykowski J.W., Pleszakow E., Sieniawski J., Odkształcanie i pękanie
metali, WNT, Warszawa, 1999.
[4] Neimitz A., Mechanika pękania. Warszawa, 1998 r.
[5] Kocańda D., Kocańda S., Torzewski J., Reconstruction of fatigue crack
growth rate for 20024-T3 aluminium alloy sheet on the basis of
fractographic analysis., The Archive of Mechanical Engineering, nr 3,
pp. 361-375, 2004.
[6] Tomaszek H., śurek J., Jasztal M., Prognozowanie uszkodzeń
zagraŜających bezpieczeństwu lotów statków powietrznych, ITE-PIB,
Radom, 2008.
[7] Zagrajek T., Krzesiński G., Marek P., Metoda elementów skończonych
w mechanice konstrukcji, Oficyna Wydawnicza Politechniki Warszawskiej,
Warszawa, 2006.
Fatigue Cracks Modeling in Structure Elements for
Numerical Calculation of Fatigue Life
Michał JASZTAL
Abstract. Presented paper includes methodology of crack modelling for numerical
estimation of stress intensity factor. Furthermore, Author built MES model of specific
element and carried out numerical estimation of stress intensity factor for several crack
lengths. After that, author used Paris formula for estimation fatigue life of the element
made from aeronautical aluminium alloy sheet 2024-T3. The main advantage of the
methodology is fact that can be used for complicated shapes of structure elements and
any manner of structure loading.
Keywords: mechanics, fatigue crack, fatigue durability, finite element method (FEM)
ISSN 2081-5891
1 (7), 2012, 37-50
Szczegółowy model matematyczny odrzutu swobodnego
broni działającej na zasadzie odprowadzenia
gazów prochowych*
Instytut Techniki Uzbrojenia, Wydział Mechatroniki i Lotnictwa,
Streszczenie. W pracy przedstawiono model fizyczny i matematyczny odrzutu
swobodnego automatycznej broni strzeleckiej działającej na zasadzie odprowadzenia
gazów prochowych przez boczny otwór w lufie, z krótkim ruchem tłoka gazowego,
w czasie jednego cyklu strzału. Model matematyczny analizowanego układu
(uwzględniający charakterystyczne okresy odrzutu) umoŜliwia symulację zjawiska
odrzutu i analizę wpływu parametrów konstrukcyjnych układu na podstawowe
charakterystyki odrzutu.
Słowa kluczowe: mechanika, balistyka, konstrukcja broni, broń strzelecka, karabinek
1. WSTĘP
Odrzut broni zaczyna się w chwili rozpoczęcia ruchu pocisku w lufie. Gazy
prochowe napędzające pocisk, działają jednocześnie na dno łuski, zwiększając
prędkość i energię całej broni lub jej części. Część energii odrzutu
wykorzystywana jest do napędu mechanizmów broni, a reszta musi zostać
rozproszona przez układ podtrzymujący broń. Zwykle wyróŜnia się dwa modele
odrzutu broni: odrzut hamowany i odrzut swobodny.
38
Ł. Szmit, S. Torecki
Z odrzutem hamowanym (model rzeczywisty) mamy do czynienia
wówczas, gdy na odrzucaną broń działa zewnętrzna siła hamująca. Ze względu
na trudności w określeniu parametrów odrzutu hamowanego oraz małą
uniwersalność wyników badań, zazwyczaj rozpatruje się odrzut swobodny
broni, wyprowadzając stąd wnioski odnośnie do odrzutu hamowanego.
Odrzut swobodny ma miejsce wówczas, gdy na broń nie działają Ŝadne siły
zewnętrzne. Na podstawie charakterystyk odrzutu swobodnego broni,
a zwłaszcza jego prędkości i odpowiadającej jej energii odrzutu, moŜna
porównywać właściwości uŜytkowe broni, a w szczególności jej oddziaływanie
na strzelającego lub podstawę oraz stateczność w czasie strzału.
Rys. 1. Odrzut swobodny: W – prędkość odrzutu, L – droga odrzutu
Fig. 1. Recoil: W – recoil velocity, L – recoil distance
Formułowanie szczegółowego modelu matematycznego odrzutu pokazane
zostało na przykładzie karabinka automatycznego, działającego na zasadzie
odprowadzenia gazów prochowych, z krótkim ruchem tłoka gazowego.
2. MODEL FIZYCZNY
Model fizyczny rozpatrywanego karabinka przedstawiono na rysunku 2.
Rys. 2. Model fizyczny układu po minięciu przez pocisk otworu gazowego:
1 – prowadnice, 2 – zespół lufa−komora zamkowa, 3 – pocisk, 4 – suwadło, 5 – zamek,
6 – spręŜyna powrotna, 7 – tłok gazowy, 8 – łuska
Fig. 2. Physical model of the recoil:
1 − guides, 2 – barrel with receiver, 3 – bullet, 4 – bolt carrier, 5 – bolt,
6 – spring, 7 – gas piston
Szczegółowy model matematyczny odrzutu swobodnego broni działającej…
39
Przedmiotem analizy będzie jednowymiarowy ruch zespołu lufa−komora
zamkowa wraz z połączonymi sztywno z tym zespołem elementami o masie M
pod wpływem sił ciśnienia gazów prochowych w lufie Pb i komorze gazowej Pk
oraz siły F spręŜyny powrotnej względem poziomych prowadnic w czasie t,
z wyodrębnieniem następujących okresów charakterystycznych odrzutu,
uwzględniających specyfikę przyjętego modelu fizycznego:
okres I
– od chwili t0 = 0 rozpoczęcia ruchu pocisku do chwili tg
osiągnięcia przez pocisk otworu gazowego,
okres II
– od chwili tg do chwili tw wylotu pocisku z lufy,
okres III
– od chwili tw do chwili tk zatrzymania tłoka gazowego,
okres IV
– od chwili tk do chwili tz przyłączenia zamka do suwadła,
okres V
– od chwili tz do chwili tt dotarcia zespołu suwadła w skrajne,
tylne połoŜenie,
okres VI
– od chwili tt do chwili tn uderzenia zamka w nabój,
okres VII – od chwili tn do chwili tr rozłączenia zamka z suwadłem,
okres VIII – od chwili tr do chwili tp dojścia suwadła w skrajne przednie
połoŜenie.
W odniesieniu do innych wzorów broni (modeli fizycznych) okresy
charakterystyczne mogą się oczywiście nieco róŜnić od powyŜej
wyszczególnionych, ale zasada budowy modelu matematycznego będzie
podobna do przedstawionej poniŜej.
W analizie układu pominięte zostanie tarcie między zespołem odrzucanym
a prowadnicami oraz między łuską a szczękami magazynka. Podstawą analiz
odrzutu są wykresy zmian ciśnienia w lufie i w komorze gazowej oraz drogi
zespołu suwadła w czasie t, uzyskane w pracy [1] wraz z wykresem cyklicznym
pracy automatyki broni.
3. MODEL MATEMATYCZNY
W równaniach modelu matematycznego zastosowano następujące
symbole:
d
– kaliber broni,
F
– siła ściskanej spręŜyny powrotnej,
k
– sztywność spręŜyny powrotnej,
LI-LVIII – droga zespołu odrzucanego w poszczególnych okresach,
l
– droga pocisku w lufie,
lg
– droga pocisku w lufie, od początku ruchu, do otworu gazowego,
Lg
– droga zespołu odrzucanego w chwili minięcia przez pocisk otworu
gazowego,
Lk
– droga zespołu odrzucanego w chwili zatrzymania tłoka gazowego,
Ln
– droga zespołu odrzucanego w chwili uderzenia zamka w dno
naboju,
40
Lp
Lr
Ls
Lt
Lw
Lz
m
MI-MVIII
Mb
mł
mn
Ms
Mt
Mz
Nx
p
Pb
pk
Pk
Q
QI-QVIII
s
Sk
St
t
t0
tg
tk
tn
tp
tr
tt
– droga zespołu odrzucanego w chwili powrotu suwadła w przednie
połoŜenie,
– droga zespołu odrzucanego w chwili rozłączenia zamka
z suwadłem,
– droga suwadła,
– droga zespołu odrzucanego w chwili osiągnięcia przez suwadło
skrajnie tylnego połoŜenia,
– droga zespołu odrzucanego w chwili wylotu pocisku z lufy,
– droga zespołu odrzucanego w chwili przyłączenia zamka do
suwadła,
– masa pocisku,
– masa zespołu odrzucanego w poszczególnych okresach,
– masa broni,
– masa łuski,
– masa naboju,
– masa suwadła i 1/3 masy spręŜyny powrotnej,
– masa tłoka gazowego,
– masa zamka,
– siła oporu bruzd,
– ciśnienie w lufie,
– siła działająca na dno lufy,
– ciśnienie w komorze gazowej,
– siła działająca na komorę gazową,
– siła powodująca odrzut zespołu odrzucanego,
– siła powodująca odrzut zespołu odrzucanego w poszczególnych
okresach,
– pole powierzchni przekroju poprzecznego przewodu lufy,
– pole powierzchni przedniej ściany komory gazowej,
– pole powierzchni czoła tłoka gazowego,
– czas,
– początek ruchu pocisku w lufie,
– czas od początku ruchu pocisku w lufie, do chwili minięcia przez
pocisk otworu gazowego,
– czas od początku ruchu pocisku w lufie, do chwili zatrzymania
tłoka gazowego,
– czas od początku ruchu pocisku w lufie, do chwili uderzenia zamka
w dno naboju,
– czas od początku ruchu pocisku w lufie, do chwili powrotu suwadła
w przednie połoŜenie,
– czas od początku ruchu pocisku w lufie, do chwili rozłączenia
zamka z suwadłem,
– czas od początku ruchu pocisku w lufie, do chwili osiągnięcia przez
suwadło skrajnie tylnego połoŜenia,
tw
tz
vg
Vk
Vp
Vr
Vt
W
WI-WVIII
Wg
Wk
Wk’
Wn
Wp
Wp’
Wr
Wr’
Wt
Wt’
Ww
Wz
x0
α
ε
λ
41
– czas od początku ruchu pocisku w lufie, do chwili wylotu pocisku
z lufy,
– czas od początku ruchu pocisku w lufie, do chwili przyłączenia
zamka do suwadła,
– prędkość pocisku w chwili mijania otworu gazowego,
– prędkość suwadła w chwili zatrzymania tłoka gazowego,
– prędkość suwadła w chwili powrotu suwadła w przednie połoŜenie,
– prędkość suwadła w chwili rozłączenia zamka z suwadłem,
– prędkość suwadła w chwili osiągnięcia przez suwadło skrajnie
tylnego połoŜenia,
– prędkość zespołu odrzucanego,
– prędkość zespołu odrzucanego w poszczególnych okresach,
– prędkość zespołu odrzucanego w chwili minięcia przez pocisk
otworu gazowego,
– prędkość zespołu odrzucanego w chwili zatrzymania tłoka
gazowego,
– prędkość zespołu odrzucanego po zatrzymaniu tłoka gazowego,
– prędkość zespołu odrzucanego w chwili uderzenia zamka w dno
naboju,
– prędkość zespołu odrzucanego w chwili powrotu suwadła
w przednie połoŜenie,
– prędkość zespołu odrzucanego w chwili zakończenia cyklu pracy
automatyki broni,
– prędkość zespołu odrzucanego w chwili rozłączenia zamka
z suwadłem,
– prędkość zespołu odrzucanego po uderzeniu zamka w tylny płask
lufy,
– prędkość zespołu odrzucanego w chwili osiągnięcia przez suwadło
skrajnie tylnego połoŜenia,
– prędkość zespołu odrzucanego po odbiciu suwadła,
– prędkość zespołu odrzucanego w chwili wylotu pocisku z lufy,
– prędkość zespołu odrzucanego w chwili przyłączenia zamka do
suwadła,
– wstępne ugięcie spręŜyny powrotnej,
– kąt pochylenia bruzd,
– współczynnik restytucji,
– współczynnik zaleŜny od rodzaju pocisku (dla pocisków
strzeleckich λ = 0,48).
W okresie I na zespół odrzucany działa siła ciśnienia gazów prochowych Pb,
działających na dno lufy oraz przeciwnie do niej skierowana, siła oporu bruzd Nx.
42
Siłą powodującą odrzut zespołu odrzucanego w okresie I będzie zatem:
QI = sp − N x
gdzie:
(
(1)
)
N x = λ µtg α + tg 2α s p
(2)
jest siłą oporu bruzd związaną z ruchem obrotowym pocisku. Równanie ruchu
zespołu odrzucanego, w okresie I przyjmie postać:
MI
[ (
)]
dW
= 1 − λ µtgα + tg 2α sp
dt
(3)
gdzie masa zespołu odrzucanego:
M I = M b + mł
(4)
Z zaleŜności (3) otrzymujemy prędkość WI i drogę LI odrzutu w okresie I:
WI =
t
[ (
s
1 − λ µtgα + tg 2α
MI
[ (
s
LI = Wdt =
MI
∫
t0
)]∫ pdt
t
(5)
t0
t



pdt

dt
t0  t0

)]∫ ∫
t
(6)
W końcu okresu I (chwila mijania przez pocisk otworu gazowego) będzie:
[ (
s
Wg =
MI
tg
[ (
s
Lg = Wdt =
MI
∫
t0
tg
)]∫ pdt = Mm [1 − λ (µtgα + tg α )]v
2
(7)
g
I
t0
tg  tg


t0  t0


)]∫  ∫ pdt dt = Mm [1 − λ (µtgα + tg α )]l
2
g
(8)
I
W okresie II zespół odrzucany przyspieszany jest siłą Pb ciśnienia gazów
prochowych działających na dno lufy i siłą F ściskanej spręŜyny powrotnej oraz
hamowany przeciwnie do nich skierowanymi: siłą Nx i siłą Pk ciśnienia
działającą na przednią ściankę komory gazowej. Siłą powodującą odrzut broni
w okresie II będzie zatem:
(
)
QII = sp + F − λ µtgα + tg 2α sp − S k pk
(9)
Do wyznaczenia siły F wykorzystana zostanie droga Ls suwadła otrzymana
w pracy [1]:
(10)
F = k (LS + x0 )
43
Prędkość odrzutu WII i droga zespołu odrzucanego LII w okresie II wyniosą:
WII = Wg +
[ (
s
1 − λ µtg α + tg 2α
M II
t
(
∫
LII = Wdt = LI + W g t − t g
)
t0
)]∫ pdt + Mk ∫ (L
t
t
tg
II t
g
s
+ x0 )dt −
[ (
s
+
M II
t



S
k
(
)
+
L
+
x
dt
dt − k
s
0


M II 
M II

tg  tg

t
∫ ∫
t
Sk
M II
∫ pk dt (11)
tg
t



 pdt dt +

tg 
 tg

)]∫ ∫
t
t



p
dt
k  dt


tg 
 tg

(12)
t
∫ ∫
M II = M b + mł − M s − M t
(13)
W szczególności dla końca okresu II odrzutu (chwila wylotu pocisku z lufy)
otrzymamy prędkość Ww odrzutu i drogę Lw odrzutu:
[ (
s
Ww = W g +
M II
tw
Lw =
∫
(
Wdt = L g + W g t w − t g
t0
)
)]∫
tw
tg
k
pdt +
M II
tw
∫
tg
[ (
(Ls + x0 )dt − S k
M II
s
+
1 − λ µtg α + tg 2α
M II
tw tw



Sk
k
(
)
+
L
+
x
dt
s
0
 dtk + − M
M II 

II
tg  tg

∫ ∫
tw tw

tg 
 tg


tw
∫ pk dt (14)
tg
)]∫  ∫ pdt dt +
(15)
t w t w



p
dt
k  dt


tg 
 tg

∫ ∫
W okresie III zespół odrzucany przyspieszany jest siłą Pb ciśnienia gazów
prochowych działających na dno lufy i siłą F ściskanej spręŜyny powrotnej oraz
hamowany przeciwnie do nich skierowaną siłą Pk ciśnienia działającą na
przednią ścianę komory gazowej. Prędkość WIII odrzutu i droga LIII zespołu
odrzucanego w okresie III wyniosą:
WIII = Ww +
s
M III
t
∫
tw
pdt +
k
M III
t
∫ (Ls + x0 )dt −
tw
Sk
M III
t
∫ pk dt
tw
(16)
44
t
LIII = Wdt = Lw + Ww (t − t w ) +
∫
t0
s
M III
t



pdt

dt +
t w t w

t
∫ ∫
t

k
S


(
)
+
L
+
x
dt
dt − k
0
s


M III 
M III

t w t w

t
∫ ∫
t



p
dt
k

dt
t w t w

(17)
t
∫ ∫
M III = M b + mł − M s − M t
(18)
W szczególności dla końca okresu III odrzutu (chwila zatrzymania tłoka
gazowego) otrzymamy prędkość Wk odrzutu i drogę Lk odrzutu:
s
Wk = Ww +
M III
tk
tk
∫
tw
k
pdt +
M III
tk
∫
tw
(Ls + x0 )dt − S k
M III
∫
∫ pk dt
(19)
tw



pdt

 dt +
t w t w

tk  t k
tk  t k


k
Sk




(Ls + x0 )dt dt −
+
pk dt dt


M III 
M III 


t w t w
t w t w


s
Lk = Wdt = Lw + Ww (t k − t w ) +
M III
t0
tk
tk  tk
∫ ∫
∫ ∫
(20)
∫ ∫
W końcu okresu III tłok gazowy zatrzymuje się, zmniejsza się zatem masa
zespołu suwadła, a zwiększa masa zespołu odrzucanego M (o masę tłoka Mt).
Tłok zatrzymując się, przekaŜe równieŜ swoją energię zespołowi odrzucanemu,
w związku z czym zwiększy się prędkość odrzutu. Prędkość odrzutu po
zatrzymaniu tłoka wyznaczamy z równania zachowania pędu.
Wk ' =
(M b + mł − M s − M t )Wk + M tVk
M b + mł − M s
(21)
W okresie IV zespół odrzucany przyspieszany jest siłą Pb ciśnienia gazów
prochowych działającą na dno lufy oraz siłą F ściskanej spręŜyny powrotnej.
Z chwilą zatrzymania tłoka gazowego, siła ciśnienia Pk gazów prochowych,
działająca na przednią ściankę komory gazowej, jest równowaŜona przez
przeciwnie skierowaną, a równą co do wartości siłę Pt działającą na tłok.
45
Prędkość WIV odrzutu i droga LIV zespołu odrzucanego w okresie IV będą
zatem równe:
WIV = Wk '+
t
s
M IV
LIV = WIV dt = Lk + Wk ' (t − t k ) +
∫
t0
t
∫
pdt +
tk
s
M IV
t
k
M IVa
∫ (Ls + x0 )dt
(22)
tk
t

k


pdt

dt + M
IVa
tk  tk

t
∫ ∫
t


 (23)
(
)
L
+
x
dt
0
s

dt
tk  tk

t
∫ ∫
M IV = M b − M s + mł
(24)
W szczególności dla końca okresu IV odrzutu (chwila przyłączenia zamka
do suwadła) otrzymamy prędkość odrzutu Wz i drogę odrzutu Lz równą:
s
W z = Wk '+
M IV
t
∫
tk
tz
s
Lz = Wdt = Lk + Wk ' (t z − tk ) +
M IV
∫
t0
k
pdt +
M IV
tz
∫ (Ls + x0 )dt
(25)
tk
tz  tz

k


 pdt dt + M
IV
tk  tk

∫ ∫
tz  tz



 (Ls + x0 )dt dt (26)
tk  tk

∫ ∫
W końcu okresu IV odrzutu następuje przyłączenie zamka do suwadła,
w związku z czym zwiększa się masa zespołu suwadła i zmniejsza masa zespołu
odrzucanego (o masę zamka z łuską).
W okresie V zespół odrzucany przyspieszany jest jedynie siłą F ściskanej
spręŜyny powrotnej. Prędkość WV odrzutu i droga LV zespołu odrzucanego
w okresie V wyniosą:
WV = W z +
t
k
MV
t
∫ (Ls + x0 )dt
LV = Wdt = Lz + Wz (t − t z ) +
∫
t0
(27)
tz
k
MV
t

 (

)
L
+
x
dt
s
0

dt
tz tz

t
∫ ∫
(28)
MV = M b − M s − M z
(29)
46
W szczególności dla końca okresu V odrzutu (chwila dotarcia zespołu
suwadła w tylne połoŜenie) otrzymamy prędkość Wt odrzutu i drogę Lt odrzutu:
k
Wt = W z +
MV
tt
∫ (Ls + x0 )dt
(30)
tz
tt
Lt = Wdt = Lz + Wz (tt − t z ) +
∫
t0
k
MV
 tt



(
L
+
x
)
dt
s
0

dt
tz  tz

tt
∫ ∫
(31)
W końcu okresu V odrzutu następuje uderzenie suwadła z zamkiem
o komorę zamkową, a co za tym idzie zmiana zwrotu i wartości prędkości ich
ruchu. Prędkość Wt’ zespołu odrzucanego (lufa – komora zamkowa) po
zderzeniu wyznaczamy z równania zachowania pędu.
Wt ' = Wt +
(Vt − Wt )(1 + ε )
1+
Mb − M z − Ms
Ms + Mz
(32)
Okres VI odrzutu obejmuje początkowy (pierwszy) etap ruchu suwadła do
przodu pod wpływem spręŜyny powrotnej. Prędkość WVI odrzutu i droga LVI
zespołu odrzucanego w okresie VI będą zatem równe:
WVI
k
= Wt '+
M VI
t
∫ (Ls + x0 )dt
(33)
tt
t
LVI = Wdt = Lt + Wt ' (t − tt ) +
∫
tt
k
M VI
t



(
)
L
+
x
dt
s
0

dt
tt  tt

t
∫ ∫
(34)
M VI = M b − M s − M z
(35)
W szczególności dla końca okresu VI odrzutu (chwila uderzenia zamka
o nabój) otrzymamy prędkość odrzutu Wn i drogę odrzutu Ln:
k
Wn = Wt '+
M VI
tn
tn
∫ (Ls + x0 )dt
tt
k
Ln = Wdt = Lt + Wt ' (t n − tt ) +
M VI
∫
t0
(36)
tn  tn



(
L
+
x
)
dt
s
0

 dt
tt  tt

∫ ∫
(37)
47
W końcu okresu VI odrzutu następuje przyłączenie naboju do suwadła
z zamkiem i zwiększenie masy zespołu suwadła oraz zmniejszenie masy
zespołu odrzucanego (o masę mn naboju).
W okresie VII zespół odrzucany przyspieszany jest jedynie siłą F ściskanej
spręŜyny powrotnej. Prędkość odrzutu WVII i droga zespołu odrzucanego LVII
w okresie VII wyniosą:
WVII = Wn +
t
∫ (Ls + x0 )dt
k
M VII
(38)
tn
t
LVII = Wdt = Ln + Wn (t − t n ) +
∫
k
M VII
t



(
)
L
+
x
dt
s
0

dt
tn  tn

t
∫ ∫
(39)
MVb = M b − M s − M z − mn
(40)
tn
W szczególności dla końca okresu VII (uderzenia zamka w tylny płask
lufy) otrzymamy prędkość odrzutu Wr i drogę odrzutu Lr równą:
Wr = Wn +
k
M VII
tr
∫ (Ls + x0 )dt
(41)
tn
tr
Lr = ∫ Wdt = Ln + Wn (t r − t n ) +
t0
k
M VII
 tr

∫t  t∫ (Ls + x0 )dt dt
n  n

tr
(42)
W końcu okresu VII odrzutu następuje uderzenie zamka o tylny płask lufy
oraz jego rozłączenie z suwadłem, a co za tym idzie zmiana prędkości, z jaką
porusza się zespół odrzucany oraz zmiana jego masy (o masę zamka
z nabojem). W celu wyznaczenia prędkości odrzutu po zderzeniu, posłuŜymy
się równaniem zachowania pędu, pamiętając o tym, Ŝe suwadło z zamkiem
porusza się w kierunku przeciwnym niŜ odrzucana broń. Prędkość Wr’ odrzutu
po zderzeniu wyniesie:
Wr ' =
(M b − M s − M z − m n )W r − (M z + m n )V r
Mb − Ms
(43)
W okresie VIII zespół odrzucany przyspieszany jest jedynie siłą ściskanej
spręŜyny powrotnej F. Prędkość odrzutu WVIII w okresie VIII będzie równa:
WVIII = W r ' +
k
M VIII
t
∫ (L
tr
s
+ x0 )dt
(44)
48
gdzie masa zespołu odrzucanego MVIII równa się:
M VIII = M b − M s
(45)
Droga zespołu odrzucanego LVIII w okresie VIII wyniesie:
t
LVIII = ∫ Wdt = Lr + Wr ' (t − t r ) +
t0
k
M VIII
t

∫t  t∫ (Ls + x0 )dt dt
r  r

t
(46)
W szczególności dla końca okresu VIII odrzutu (chwila dojścia suwadła
w skrajne przednie połoŜenie) otrzymamy prędkość odrzutu Wp i drogę
odrzutu Lp równą:
k
W p = Wr ' +
M VIII
tp
∫ (L
s
+ x0 )dt
(47)
tr
tt
k
L p = ∫ Wdt = Lr + Wr ' (t p − t r ) +
M VIII
tr
 tp

 (L + x )dt dt
s
0
∫ ∫

tr  tr

tp
(48)
W końcu okresu VIII odrzutu następuje zderzenie suwadła z komorą
zamkową, a co za tym idzie zmiana prędkości, z jaką porusza się zespół
odrzucany. Do wyznaczenia prędkości Wp’ odrzutu po zderzeniu, posłuŜymy się
równaniem zachowania pędu, stąd otrzymujemy:
W p' =
(M b − M s )W p − M sV p
Mb
(49)
Prędkość Wp’ jest prędkością zespołu odrzucanego w chwili zakończenia
cyklu automatyki po wystrzeleniu jednego pocisku i wprowadzeniu kolejnego
naboju do komory nabojowej. Z taką prędkością będzie (teoretycznie)
kontynuowany odrzut swobodny rozpatrywanego zespołu odrzucanego aŜ do
zainicjowania kolejnego wystrzału.
4. WNIOSKI
1. W przypadku broni działającej na zasadzie odprowadzenia gazów
prochowych występuje siła hamująca odrzut, powodowana działaniem
ciśnienia gazów prochowych na przednią ścianę komory gazowej.
2. Siła hamująca powoduje zmniejszenie maksymalnej prędkości odrzutu
broni, w porównaniu z analogiczną bronią nieautomatyczną lub
działającą na innej zasadzie (np. odrzutu lufy lub zamka). Siła hamująca
będzie tym większa, im większa będzie powierzchnia czołowa komory
gazowej i ciśnienie wewnątrz tej komory.
49
3. Istotny wpływ na prędkość odrzutu broni mają zderzenia części
ruchomych (suwadła, zamka, tłoka gazowego), zamieniające chwilowe
masy i prędkości. Przy czym największe znaczenie dla parametrów
odrzutu będą miały zderzenia suwadła z zamkiem z komorą zamkową.
Artykuł zawiera wyniki pracy finansowanej przez MNiSW ze środków na naukę
w latach 2007-2010 jako projekt rozwojowy.
LITERATURA
[1]
[2]
[3]
[4]
Leśnik G., Surma Z., Torecki S., Woźniak R., Termodynamiczny model
działania broni z odprowadzeniem gazów prochowych w okresie
napędzania suwadła, Biuletyn WAT, vol. LVIII, nr 3 (699), s. 193-210,
2009.
Kochański S., Wybrane zagadnienia z podstaw projektowania broni
strzeleckiej, Wydawnictwa Politechniki Warszawskiej, Warszawa, 1986.
Surma Z., Torecki S., Woźniak R., Specyfika odrzutu swobodnego broni
z odprowadzeniem gazów prochowych, Materiały V Międzynarodowej
Konferencji Uzbrojeniowej „Naukowe aspekty techniki uzbrojenia”,
s. 991-999, Waplewo, 6-8 października 2004.
Torecki S., Balistyka wewnętrzna, Wydawnictwo WAT, Warszawa 1980.
Detailed Mathematical Model of the Gas Operated
Weapon Recoil
Abstract. The paper presents analysis of the free recoil phenomenon of gas operated
automatic small arms with short-stroke piston system. Physical and mathematical
models of analysed system action have been presented too. Recoil phenomenon has
been divided for several specific periods. Force generated by the pressure in the gas
chamber decreases recoil velocity of the gas operated weapon. Collisions of the moving
parts inside the weapon also affects the recoil velocity.
Keywords: mechanics, ballistics, weapon design, small arms, rifle
50
ISSN 2081-5891
1 (7), 2012, 51-60
Ocena skuteczności amunicji odłamkowej wyposaŜonej
w zapalniki zbliŜeniowe*
Instytut Systemów Mechatronicznych, Wydział Mechatroniki i Lotnictwa,
Streszczenie. W artykule opisano matematycznie zjawisko raŜenia celów grupowych,
zdefiniowano kryteria oceny skuteczności tego raŜenia, a następnie przedstawiono
algorytm symulacji komputerowej, który stanowił podstawę opracowania programu
komputerowego, z wykorzystaniem którego przeprowadzono ocenę skuteczności
róŜnego typu amunicji, w warunkach ostrzelania siły Ŝywej w terenie odkrytym. Ocena
skuteczności raŜenia odłamkowego amunicji artyleryjskiej wykazała, Ŝe wzrost
skuteczności raŜenia, w wyniku zastąpienia zapalnika uderzeniowego zapalnikiem
zbliŜeniowym, uzyska się przy wybuchach na wysokości z przedziału <3; 20>m.
Słowa kluczowe: mechanika, artyleryjskie zapalniki zbliŜeniowe, skuteczność raŜenia
1. WSTĘP
RaŜenie odłamkowe jest jednym z podstawowych sposobów zwalczania
siły Ŝywej, uzbrojenia i lekkiego sprzętu technicznego na współczesnym polu
walki. Do tego celu wykorzystuje się amunicję artyleryjską róŜnego rodzaju
i bomby lotnicze, które wyposaŜa się w skorupy odłamkowe o naturalnej lub
wymuszonej fragmentacji i miniaturowe zapalniki zbliŜeniowe.
52
M. Podciechowski, K. Zimończyk, S. śygadło
Zagadnieniami ostatniej fazy ruchu pocisków, rozpoczynającej się
w chwili spotkania pocisku z celem lub zainicjowania jego rozcalania
(wybuchu) w przypadku pocisku z zapalnikiem zbliŜeniowym lub czasowym
zajmuje się balistyka końcowa. Głównym zadaniem balistyki końcowej są
badania zjawisk i procesów związanych z uderzeniowym oraz wybuchowym
działaniem pocisków lub ich zespołów bojowych na róŜne cele. Dotyczą one
m.in. wnikania pocisków w napotkane przeszkody i przenikania przez nie,
detonacji ładunków wybuchowych, raŜącego działania powybuchowych fal
uderzeniowych i strumieni kumulacyjnych, wytwarzania i napędzania
odłamków oraz skuteczności ich działania na cele Ŝywe, opancerzone i inne.
Aby amunicja była efektywna, to przy jej projektowaniu (skorup
odłamkowych i zapalników zbliŜeniowych) naleŜy rozwiązać wiele problemów
teoretycznych i badawczych, wśród których istotny i waŜny jest problem oceny
skuteczności raŜenia odłamkowego. Rozwiązuje się go na drodze
pracochłonnych i kosztownych badań eksperymentalnych lub teŜ w wyniku
obliczeń teoretycznych prowadzonych z wykorzystaniem metod symulacji
komputerowej.
Teoretyczne rozwiązanie problemu skuteczności raŜenia odłamkowego
wymaga przede wszystkim wyboru kryteriów oceny, które w wiarygodny
sposób pozwolą przewidywać skuteczność uŜycia amunicji. Następnie trzeba
opisać matematycznie te kryteria, opracować algorytm i napisać program
symulacji komputerowej zjawiska ostrzelania naziemnych celów grupowych
amunicją odłamkową. Program musi umoŜliwić wprowadzanie danych
o charakterystykach skorupy (głowicy) odłamkowej i celu grupowego oraz
zakresie zmian parametrów lotu pocisku (prędkości, kącie lotu i wysokości
wybuchu). W efekcie otrzymuje się wykresy skuteczności lub jej wzrostu
w funkcji wysokości wybuchu.
2. PROGNOZA EFEKTU RAśENIA ODŁAMKOWEGO
Amunicję o działaniu odłamkowym wykorzystuje się głównie do raŜenia
naziemnych celów grupowych, które składają się z wielu celów pojedynczych,
rozmieszczonych na dowolnym obszarze tak, Ŝe ostrzelanie jednego moŜe
spowodować równieŜ poraŜenie innych.
Amunicja odłamkowa charakteryzowana jest poprzez rodzaj, ilość i sposób
rozprzestrzeniania się energii raŜącej po wybuchu. Rozpryskowi, obok
odłamków, towarzyszy gazowy produkt wybuchu, którego energia szybko
maleje z odległością rozchodzenia się fali uderzeniowej. Odłamki powstałe
w wyniku rozprysku głowicy zawierają porcje energii kinetycznej Eok, a ich
rozkład przestrzenny, tory lotu, liczba n, prędkości vmax, masy mo i powierzchnie
charakterystyczne so mają charakter losowy.
Ocena skuteczności amunicji odłamkowej wyposaŜonej w zapalniki zbliŜeniowe 53
W trakcie lotu odłamki tracą stopniowo swoją energię, przy czym wielkość
tych strat zaleŜy od: odległości od rozprysku, parametrów mo, vmax i so odłamka,
a takŜe od współczynnika oporu czołowego Cx i gęstości powietrza ρ. Odłamek
skutecznie razi cel, gdy jego energia jest nie mniejsza od energii niezbędnej do
poraŜenia celu:
Eok ≥ ws so
(1)
gdzie: ws – minimalna gęstość energii skutecznie raŜąca cel. Z zaleŜności
v s min =
2 w s so
mo
(2)
moŜna określić minimalną prędkość odłamka skutecznego. Natomiast zaleŜność
ds =
2 mo
v
ln max
ρ C x so v s min
(3)
opisuje odległość od punktu rozprysku, na której spełniony jest warunek (1).
Współczynnik Cx określa się w wyniku badań, prowadzonych w tunelu
aerodynamicznym. Wielkość powierzchni odłamka so szacuje się ze wzoru
so = uf (mo )
(4)
gdzie współczynnik u i funkcję f(mo) wyznacza się doświadczalnie.
Rozpryskowi głowicy towarzyszy n odłamków, stanowiących sumę
odłamków skutecznych ns i odłamków nieskutecznych nn. Wielkości: ns, mo,
vmax i so, charakteryzujące odłamki skuteczne oraz ich masowe i ilościowe
rozkłady, są nieznane dla głowic o fragmentacji niewymuszonej (wyznacza się
je doświadczalnie) oraz znane dla głowic o fragmentacji wymuszonej.
Cel grupowy jest przeliczalnym zbiorem C o liczności nc, w skład którego
wchodzą cele pojedyncze (Ŝołnierze, samochody, pojazdy bojowe, radiostacje,
radary itp.) rozmieszczone na obszarze Sc o dowolnym kształcie i wymiarach.
Ze względu na róŜne cele, w zbiorze C wyróŜnia się podzbiory C1, C2,…Cj…CJ
o tych samych własnościach. KaŜdy cel pojedynczy w analizie efektu raŜenia
określają: powierzchnia wraŜliwa sc, gęstość energii odłamka ws skutecznie
raŜąca cel i liczba odłamków skutecznych k, wymagana do poraŜenia celu.
Warunki raŜenia celu grupowego określa zbiór czynników, spośród
których na wyróŜnienie zasługują:
• sposób i dokładność wstrzelenia pocisku w rejon celu
• wysokość Hw, kąt upadku θp i prędkość vp pocisku w chwili wybuchu
• rodzaj terenu i warunki atmosferyczne w rejonie celu
• sposób maskowania i osłony celów pojedynczych.
54
Podsumowując rozwaŜania o prognozowaniu efektu raŜenia, moŜna
stwierdzić, Ŝe:
• o skuteczności raŜenia celu decyduje wiele czynników związanych
z pociskiem, celem i warunkami raŜenia, przy czym wiele
z nich ma charakter losowy
• przedziały zmian wartości poszczególnych czynników na ogół
wyznacza się doświadczalnie
• dla jednego pocisku moŜna zbudować liczny zbiór celów grupowych
• informacje o celach grupowych moŜna uzyskać w wyniku analizy
ugrupowań bojowych wojsk
• uzyskanie pełnego zbioru danych i informacji do prognozowania efektu
raŜenia jest niemoŜliwe.
3. SPOSÓB OCENY EFEKTU RAśENIA ODŁAMKOWEGO
Efekt raŜenia celu grupowego jest wprost proporcjonalny do sumy
poraŜonych celów pojedynczych, wykluczonych z walki. JeŜeli załoŜymy, Ŝe:
• cel grupowy jest rozmieszczony na powierzchni Sc i określa go zbiór
C = { C1, C2, ……Cj,……… ,CJ}
• kaŜdy podzbiór Cj ∈ C składa się z nj celów pojedynczych
o parametrach scj, wsj i kj oraz predyspozycji bojowej Wbj, o wartości
z przedziału (0;1)
• poraŜenie celu ma miejsce w wyniku wybuchu tylko jednego pocisku
na wysokości Hw przy kącie θp i prędkości vp
• poraŜone i wykluczone z walki cele pojedyncze tworzą przeliczalny
zbiór Cp = {Cp1, Cp2 ……Cpj……… CpJ} o liczności np
• cel pojedynczy jest poraŜony, jeŜeli zostanie trafiony przez odłamki
skuteczne, których liczba ktj ≥ kj, gdzie kj – minimalna liczba odłamków
skutecznych potrzebna do poraŜenia celu pojedynczego ze zbioru Cj,
to suma poraŜonych i wykluczonych z walki celów pojedynczych określona jest
przez npj podzbioru Cpj dla celu jednorodnego lub za pomocą liczności np
zbioru Cp dla celu niejednorodnego. Liczności npj i np są zmiennymi losowymi,
których dobrą miarą są wartości oczekiwane:
nj
µ pj = ∑ lP{n pj = l}
l =0
J
µ p = ∑ µ pj Wbj
(5)
j =0
W praktyce do oceny porównawczej efektu raŜenia odłamkowego
potrzebna jest informacja o stopniu poraŜenia celu grupowego o róŜnym
składzie i charakterze.
Taką informację dostarczają wskaźniki:
q pj [%] = 100
µ pj
q p [%] = 100
nj
µp
J
(6)
∑ n jW bj
j =1
Niezbędne do prowadzenia jakościowej i ilościowej oceny powyŜszych
wskaźników jest opisanie prawdopodobieństwa Pjl = P{npj = l} poraŜenia l
z nj elementów Cji∈ Cj. Opisując cel Cji∈ Cj poprzez powierzchnie Sj, Scj i Srj
(rys. 1), otrzymamy:
l
(n −l )
nj  nj
Z
 
 j 
2 Z
   1
(7)
µ pj = l 
p jz srjz  1 −
p jz srjz 


   Scj
  Scj z =1


i = 0  l  
z =1




∑
∑
∑
Rys. 1. PołoŜenie powierzchni rozmieszczenia celu grupowego i obszaru raŜenia
Scj ∈ Sc – powierzchnia rozmieszczenia celów ze zbioru Cj, Sc – powierzchnia
rozmieszczenia celów ze zbioru C, Sj ∈ S – powierzchnia raŜenia odłamkami
skutecznymi, Srj ∈ (Scj ∩ Sj)
Fig. 1. Location of the surface distribution of target group and destruction area
Scj ∈ Sc – the surface of targets distribution from the set Cj, Sc – the surface
of targets distribution from the set C, Sj ∈ S – the surface of effective
destruction area, Srj ∈ (Scj ∩ Sj)
Cechą charakterystyczna celu grupowego jest to, Ŝe zajmuje określoną
powierzchnię Sc. Dlatego teŜ o skuteczności raŜenia pocisku powinna
decydować powierzchnia Sj, a nie obszar Srj ≤ Sj. Taką wielkością, będącą dobrą
miarą (kryterium) skuteczności działania odłamkowego jest wartość
oczekiwana skutecznej powierzchni raŜenia [1]:
56
• dla celu jednorodnego
µ sj =
Z
∑ p jz s jz
(8)
z =1
• dla celu niejednorodnego
µs =
1
J
J
∑ µ sj W bj
(9)
j =1
gdzie: Z – liczba pól sjz, na które podzielono obszar Sj.
Efektywnym
sposobem
podwyŜszania
skuteczności
pocisków
artyleryjskich jest ich wyposaŜanie w zapalniki zbliŜeniowe, w miejsce
zapalników uderzeniowych. Aby jednak takie przedsięwzięcie było
uzasadnione, naleŜy wykazać, Ŝe wskaźnik wzrostu skuteczności
qs =
µ s ( H w = H ZA )
>1
µ s ( H w = 0)
(10)
gdzie: HZA > 0 – wysokość zadziałania zapalnika zbliŜeniowego;
µs (Hw = 0) – skuteczność pocisku z zapalnikiem uderzeniowym.
4. METODA BADANIA SKUTECZNOŚCI RAśENIA
ODŁAMKOWEGO
W symulacyjnej metodzie badania skuteczności raŜenia odłamkowego
przedstawianej w pracy [1] przyjęto kryteria w postaci wartości oczekiwanej
skutecznej powierzchni raŜonej µs (9) i współczynnika wzrostu
skuteczności qs (10). Ponadto przyjęto, Ŝe istota metody będzie polegała na:
• symulacji rozprysku głowicy odłamkowej nad celem dla zadanych
parametrów lotu pocisku
• podziale przestrzeni rozlotu odłamków na sektory wokół punktu
rozprysku pocisku, a powierzchni rozmieszczenia celu – na pola
elementarne sz
• obliczaniu (w wyniku całkowania numerycznego) wielkości pól sz
i wyznaczeniu liczb nsz odłamków skutecznych spadających na
poszczególne pola sz
• wyznaczeniu prawdopodobieństwa poraŜenia pz elementarnych
powierzchni sz
• obliczeniu wskaźników µs (9) i qs (10).
Wielokrotna symulacja rozprysku i kaŜdorazowe obliczenia skuteczności
raŜenia dają moŜliwość szybkiego uzyskania informacji o wpływie: parametrów
lotu pocisku, charakterystyk głowicy odłamkowej i charakteru celu na
skuteczność raŜenia pocisku. Rozprysk głowicy jest symulowany numerycznie
dla kolejno wybieranych kombinacji wartości:
Hw ∈ <Hwmin;Hwmax>; vp∈ <vpmin;vpmax>; i θp ∈ <θpmin; θpmax>
przy czym wybór ten jest dokonywany z odpowiednimi krokami.
Rys. 2. Algorytm obliczeń komputerowych
Fig. 2. The computing algorithm
Algorytm obliczeń (rys. 2) zawiera model matematyczny pocisku, do
opracowania którego przyjęto następujące załoŜenia:
• środek masy pocisku jest takŜe środkiem jego rozprysku, a wektor
prędkości pocisku vp jest przyłoŜony w środku rozprysku i ma kierunek
zgodny z osią symetrii pocisku
• w chwili rozprysku skorupy powstaje zbiór odłamków A o liczności n,
który składa się z podzbioru odłamków skutecznych As oraz podzbioru
odłamków nieskutecznych An; liczności ns i nn wyŜej wymienionych
podzbiorów z odległością od punktu rozprysku ulegają zmianie, przy
czym ich suma jest stała i równa n
• tory loty odłamków na swojej drodze skutecznej ds są prostoliniowe
i rozpoczynają się w środku rozprysku; odległości skuteczne
odłamków ds opisane są przez zaleŜność (3); wektory prędkości vmax są
przyłoŜone w środku rozprysku, a ich kierunki i zwroty mają charakter
losowy
58
• przestrzeń raŜenia odłamków jest kulą o środku w punkcie wybuchu
pocisku i promieniu rs równym odległości dsmax, jaką osiągnie odłamek
najskuteczniejszy
• przestrzeń rozlotu odłamków skutecznych określana jest na podstawie
rozkładu ilościowego n (i), podziału masowego qj i procentowego
rozkładu masowego ε (j) odłamków.
Jako przykład przedstawiono wyniki obliczeń wzrostu skuteczności raŜenia
odłamkowego qs dla pocisku moździerzowego 120 mm w przypadku ostrzelania
celu grupowego w postaci ugrupowania siły Ŝywej, w pozycji leŜącej – rysunek 3.
Rys. 3. Wykresy wzrostu skuteczności qs dla 120 mm pocisku moździerzowego
Fig. 3. Growth efficiency charts qs for 120 mm caliber mortar projectile
5. WNIOSKI
W artykule przedstawiono sposób rozwiązania problemu kryteriów oceny
skuteczności raŜenia odłamkowego naziemnych celów grupowych. Do oceny
efektu raŜenia celu wykorzystano: wartości oczekiwane liczby poraŜonych
elementów celu grupowego (µpj lub µp), wartości raŜonej powierzchni celu
(µcj lub µc) oraz współczynnik stopnia poraŜenia celu (qpj lub qp). Natomiast do
oceny skuteczności środków raŜących o działaniu odłamkowym: wartość
oczekiwaną skutecznej powierzchni raŜenia (µsj lub µs) oraz współczynnik
wzrostu skuteczności qs.
Przedstawione kryteria stanowią podstawę do opracowania symulacyjnej
metody badań skuteczności raŜenia odłamkowego, która umoŜliwi ocenę
wpływu parametrów lotu pocisku, własności celu grupowego oraz
charakterystyk głowicy odłamkowej na skuteczność raŜenia.
Proponowany w artykule sposób rozwiązania problemu skuteczności
raŜenia odłamkowego pozwala zaoszczędzić czas i ograniczyć koszty,
a uzyskane wyniki, zdaniem autorów, są w pełni wiarygodne i wystarczające do
projektowania artyleryjskich zapalników zbliŜeniowych.
I tak od zapalnika zbliŜeniowego do pocisków artyleryjskich uzyskano
wymaganą wysokość zadziałania z przedziału: < H w >≈< 3;25 > m, natomiast
dla zapalnika zbliŜeniowego do niekierowanych pocisków rakietowych
warunek powyŜszy przyjmuje postać < H w >≈< 6;22 > m.
w latach 2009-2011 jako projekt rozwojowy nr O R00 0001 09.
LITERATURA
[1] Sznuk K., Symulacyjna metoda badania skuteczności głowic odłamkowych,
praca doktorska, Wydawnictwo WAT, Warszawa, 1979.
[2] Rozpłochowski M., Zimończyk K., Analiza i synteza dopplerowskich
i częstotliwościowych radiozapalników do bomb lotniczych, praca
doktorska, Wydawnictwo WAT, Warszawa, 1985.
[3] Sznuk K., Zimończyk K., Kryteria oceny skuteczności raŜenia celów
grupowych pociskami odłamkowymi, Biuletyn WAT, vol. XXXVIII, nr 3,
s. 67-76, Warszawa, 1989.
[4] Sznuk K., Zimończyk K., Komputerowe badania skuteczności raŜenia
odłamkowego, Biuletyn WAT, vol. XXXIX, nr 4, s. 103-116, Warszawa,
1990.
[5] Gacek J., Sznuk K., Zimończyk K., Komputerowe badania skuteczności
raŜenia odłamkowego niekierowanych pocisków rakietowych „z-z”,
Biuletyn WAT, vol. XXXIX, nr 6, s. 67-78, Warszawa, 1990.
[6] Dąbrowski W., Zimończyk K., Wpływ zastosowania zapalników
zbliŜeniowych na skuteczność środków raŜących, Problemy Techniki
Uzbrojenia i Radiolokacji, nr 42, s. 49-62, Wydawnictwo WITU, 1988.
60
Evaluation of the Effectiveness Destruction of
Fragmentation Ammunition Equipped
with Proximity Detonators
Abstract. In the paper there are described mathematically phenomenon of group
targets. The criteria for assessing the effectiveness of the destruction are defined and
then an algorithm of computer simulation is presented, which provided a basis for
developing a computer program. Using this one was carried out an assessment of the
effectiveness of various types of ammunition, firing conditions of manpower in the
outdoor area. Evaluate the effectiveness of fragmentation destruction of artillery
ammunition showed that increasing the efficiency of destruction is achieved by
explosions at an altitude ranging between <3, 20> m, as a result of the shock fuse
replacement on the proximity fuse.
Keywords: mechanics, artillery proximity fuses, destruction efficiency
ISSN 2081-5891
1 (7), 2012, 61-70
Analiza charakterystyk taktyczno-technicznych amunicji
programowalnej średnich kalibrów*
Politechnika Warszawska, Instytut Mechaniki i Poligrafii
ul. Narbutta 85, 05-524 Warszawa
Streszczenie. Przedmiotem analizy była amunicja produkowana przez firmy: Oerlikon
oraz Bofors, o kalibrach 30, 35, 40 oraz 57 mm. Analizowane naboje reprezentowały
dwie grupy, róŜniące się konstrukcją, to jest: typem pocisku i zapalnika oraz sposobem
jego programowania. Amunicja pierwszej grupy charakteryzowała się zastosowaniem
pocisku typu szrapnel i zapalnika czasowego, programowanego po wylocie pocisku
z przewodu lufy, zaś amunicja drugiej grupy posiadała pocisk odłamkowy z elementami
o wymuszonej fragmentacji i wielofunkcyjny zapalnik czasowo-zbliŜeniowy,
programowany przed załadowaniem naboju do komory nabojowej. Przedstawiona
metodyka analizy i otrzymane wyniki pozwalają na dokonanie porównania i wstępną
ocenę systemu uzbrojenia strzelającego amunicją programowalną pod kątem jego
efektywności.
Słowa kluczowe: mechanika, uzbrojenie, amunicja, pocisk
1. WSTĘP
Praca miała na celu dokonanie wstępnej analizy porównawczej
efektywności amunicji z zapalnikami programowalnymi. Obszarem
zainteresowań były naboje kalibru 30, 35, 40 i 57 mm.
62
A. Biedrzycki, O. Goroch, M. Radomski
Cechą wyróŜniającą system artyleryjski strzelający amunicją
programowalną jest występowanie w nim podzespołów nadawczo-odbiorczych,
których zadaniem jest przesłanie informacji do zapalnika umieszczonego
w pocisku. Zazwyczaj informacje te przekazywane są bezprzewodowo, przy
czym transmisja danych moŜe odbywać się: przed załadowaniem naboju do
komory nabojowej, tuŜ po wylocie pocisku z lufy lub na początkowym odcinku
toru. W pierwszych dwóch przypadkach nadajnik związany z działem
i odbiornik znajdujący się w zapalniku są zaopatrzone w cewki, które
w pewnym okresie przed strzałem lub po wylocie pocisku z lufy są sprzęŜone
indukcyjnie i tworzą swego rodzaju transformator. W trzecim przypadku
transmisja danych następuje za pośrednictwem fal radiowych. Ogólnie
programowanie zapalnika obejmuje przekazanie informacji o trybie jego pracy
oraz o czasie zadziałania. Zapalnik moŜe bowiem pracować jako zapalnik
zbliŜeniowy lub jako zapalnik czasowy oraz w trybie mieszanym, gdy
podzespół zbliŜeniowy jest uruchamiany po upływie zadanego czasu. Mieszany
tryb pracy zapalnika występuje np. w amunicji produkowanej w firmie Bofors.
W wielu istniejących rozwiązaniach zapalnik moŜe pracować jedynie w trybie
zapalnika czasowego i wówczas transmisja danych jest ograniczona do
informacji o czasie zadziałania zapalnika. Takie rozwiązanie jest stosowane
np. przez firmę Oerlikon.
W omawianej amunicji stosowane są zarówno pociski odłamkowe
z elementami o wymuszonej fragmentacji, jak i pociski typu szrapnel
(rys. 1 i 2).
Rys. 1. Schemat budowy pocisku odłamkowo-burzącego z elementami o wymuszonej
fragmentacji w postaci kulek wykonanych ze stopu wolframu
1 – skorupa pocisku; 2 – materiał wybuchowy; 3 – zapalnik programowalny;
4 – czepiec balistyczny; 5 – warstwa kulek wolframowych w osnowie ze stopu lekkiego
lub tworzywa sztucznego
Fig. 1. Schematic diagram of HE projectile with parts of the forced fragmentation in the
form of beads made of an alloy of tungsten
1 – bullet shell; 2 – explosive; 3 – programmable fuse;
4 – ballistic cap; 5 – layer of tungsten balls in a light alloy or plastic
Analiza charakterystyk taktyczno-technicznych amunicji programowalnej…
63
Rys. 2. Schemat budowy pocisku typu szrapnel
1 – skorupa pocisku; 2 – lotki; 3 – zapalnik programowalny;
4 – czepiec balistyczny; 5 – łącznik
Fig. 2. Schematic diagram of a shrapnel projectile
1 – ballistic cap; 2 – subprojectiles; 3 – programmable fuse;
4 – ballistic cap; 5 – connector
Systemy wykorzystujące amunicję programowalną mają bardzo szerokie
zastosowanie, szczególnie w przypadkach zwalczania celów charakteryzujących
się małymi wymiarami i duŜą wraŜliwością. Dotyczy to zarówno celów
powietrznych, jak i celów naziemnych. Główną przesłanką stosowania tego
typu uzbrojenia jest moŜliwość istotnego zwiększenia jego efektywności.
2. METODYKA ANALIZY
W analizie wykorzystano parametry i współczynniki charakteryzujące
amunicję, które są standardowo podawane w materiałach informacyjnych [1, 2,
3, 4], takie jak: kaliber pocisku d, masa pocisku m, współczynnik Cq= m/d3,
prędkość początkowa pocisku v0, masa ładunku materiału wybuchowego q,
liczba lotek N i masa lotki ml oraz jej kształt i wymiary (dla pocisku typu
szrapnel), liczba kulek wolframowych Nk i masa kulki mk (dla pocisku
odłamkowego) oraz szybkostrzelność armaty.
Ponadto dla poszczególnych pocisków wyznaczano obszary skutecznego
raŜenia, zakładając, Ŝe dla skutecznego raŜenia lekko opancerzonego celu
wymagana jest gęstość energii elementu raŜącego równa Ek1 = 800 J/cm2 oraz
powierzchniowa gęstość poruszających się w przestrzeni lotek lub kulek NT1
równa co najmniej: 60 szt./m2 podczas strzelania do rakiet przeciwradarowych;
30 szt./m2 podczas strzelania do pocisków typu Cruise oraz 8 szt./m2 podczas
strzelania do samolotów wielozadaniowych i helikopterów. Podane kryteria
zostały zaczerpnięte z prac [5, 6]. Jako miarę obszaru skutecznego raŜenia
przyjęto jego maksymalne wymiary charakterystyczne (patrz rys. 3), które są
funkcją odległości strzelania, gdyŜ ruch lotek lub kulek zaleŜy takŜe od
prędkości postępowej i obrotowej pocisku w chwili zadziałania zapalnika.
64
Maksymalne wymiary obszarów skutecznego raŜenia wyznaczano tak, aby
w ich wnętrzu były spełnione podane wyŜej kryteria raŜenia.
Rys. 3. Schematy obszarów skutecznego raŜenia: a) w kształcie tarczy dla pocisku
odłamkowego wg rysunku 1; b) w kształcie stoŜka dla pocisku typu szrapnel wg rysunku 2;
O – epicentrum wybuchu; α, β − kąty rozlotu kulek zaleŜne od budowy pocisku; γ − kąt
odchylenia tarczy zaleŜny od stosunku prędkości postępowej pocisku w chwili
zadziałania zapalnika do prędkości początkowej kulek napędzanych za pomocą
materiału wybuchowego zawartego w pocisku; L, R – szerokość i promień powierzchni
walcowej; Ls, Rs – wysokość i promień podstawy stoŜka; η − kąt rozwarcia stoŜka
Fig. 3. Diagrams of areas of effective destruction:
a) Disc-shaped for HE projectile – Figure 1;
b) cone-shaped for a shrapnel projectile – Figure 2;
O – the epicenter of the explosion; α, β − angles of the flight of balls depending on the
construction of a projectile; γ − blade angle dependent on the ratio of velocity projectile
at the time of the detonator response to the initial speed of balls that are propelled by
explosive material contained in the projectile; L, R – width and radius of the cylindrical
surface; Ls, Rs – height and radius of the base of the cone; η − cone angle
Wymagana gęstość energii elementu raŜącego Ek1 oraz jego wymiary
i masa pozwalają wyznaczyć graniczną wartość energii kinetycznej, a co za tym
idzie – graniczną prędkość elementu raŜącego vG. JeŜeli pominie się prędkość
celu, to poszukiwana prędkość graniczna będzie równa:
vG =
2 Ek1S
ml
(1)
gdzie: S – powierzchnia przekroju poprzecznego elementu raŜącego;
ml – masa kulki lub lotki.
Wykorzystując natomiast uproszczoną zaleŜność opisującą prędkość
rozlotu odłamków w powietrzu [5], moŜna wyznaczyć odległość od epicentrum
wybuchu, na jakiej prędkość kulki lub lotki zrówna się z prędkością graniczną:
xG =
gdzie: v0
ρ
CD
2ml
v
ln 0
SρC D vG
65
(2)
– prędkość początkowa kulki lub lotki;
– gęstość powietrza;
– współczynnik oporu czołowego.
Odległość xG wyznacza zatem w przybliŜeniu promień R dla pocisków
odłamkowych lub wysokość stoŜka Ls dla pocisków typu szrapnel, ze względu
na wymaganą gęstość energii elementu raŜącego Ek1. Prędkość początkową v0
kulek dla pocisków odłamkowych obliczano jako wypadkową prędkości
postępowej i kątowej pocisku oraz prędkości obliczonej za pomocą wzoru
Gurneya, natomiast dla lotek szrapnelowych, jako wypadkową prędkości
postępowej i kątowej pocisku. Dane dotyczące prędkości postępowej i kątowej
pocisku w funkcji odległości strzelania obliczano, rozwiązując problem główny
balistyki zewnętrznej dla analizowanych pocisków z wykorzystaniem modelu
matematycznego podanego w pracy [7], który opisuje ruch pocisku jako ruch
bryły sztywnej w powietrzu o sześciu stopniach swobody. W tym celu został
opracowany stosowny program komputerowy rozwiązujący zagadnienie
początkowe Couchy’ego dla układu równań róŜniczkowych zwyczajnych
z zastosowaniem metody numerycznej opartej na algorytmie Rungego–Kutty–
Fehlberga [8].
Drugim kryterium, które było brane pod uwagę przy wyznaczaniu obszaru
skutecznego raŜenia, była powierzchniowa gęstość poruszających się
w przestrzeni lotek lub kulek NT1. Na tej podstawie moŜna było wyznaczyć
maksymalną powierzchnię SG, która zawiera rozlatujące się kulki lub lotki
i zapewnia wymaganą liczbę trafień w cel. Z dobrym przybliŜeniem moŜna
przyjąć, Ŝe powierzchnia SG będzie równa iloczynowi powierzchniowej gęstości
poruszających się w przestrzeni lotek lub kulek NT1 i liczby kulek Nk lub lotek N,
zawartych w pocisku. W przypadku pocisków odłamkowych moŜna przyjąć, Ŝe
powierzchnia ta jest powierzchnią walcową o promieniu R i wysokości L, zaś
dla pocisków typu szrapnel jest powierzchnią podstawy stoŜka o promieniu Rs
(patrz rys. 3). Jak łatwo zauwaŜyć, powierzchnie te takŜe są funkcją promienia R
lub wysokości Ls. W pierwszym przybliŜeniu moŜna przyjąć, Ŝe dla pocisku
odłamkowego:
SG = 2πRL
(3)
SG = πRs2
(4)
zaś dla pocisku typu szrapnel:
Na podstawie zaleŜności geometrycznych, znając powierzchnię SG, moŜna
wyznaczyć promień R lub wysokość Ls z następujących zaleŜności:
dla pocisku odłamkowego (dla γ = 0):
66
R≈
SG
2π (tgα + tgβ )
(5)
dla pocisku typu szrapnel:
SG
Ls =
π
η 
(6)
tg  
2
3. WYNIKI ANALIZY
Jak juŜ wspomniano we wstępie, przedmiotem analizy były naboje kal. 30,
35, 40 i 57 mm. Skoncentrowano się na produktach firm Oerlikon i Bofors,
pominięto natomiast nabój 30 mm MK310 Mod 0 PABM-T firmy ATK. Na
podstawie dokonanego przeglądu literatury [1-5] zebrano dane niezbędne do
wykonania stosownych obliczeń, które zestawiono w tabelach 1 i 2. W tabeli 2
zamieszczono takŜe masy kulek lub lotek wystrzeliwane w jednostce czasu. Ze
względu na ograniczoną objętość artykułu zaprezentowano jedynie
przykładowe wyniki analizy. Na rysunkach 4 i 5 przedstawiono zmiany
wymiarów charakterystycznych obszarów skutecznego raŜenia dla 35 mm
pocisku AHEAD i 40 mm pocisku 3PIM.
Tabela 1. Dane techniczne nabojów artyleryjskich objętych analizą
Table 1. Technical details of the analysis artillery rounds
Oznaczenie naboju
m
[kg]
d
[mm]
Cq
[kg/dm3]
v0
[m/s]
N
[szt.]
ml
[g]
30 mm 173
0,362
30
13,4
980
162
1,24
ABM/PMC 3801
35 mm x 228
0,75
35
17,5
1050
152
3,3
Ahead/PMD 0621
2
40 mm 3P IM
0,975
40
15,2
1012
1100
0,25
57 mm 3P IM2
2,4
57
13,0
1035
2400
0,25
1
pocisk typu szrapnel
2
pocisk odłamkowo-burzący z elementami o wymuszonej fragmentacji w postaci
kulek
67
Tabela 2. Szybkostrzelność armat
Table 2. Rate of automatic cannons
Oznaczenie naboju
Armata
Szybkostrzelność
[strzałów/min]
30 mm 173 ABM/PMC
380
Bushmaster II
200
Masa kulek
lub lotek
wystrzelona
w jednostce
czasu [kg/s]
0,67
35/1000 Revolver Gun
KDA
KDC
Bushmaster III
RH 503
40 mm/70 Sea Trinity
40 mm/70 Mark 3
Bushmaster IV
57 mm Mk3 naval gun
1000
550
550
200
400
300
330
200
220
8,37
4,6
4,6
1,67
3,35
1,49
1,63
0,99
2,38
35 mm x 228
Ahead/PMD 062
40 mm 3P IM
57 mm 3P IM
24
ARM RS =0,90m
Cruise RS =1,27m
MP RS =2,46m
20
Ls [m]
16
12
8
4
0
0
500
1000
1500
2000
2500
3000
3500
4000
dw [m]
ARM
Cruise
MP
Rys. 4. Wysokość stoŜka obszaru skutecznego raŜenia w funkcji odległości strzelania dw
oraz typu celu: ARM – pocisk przeciwradarowy; Cruise – pocisk samosterujący;
MP – samolot wielozadaniowy lub helikopter, dla pocisku 35 mm AHEAD
Fig. 4. The height of the cone area of the effective destruction as a function of distance
dw and the type of shooting to target:
ARM – anti-radiation missile; Cruise – missile;
MP – aircraft or helicopter, for projectile 35 mm AHEAD
68
3,5
3
2,5
MP
L [m]
2
1,5
1
Cruise
0,5
ARM
0
0
0,5
1
1,5
2
2,5
3
3,5
4
4,5
5
5,5
6
6,5
R [m]
Rys. 5. Wysokość powierzchni walcowej w funkcji jej promienia dla pocisku 40 mm
3PIM, dla odległości strzelania dw = 1500 m. Strzałkami zaznaczono miejsca
odpowiadające maksymalnym wymiarom obszarów skutecznego raŜenia dla
poszczególnych typów celów: ARM – pocisk przeciwradarowy; Cruise – missile;
MP – samolot wielozadaniowy lub helikopter
Fig. 5. Cylindrical surface height as a function of radius for projectile 40 mm 3PIM for
shooting distance dw = 1500 m. The arrows indicated the place corresponding to the
maximum dimensions of the effective destruction of areas for different types of
objectives: ARM – anti-radiation missile; Cruise – missile; MP – aircraft or helicopter,
for projectile 35 mm AHEAD
4. PODSUMOWANIE
Przedstawiona w zarysie metodyka analizy i otrzymane wyniki pozwalają
na dokonanie porównania i wstępną ocenę systemów uzbrojenia strzelających
amunicją programowalną pod kątem ich efektywności, jak równieŜ
sformułowanie załoŜeń projektowych dla algorytmu strzeleckiego
realizowanego przez system kierowania ogniem (SKO), gdyŜ algorytm ten jest
ściśle związany z typem zastosowanego pocisku. Wynika to bowiem z istotnej
róŜnicy w kształcie obszaru skutecznego raŜenia dla pocisków odłamkowych
i pocisków typu szrapnel.
W pierwszym przybliŜeniu moŜna przyjąć, Ŝe system wystrzeliwujący
większą masę lotek lub odłamków w jednostce czasu będzie charakteryzował
się większym prawdopodobieństwem raŜenia celu.
69
W tym miejscu naleŜy zaznaczyć, Ŝe szczegółowa analiza zagadnienia
prawdopodobieństwa raŜenia celu wymaga uwzględnienia algorytmu
strzeleckiego realizowanego przez SKO i wielu innych czynników, jak np.
rozrzut błędu celowania, rozrzut balistyczny itp. Ponadto oceniając efektywność
systemu uzbrojenia, naleŜy dodatkowo uwzględnić jeszcze koszty, jak np.:
koszt amunicji i armaty, koszt utrzymania systemu w gotowości bojowej itp.
w latach 2009-2011 jako projekt rozwojowy nr O R00001908.
LITERATURA
[1] ANN., Sky Ranger Multi Mission Vehicle Armament & Air Burst Munition
for Expiditionary Warfare Force Protection, Oerlikon Contraves AG.
[2] Buckley A., Freymond P.H., 30mm x 173 Ammunition Family, Oerlikon
Contraves Pyrotec AG; NDIA 2002 International Infantry & Joint Service
Small Arms Systems, Atlantic City, NJ – May 13-16, 2002.
[3] ANN., Less Than Lethal Weapons Requirements For Military Forces,
Oerlikon Contraves AG.
[4] Boren M., Presentation of the Bofors 3P and System Concept, Bofors
Weapon Systems, 2002.
[5] Pogorzelski F., Ocena skuteczności raŜenia ludzi i sprzętu wojskowego
odłamkami granatów, Problemy Techniki Uzbrojenia i Radiolokacji, z. 33,
s. 47-63, Zielonka, 1984.
[6] ANN., The Evolution and Design of the 35 mm Ahead Ammunition,
Oerlikon Contraves AG, Zurich, 1996.
[7] McCoy R.L., Modern Exterior Balistics, Schiffer Military History, Atglen,
1999.
[8] Marciniak A., Podstawowe procedury numeryczne w języku Turbo Pascal,
Poznań, 1997.
70
The Tactical and Technical Characteristics of Medium
Calibre Programmable Ammunition Analysis
Abstract. The subject of analysis was ammunition produced by: Oerlikon and Bofors
(30, 35, 40 and 57 mm calibre). The analysed ammunition represented two groups,
differ by construction, which is: type of shell, fuse and the method of programming. The
Ammunition of first group was characterised by shrapnel type of shell and time fuse,
programming after exiting the barrel. The second group is specified by fragmentation
shell with forced fragmentation elements and multifunctional time-proximity fuse,
programmed before round is loaded to the chamber. The presented method of analysis
and results will allow to do comparison and initial prognosis of programmable
ammunition firing system, by efficiency.
Keywords: mechanics, armament, ammunition, shell, programming fuze
ISSN 2081-5891
1 (7), 2012, 71-82
Badanie fragmentacji ściskanych dynamicznie próbek
wykonanych z kompozytów Cu-W-BNα
α
Instytut Techniki Uzbrojenia, Wydział Mechatroniki i Lotnictwa,
Wojskowa Akademia Techniczna,
Streszczenie. W pracy przedstawiono wyniki badań udarowego ściskania próbek
wykonanych ze spiekanego kompozytu cermetalowego Cu-W-BNα o róŜnej zawartości
fazy ceramicznej, a mianowicie 0,5; 1, 1,5 i 3% (mas.). Badania ściskania wykonano na
zmodernizowanym młocie Charpy’ego. Prędkość uderzenia młota wynosiła ok. 5,5 m/s,
a wartość energii kinetycznej bijaka była równa 281,86 J. Odzyskane po próbach
ściskania fragmenty zniszczonych próbek podano analizie sitowej. Określono udziały
masowe i ilościowe poszczególnych frakcji wymiarowych fragmentów. Na podstawie
uzyskanych wyników stwierdzono, Ŝe istnieje powiązanie między zawartością azotku
boru w kompozycie a rozkładem frakcji wymiarowych odzyskanych odłamków. Wzrost
zawartości BN w kompozycie powoduje zwiększanie się liczby najmniejszych cząstek
w odzyskanym materiale badawczym.
Słowa kluczowe: inŜynieria materiałowa, pociski fragmentujące, balistyka końcowa
amunicji strzeleckiej
1. WSTĘP
Uzyskanie odpowiednich efektów szkolenia strzeleckiego wymaga
prowadzenia go w realistycznych warunkach taktycznych odpowiadających
rzeczywistości. Z drugiej strony specyficzny trening strzelecki nie moŜe
72
A. Jackowski, M. Sarzyński
stanowić zagroŜenia dla strzelców ani osób postronnych, np. instruktorów.
Wykorzystanie do tego celu amunicji „ślepej” spełnia tylko część warunków.
Z kolei stosowanie amunicji bojowej stanowi potencjalne ryzyko zranienia
osób biorących udział w szkoleniu, zwłaszcza na strzelnicach zakrytych.
Pociski po uderzeniu w przeszkodę mogą rykoszetować, stanowiąc zagroŜenie
dla strzelca i osób postronnych.
Dlatego zauwaŜalny jest wzrost zainteresowania ćwiczebną amunicją
strzelecką z pociskami fragmentującymi podczas uderzenia w przegrody
(tarcze), np. w pracy [1]. Najczęściej wykorzystywanymi materiałami na pociski
fragmentujące są kompozyty z udziałem dwóch lub więcej składników [2-3].
Jeden z nich stanowi odpowiednio wytrzymałą osnowę kompozytu, pozostałe
zaś są fazą rozproszoną (FR) rozmieszczoną w osnowie. W istniejących
zastosowaniach osnową moŜe być polimer [4] lub metal, natomiast FR stanowią
cząstki proszków metali lub ceramiki [5].
Uzyskana w procesie technologicznym charakterystyczna mikrostruktura
kompozytu sprzyja powstawaniu i rozwojowi pęknięć. Kruche, twarde lub
wytrzymałe cząstki FR stanowiąc nieciągłości mikrostruktury, stają się karbami
strukturalnymi powodującymi lokalne strefy koncentracji napręŜeń. Cząstki
o małej wytrzymałości osłabiają materiał, ułatwiając jego destrukcję. Efekt
fragmentacji pocisku powoduje rozproszenie energii kinetycznej pocisku
i praktycznie uniemoŜliwia jego rykoszet.
Znane są teoretyczne modele opisujące przebieg i efekty fragmentacji np.
w pracach [6-10], a takŜe badania eksperymentalne opisane w pracach [11, 12],
w których podejmowano m.in. próby opisu ilościowego fragmentacji pocisków
modelowych. Ich zakres dotyczy przede wszystkim przypadków napędzania
metalicznej cylindrycznej powłoki od wewnątrz produktami detonacji. Badania
prowadzone są z wykorzystaniem typowych stopów konstrukcyjnych
uŜywanych na skorupy pocisków, np.: Ŝeliwa, stali itp.
Fragmentacja
„kinetyczna”
wywołana
odkształceniem
pocisku
modelowego z masywną przegrodą przebiega w innych warunkach.
A stosowane materiały konstrukcyjne o złoŜonej budowie wewnętrznej są
powodem tego, Ŝe do oceny zdolności do fragmentacji preferowane są badania
eksperymentalne.
W przedstawionej pracy zaprezentowano wyniki badań fragmentacji
kompozytu z osnową miedzianą i dwuskładnikową fazą rozproszoną składającą
się z proszków: wolframu i grafitopodobnego azotku boru. ZałoŜono, Ŝe
kompozycja fazy rozproszonej wprowadza do miedzianej osnowy dwa rodzaje
cząstek powodujące zwiększenie podatności materiału na fragmentację.
Dodatkowym czynnikiem, wynikającym z zastosowania metalurgii proszków
w procesie wytwarzania, zwiększającym wraŜliwość na destrukcję kompozytu
jest obecność porów w mikrostrukturze materiału [13].
Celem badań było określenie wpływu zawartości azotku boru na skłonność
do fragmentacji kompozytów o róŜnym udziale składników.
Badanie fragmentacji ściskanych dynamicznie próbek…
73
Jednocześnie podjęto próbę oceny moŜliwości wykorzystania wyników
badań modelowych próbek, w warunkach dynamicznego ściskania na młocie
Charpy’ego, do wstępnego oszacowania ich zdolności do fragmentacji. Autorzy
zdają sobie sprawę z faktu znacznej rozbieŜności warunków próby (prędkości
ściskania) od rzeczywistości. JednakŜe, uzyskane wyniki, traktowane jako
wstępne, mogą być podstawą do sformułowania programu balistycznych badań
fragmentacji.
2. OPIS METODY FRAGMENTACJI PRÓBEK
2.1. Próbki badań
Do badań fragmentacji wykonano próbki ze spiekanych kompozytów
cermetalowych z osnową miedzianą i fazą rozproszoną w postaci azotku boru
odmiany α (Cu-xW-yBNα). Badano próbki cylindryczne w średnicy 9 mm
i wysokości 14 mm. Badania efektów ściskania próbek wykonano dla róŜnych
kompozytów zawierających odpowiednio 0,5; 1; 1,5; 3% BNα. Skład
mieszanek proszkowych dobrano tak, aby gęstość teoretyczna spieków,
niezaleŜnie od zawartości fazy ceramicznej była jednakowa i wynosiła 9 g/cm3.
W tabeli 1 zestawiono udziały masowe zastosowanych składników
proszkowych.
Tabela 1. Skład mieszanek proszkowych zastosowanych do wykonania próbek
Table 1. Composition of powder mixtures applied to perform specimens
Gęstość
teoretyczna,
[g/cm3]
9
W
Cu
BNα
Udział masowy składnika
[%]
0,5
2,29
97,21
1
3,76
95,24
1,5
5,2
93,3
3
9,6
87,4
Tabela 2. Gęstość spieków wykonanych z mieszanek proszkowych o róŜnym składzie
Table 2.
Density of sintered specimens made of different powder mixtures
composition
Zawartość BNα
[%]
Gęstość spieków
[g/cm3]
Porowatość
spieków [%]
0,5
1
1,5%
3%
7,52
7,36
7,16
7,19
16,4
18,2
20,4
20,1
74
Próbki wyprasowano, stosując ciśnienie 300 MPa. Następnie poddano je
spiekaniu – wstępnie w temperaturze 600oC i końcowo w temperaturze 900oC.
Wyznaczono gęstość uzyskanych spieków. Wyniki zestawiono w tabeli 2.
Na podstawie danych przedstawionych w tabeli 2 moŜna zauwaŜyć, Ŝe
gęstość spieków znacznie odbiega od przyjętej gęstości teoretycznej.
Porowatość spieków wynosi średnio 18,78 i moŜe mieć istotny wpływ na
fragmentację próbek.
2.2. Stanowisko do badań
Do badań dynamicznego ściskania próbek wykorzystano odpowiednio
przystosowany młot
Charpy’ego. Zdjęcie
stanowiska
do
badań
przedstawiono na rysunku 1.
Rys. 1. Widok młota Charpy’ego przystosowanego do próby ściskania
Fig. 1. Charpy machine adapted for compression tests
Prędkość uderzenia młota wynosiła ok. 5,5 m/s, a wartość energii
kinetycznej bijaka była równa 281,86 J.
2.3. Wyniki badań
Badania ściskania wykonano na trzech próbkach dla kaŜdego wariantu
badanych kompozytów. Próbki przed badaniem oraz zebrane po próbach ich
części waŜono. W tabeli 3 zestawiono sumaryczne masy próbek, ich
pozostałości oraz udziały odzyskania w odniesieniu do masy próbek.
Z przedstawionych danych wynika, Ŝe przeciętny odzysk wynosi ok. 73%.
MoŜna zatem uznać, Ŝe uzyskane po badaniach próbki są dostatecznie
reprezentatywne.
75
Tabela 3. Zestawienie masy próbek przed badaniami i masy odzyskanych fragmentów
Table 3. Summary mass of samples before the test and mass of recovered debris
Zawartość
BNα [%]
0,5
1
1,5
3
Sumaryczna
masa próbek
[g]
26,95
30,25
31,10
30,15
Sumaryczna masa
fragmentów
[g]
23,86
20,686
23,481
18,167
a)
b)
c)
d)
Odzysk
[%]
88,5
68,4
75,7
60,3
Rys. 2. Fotografie fragmentów próbek po próbie ściskania,
a – 0,5%; b – 1%; c – 1,5% i d – 3% BNα
Fig. 2. Fragment of specimens after compressive test
a – 0,5%; b – 1%; c – 1,5% and d – 3% BNα
Fotografie zebranych po próbach fragmentów zniszczonych próbek
przedstawiono na rysunku 2.
Na podstawie fotografii odzyskanych fragmentów próbek moŜna zauwaŜyć
zaleŜność liczby i wymiarów pozostałości po próbkach od zawartości fazy
ceramicznej. Widoczny jest wzrost liczby cząstek o małych wymiarach wraz ze
wzrostem zawartości BNα w kompozycie. Jednocześnie zauwaŜalny jest
znaczny rozrzut wymiarowy powstałych w wyniku fragmentacji cząstek.
76
2.4. Granulometryczna analiza wyników badań
Odzyskane fragmenty zniszczonych próbek poddano
granulometrycznej wg metodyki opartej na pracach [13, 14].
analizie
Tabela 4. Skład mieszanek proszkowych zastosowanych do wykonania próbek
Table 4. Composition of powder mixtures applied to perform specimens
0,50%
Wielkość cząstek
[mm]
0,5
0,675
0,925
1,3
1,8
3
6
9
11,25
294
0,173
209
0,303
51
0,19
53
0,553
42
1,151
34
4,316
5
4,622
3
9,419
1
3,13
Zawartość BN w spieku
1%
1,50%
Liczba cząstek
Masa poszczególnych frakcji [g]
1376
722
0,81
0,425
794
377
1,15
0,546
129
80
0,481
0,3
242
127
2,508
1,314
38
36
1,045
0,998
40
58
5,147
7,436
6
8
5,628
8,42
0
1
0
1,405
1
1
3,701
2,637
3%
1349
0,794
530
0,768
93
0,346
104
1,08
28
0,762
39
5,022
8
8,35
1
1,045
0
0
692
2626
1411
2152
23,857
20,686
23,481
18,167
suma
Zastosowano sita o następujących wymiarach oczek: 0,5; 0,85; 1; 1,6; 2; 4;
8; 10 i 12,5 mm dla wszystkich przyjętych wariantów badawczych próbek.
W wyniku analizy sitowej zestawiono masy przyjętych poszczególnych frakcji
wymiarowych cząstek. W tabeli 4 zestawiono wyniki analizy sitowej badanych
próbek. Liczbę cząstek w odpowiedniej frakcji wymiarowej określano na
podstawie średniej umownej średnicy cząstek wynikającej z wymiarów oczek
sit dla danej frakcji wymiarowej, rzeczywistej masy cząstek i gęstości
rzeczywistej kompozytu.
77
Z przedstawionych danych wynika, Ŝe w ocenie stopnia fragmentacji
naleŜy uwzględnić dwa parametry, a mianowicie: udział ilościowy i masowy
rozpatrywanych frakcji wymiarowych cząstek. Z punktu widzenia
niebezpiecznego oddziaływania na otoczenie istotna będzie ocena liczby
i udziałów masowych odłamków o największej masie – wymiarach.
W ocenie bezpieczeństwa szkolenia istotne będzie uwzględnienie w ogólnej
populacji liczby odłamków o najmniejszych wymiarach – masie.
Na
rysunkach 3-6 zestawiono frakcyjne charakterystyki masowe
i ilościowe pozostałości po ściskaniu próbek.
Rys. 3. Rozkład frakcyjny udziałów ilościowych i masowych odzyskanych po ściskaniu
próbek o zawartości 0,5% mas. fazy ceramicznej
Fig. 3. Fractional distribution of quantitative and mass percent recovered after
compression specimens with 0,5% weight ceramic phase
próbek o zawartości 1% mas. fazy ceramicznej
compression specimens with 1% weight ceramic phase
78
Rys. 5. Rozkład frakcyjny udziałów ilościowych i masowych odzyskanych
po ściskaniu próbek o zawartości 1,5% mas. fazy ceramicznej
compression specimens with 1,5% weight ceramic phase
próbek o zawartości 3% mas. fazy ceramicznej
compression specimens with 3% weight ceramic phase
Na wykresach widoczny jest powtarzający się rozkład udziałów
ilościowych i masowych cząstek, a mianowicie dominującymi frakcjami
wymiarowymi są cząstki przechodzące przez sita o wymiarze oczek równym
0,5 i 0,85 mm. Sumaryczny udział ilościowy wymienionych frakcji
wymiarowych wynosi ok. 73% dla badanych próbek o zawartości 0,5% BNα,
82% dla 1% BNα, 78% dla 1,5% BNα i 86% dla 3% BNα.
Na rysunku 7 przedstawiono skumulowany wykres udziałów ilościowych
dla dwóch dominujących frakcji wymiarowych cząstek. MoŜna zauwaŜyć, Ŝe
udział ilościowy frakcji cząstek o najmniejszych wymiarach rośnie wraz
ze wzrostem zawartości azotku boru.
79
Jednocześnie ze wzrostem udziałów ilościowych cząstek o wymiarach
poniŜej 0,5 mm z ok. 42 do 62% maleje udział cząstek o wymiarach z zakresu
powyŜej 0,5 mm i poniŜej 0,85 mm z ok. 30 do ok. 25%.
Rys. 7. Wpływ zawartości fazy ceramicznej BNα na udziały ilościowe poszczególnych
frakcji
Fig. 7. Effect the content of ceramic phase BNα on the quantitative percent of particular
fractions
2.5. PODSUMOWANIE
Podsumowując przeprowadzone badania oraz ich wyniki, moŜna
sformułować następujące wnioski:
1. Rozkład frakcyjny odłamków zaleŜy od zawartości azotku boru
w kompozycie. Wraz ze zwiększeniem zawartości BNα w spieku
W-Cu-BN zwiększa się zdolność do fragmentacji na mniejsze odłamki.
2. Ze względu na to, Ŝe badania udarowego ściskania prowadzone były
w warunkach znacznie odbiegających od rzeczywistych, naleŜy je uznać
za wstępne i przybliŜone. Brak jest dostatecznych przesłanek, aby ich
wyniki mogły być wykorzystane do oceny zdolności do fragmentacji
badanych cermetali.
3. Otrzymane wyniki wykazały moŜliwość wykorzystania zaprezentowanej
metody badań do oceny zdolności do fragmentacji, jednakŜe
wprowadzenie jej do praktyki laboratoryjnej wymaga weryfikacji na
podstawie badań balistycznych w warunkach zbliŜonych do
rzeczywistości (prędkość zderzenia).
Artykuł zawiera wyniki pracy finansowanej ze środków na naukę
w latach 2009-2011 jako projekt rozwojowy nr OR00001107.
80
LITERATURA
[1]
[2]
[3]
[4]
[5]
[6]
http://www.remingtonmilitary.com/ammo.htm
http://www.simunition.com
http://www.accutecusa.com
http://www.fiocchiusa.com/Homepage.html
http://www.federalpremium.com
Freund L.B., Dynamic Behavior of Brittle Materials, Brown University,
RI, USA, Grant No DAAL03 – 92 – G – 0107.
[7] Banovic S.W., Mates S.P., Microscopic fracture mechanisms observed on
Cu – Sn frangible bullets under quasi – static and dynamic compression,
J. Mater. Sci, vol. 43, pp. 4840-4848, 2008.
[8] Pearsen J., A Fragmentation Model for Cylindrical Warheads, Naval
Weapons Center, China Lake CA 93555-6001, USA, Report NWC TP
7124, December 1990.
[9] Reid W.D., Walsh B.E., Dynamic Fracture Properties of a Tungsten, 3.5%
Ni, 1.5% Fe Alloy Under Explosive loading Conditions, Journal De
Physique III, vol. 1, Octobre 1991.
[10] Mates S.P., Rhorer R., Banovic S., Whitenton E., Fields R., Tensile
strength measurements of frangible bullets using the diametral compression
test, Int. J. Impact engineering, vol. 35, pp. 511-520, 2008.
[11] Mulherin J.H., Steward W.B., Carrie J.D., Fracture Mechanics Study on
155 mm M107E1 Projectile Made of Isothermally Transformed HF – 1
Steel, Frankford Arsenal Philadelphia 19137, Report FA – TR – 76015,
February 1976.
[12] Livingstone I.H.G., Verolme K., Hayhurst C.J., Prediction the
Fragmentation onset Velocity for Different Metallic Projectiles Using
Numerical Simulations, Int. J. Impact Engineering, vol. 26, pp. 453-464,
2001.
[13] German R.M., Powder Metallurgy Science, Metal Powder Industry,
2 Sub edition (March 1994).
[14] Angel J., Methodology for Dynamic Characterization of Fragmenting
Warheads, Army Research Laboratory Aberdeen Proving Ground, MD
21005 – 5069, Report ARL – SR – 179, May 2009.
[15] Leacher E.B., Zone a Computer Program for Reducing Test Arena Data to
Zone Data, for Fragmenting Warheads, Picatinny Arsenal, Dover, New
Jersey, Technical Memorandum 2034, March 1978.
81
Research of Fragmentation of Dynamic Compressed
Samples Made of Composites Cu-W-BNα
α
Abstract. Research of the compression impact test of samples made of sintered cermets
Cu-W-BNα with different contents of ceramics phase namely 0,5; 1, 1,5 i 3% (wt.)
have been presented in this paper. The compression test were carried out using
modified Charpy machine. The velocity of impact was 5.5 m/s and value of the kinetic
energy of ram was 281,82 J. Recovered after compression tests fragments of damaged
samples were subjected to a sieve analysis. The mass of particles distribution and
number of particles distribution for size particle fraction were determined. On the basis
of obtained results. It was found that is dependence between contents of boron nitride
and particles size distribution. Increase of BN contents cause increase of the smallest
particle number in investigated materials.
Keywords: materials engineering, frangible projectiles, terminal ballistic of small arms
ammunition
82
ISSN 2081-5891
1 (7), 2012, 83-90
Applying AIM-9X on MiG-29 – Initial Analysis
of MiG-29 Weapon System Modernizations*
Norbert GRZESIK
Aviation Faculty, Polish Air Force Academy in Dęblin,
12 Dywizjonu 303 St., 08-521 Dęblin, Poland
Abstract. Author, in this article, describes technical realizability of assembly AIM-9X
missile on MiG-29, gives also in the introduction information about aircraft
modernizations necessity. Second and third part of the article consist of technical,
physical and operating data of AIM-9X air to air missile, LAU-129A/A missile launcher
and missile launcher adapter. Fourth part contains mechanical and electric adaptations.
Fifth part includes description of weapon control system and blocks locations.
Conclusions end the publication. This article is integral part of author’s scientific
research and cooperation with Armament Market Analyzing Office
of Ministry of Defense.
Keywords: mechanical engineering, aviation, guided missile, missile launcher adapter,
mechanic and electric adaptations
1. INTRODUCTION
Poland is the only country in the world, which use American aircraft –
F-16 and Russian aircraft MiG-29. This situation complicates all logistics
system in the Polish Air Force. Moreover weapon systems (missiles) on Polish
MiG-29 are aging and are not as effective as are NATO standards requirements.
* Presented at 8th International Armament Conference on „Scientific Aspects of Armament and Safety Technology”,
Pułtusk, Poland, 6-8 October 2010.
84
N. Grzesik
So modernizations of Russian aircraft are indispensable and need to meet
the expect level and ensure compatibility of aircraft armament. According to
that some questions need answers:
1. what do we need to change in on board weapon system to upgrade
MiG-29 with AIM-9X missiles (mechanically and electrically)?
2. what kind of extra equipment do we need to apply to MiG-29 to use
AIM-9X and where?
3. and simply: how make it all work?
Received all answers make possible fulfill every tasks in NATO Alliance.
In this paper author presents results of his initial analysis prepared for
Armament Market Analyzing Office of Ministry of Defense concerning MiG-29
weapon system modernizations. Pictures, photos and schematic diagrams
describe operational and functional ideas of the system work.
2. AIM-9X SIDEWINDER
The AIM-9X (Photo 1) is the latest generation of the sidewinder
short-range, air-to-air missile family. It combines an advanced infrared seeker,
a low-drag airframe, and vectored thrust control system with existing AIM-9
sidewinder components to provide increased acquisition ranges, high
off-boresight acquisition and track capabilities, improved minimum and
maximum ranges, and enhanced missile manoeuvrability.
Photo 1. AIM-9X [4]
3. MISSILE LAUNCHER LAU-129A/A AND MISSILE
LAUNCHER ADAPTER
LAU-129A/A missile launchers (Photo 2) sometimes referred to as
Modular Rail Launchers (MRL), can be suspended from stations 1, 2, 3, 7, 8
and 9. Launchers at stations 1 and 9 are attached directly to wing tip hard
points. Launchers at stations 2, 3, 7, and 8 are installed on adapters that attach to
hard points on the wing lower surface. The LAU-129A/A can suspend AIM-9
and AIM-120 missiles.
Applying AIM-9X on MiG-29 – initial analysis of MiG-29…
85
The Missile Launcher Adapters (Photo 3) provide sufficient separation
between the missile fins and the wing surface to avoid interference at launch.
The missile launcher adapter is an aerodynamically configured support for the
missile launcher and provides the electrical interface between the missile and
aircraft. The forward and aft faring design of the adapter ensures minimum
airflow resistance during flight.
Photo 2. Missile launcher LAU-129A/A
Photo 3. Missile launcher adapter
4. MECHANICAL AND ELECTRIC ADAPTATIONS
Mechanical adaptations.
1. Airframe or adapter adaptations to launcher assembly;
2. launcher adaptations: missile detents, striker points, wire harness.
The best solution seems to be use of LAU-129 A/A launcher and modified
missile launcher adapter, which provide launcher assembly on MiG-29 wings.
Project of mechanical modifications are presented on Pictures 1-3.
• MiG-29 adapters stay the same (Photo 4, Picture 1)
Photo 4. Number 1 and 2 MiG-29
adapters
Picture 1. Adapters drawing [2]
86
N. Grzesik
• modified missile launcher adapter (Picture 2)
Picture 2. Modified MiG-29 missile launcher adapter [2]
• complete suspension for AIM-9X Sidewinder (Picture 3).
Picture 3. Project of complete suspension for AIM-9X Sidewinder [2]
Electric adaptations (Picture 4).
1. missile power supply adaptations;
2. assembly on aircraft required circuit breakers power panel with
over current protection system and built-in test module;
3. use of modular mission computer, radar, control block similar to
Advanced Missile Remote Interface Unit (AMRIU) from F-16 and
air interception audio signal generator;
4. to display all important data information for pilot during combat
mission assembly in cockpit head-up display (HUD, replacement
for IŁS display) and color multifunction displays (CMFD, at least
two, replacement for IPW display, Picture 5);
5. supply all equipment for Joint Helmet Mounted Cueing System
(JHMCS);
6. supply all equipment for Electronic Warfare System;
7. reorganized data distribution system based on multiplex bus
MIL-STD.
87
BIT Module
Power Switching
Unit
Audio Switching
Unit
Power Supply
Picture 4. Electric adaptations
Picture 5. HUD and CMFD displays (typical for air-air missile mode)
All equipment which is indispensable for proper use the AIM-9X missile
are presented on Picture 6 and 7.
88
N. Grzesik
MIL-STD
Multiplex bus
Electronic
Warfare System
JHMCS
LAU-129 missile launcher
with missile launcher adapter
HUD i CMFD
Modular mission
computer
Electronic
Warfare System
Radar
Picture 6. All indispensable equipment for proper use the AIM-9X missile
on MiG-29 aircraft
HUD i CMFD
Radar
JHMCS
Electronic
Warfare
System
Modular mission
computer
LAU-129 missile
launcher with
missile launcher
adapter
Electronic
Warfare
System
MIL-STD multiplex bus Chanel A (Primary)
MIL-STD multiplex bus Chanel B (Back-up)
Picture 7. Electrical connection of all equipment on MiG-29 aircraft
89
5. CONCLUSIONS
This paper describes initial analysis prepared for Armament Market
Analyzing Office of Ministry of Defense concerning MiG-29 weapon system
modernizations. After close research author conclude that the primary problem
is to assure communication (electrical control signals) between a missile and an
aircraft. Power supply for all additional equipment will be a crucial factor.
Selection adequate on board equipment is further problem to solve. Also the
question: if modifications meet the expectations? needs the answer.
Many Polish manufactures could take part in this project. Some of them
worked on Su-22 modernizations and have required professional experience.
The new MiG-29 and F-16C/D Block 52+ should be compatible not only
with armament, but also with different up-to-date data displays (CMFD’s –
Color Multifunction Displays, HUD – Head-Up Display, JHMCS – Joint
Helmet-Mounted Cueing System), modern wireless communication systems
(LINK-16, AIFF – Advanced Identification Friend or Foe), search and track
systems (radar, laser, FLIR – Forward Looking Infrared) and aircraft electronic
structure (MIL-STD, manage by modular mission computer). Advanced
development model of the new MiG-29 depends on capital expenditure.
In conclusions, MiG-29 could be modernized in armament (AIM-9X
adaptation) and avionics systems. We need to remember that all modernizations
need RSK MiG approval.
Complication of the project requires participations of many specialists.
REFERENCES
[1] Grzesik N., Uzbrojenie samolotu F-16, Wydawnictwo WSOSP, Dęblin,
2010.
[2] Jóźwiak K., MoŜliwości wykorzystania uzbrojenia państw NATO na
samolocie MiG-29, Wydawnictwo WSOSP, Dęblin, 2010.
[3] Uzbrojenie samolotu MiG-29, COSSTWL U-3052/12, Oleśnica, 1990.
[4] http://www.raytheon.com/newsroom/photogal/photos
90
N. Grzesik
ISSN 2081-5891
1 (7), 2012, 91-100
Technologia wykonania prototypowej partii korpusów
rakietowych kalibru 227 mm*
Jerzy STĘPIEŃ1, Jarosław MARCISZ1, Bogdan GARBARZ1,
Marek BURDEK1, Zdzisław KACZMAREK2, Dariusz SZAŁATA2,
Jan MATERNIAK3
1
2
Instytut Metalurgii śelaza, ul. Karola Miarki 12-14, 44-100 Gliwice
Fabryka Produkcji Specjalnej Sp. z o.o., ul. Obornicka 1, Bolechowo, 62-005 Owińska
3
Politechnika Poznańska, Instytut Technologii Materiałów,
ul. Piotrowo 3, 60-965 Poznań
Streszczenie. Artykuł zawiera wyniki pracy zrealizowanej we współpracy Instytutu
Metalurgii śelaza, Politechniki Poznańskiej i Fabryki Produkcji Specjalnej Bolechowo
dotyczącej opracowania załoŜeń do technologii wykonania partii prototypowej
korpusów rakietowych silników kalibru 227 mm. Opracowanie oparto o wyniki
projektu badawczego rozwojowego nr R00-O0034/3 finansowanego ze środków
Ministerstwa Nauki i Szkolnictwa WyŜszego pt. „Opracowanie podstaw technologii
produkcji stalowych wsadów formowanych na gorąco przeznaczonych do wykonania
korpusów silników rakietowych kaliber 227 mm technologią zgniatania obrotowego na
zimno”, zrealizowanego w latach 2007-2009. Wykonano badania podstawowych
właściwości fizycznych i technologicznych stali 15HGMV wytworzonej w IMś
i w warunkach przemysłowych, przeznaczonej do wykonania partii modelowej
korpusów silników rakietowych kalibru 227 mm. Na podstawie opracowanych
charakterystyk badanej stali opracowano parametry technologiczne i wykonano partię
modelową korpusów.
Słowa kluczowe: inŜynieria materiałowa, stal 15HGMV, korpusy rakietowe
92 J. Stępień, J. Marcisz, B. Garbarz, M. Burdek, Z. Kaczmarek, D. Szałata, J. Materniak
1. WSTĘP
Artykuł zawiera wyniki pracy zrealizowanej we współpracy Instytutu
Metalurgii śelaza, Politechniki Poznańskiej i Fabryki Produkcji Specjalnej
Bolechowo dotyczącej opracowania załoŜeń do technologii wykonania partii
prototypowej korpusów rakietowych silników kalibru 227 mm. Badania
wykonano w ramach projektu badawczego rozwojowego nr R00-O0034/3
finansowanego ze środków Ministerstwa Nauki i Szkolnictwa WyŜszego pt.
„Opracowanie podstaw technologii produkcji stalowych wsadów formowanych
na gorąco przeznaczonych do wykonania korpusów silników rakietowych
kaliber 227 mm technologią zgniatania obrotowego na zimno”, zrealizowanego
w latach 2007-2009 [1-5].
Przedmiotem pracy było dobranie gatunku stali na korpusy oraz
opracowanie technologii i wykonanie:
• wytapiania, odlewania i przetapiania elektroŜuŜlowego stali
• kucia na gorąco wlewków elektroŜuŜlowych
• walcowania na gorąco rur grubościennych
• obróbki skrawaniem rur grubościennych na tuleje
• obróbki cieplnej tulei
• zgniatania obrotowego na zimno korpusów o średnicy 227 mm oraz
• łączenia płaszczy korpusów z głowicą i usterzeniem.
2. CEL PRACY
Celem pracy było opracowanie załoŜeń do technologii wykonania partii
prototypowej korpusów rakietowych silników kalibru 227 mm i wykonanie
partii modelowej korpusów z wytypowanej stali 15HGMV, w oparciu
o opracowane charakterystyki materiałowe i wyniki [1, 2].
3. ZAKRES I WYNIKI WYKONANYCH BADAŃ I ANALIZ
ZałoŜenia do technologii wykonania partii prototypowej korpusów
rakietowych o kalibrze 227 mm opracowano w zakresie:
• wytapiania, odlewania i przetapiania elektroŜuŜlowego stali: wykonano
wytopy stali 15HGMV w indukcyjnym piecu otwartym, które odlano
w formie elektrod przeznaczonych do przetapiania elektroŜuŜlowego
i przetopiono na zbieŜne wlewki elektroŜuŜlowe o przekroju
kwadratowym 292/336 mm i długości 1300 mm
• kucia na gorąco wlewków elektroŜuŜlowych: wykonano kęsiska
o masie ok. 1030 kg i przekroju kwadratowym 280x280 mm o ściętych
naroŜach pod kątem 45° i przekątnej 363 mm (rys. 1)
Technologia wykonania prototypowej partii korpusów rakietowych kalibru 227 mm 93
Rys. 1. Obraz kęsisk kutych na prasie na wymiar o przekroju kwadratowym
280x280 mm ze ściętymi naroŜami w celu uzyskania przekątnej 363 mm
Fig. 1. A Picture of slabs, which were forged in a press to a 280x280 mm square
section, which rounded corners in order to obtain a 363 mm diagonal
• walcowania na gorąco rur grubościennych: wykonano rury o średnicy
zewnętrznej 267 mm i grubości ścianki 32 mm. Etapy procesu
walcowania rur przedstawiono na rysunkach 2-5:
Rys. 2. „Szklanka” po przebijaniu dna
Fig. 2. A „bottle” with a Pierce bottom
Rys. 3. „Szklanka” w czasie walcowania
w walcarce wydłuŜającej
Fig. 3. A „bottle” during rolling in an
elongating mill
Rys. 4. Walcowanie rury w walcarce
pielgrzymowej
Rys. 5. Rury po walcowaniu na gorąco
i ostudzeniu
Fig. 4. Rolling in a pilger mill
Fig. 5. Hot-rolled and cooled-down tubes
• obróbki skrawaniem: rury grubościenne pocięto na odcinki, które
przetoczono na tuleje o dwóch grubościach ścianki: 8,5 i 10,0 mm –
pocięte odcinki rur pokazano na rysunku 6, a przykładową tuleję po
obróbce skrawaniem, stanowiącej wsad do zgniatania obrotowego na
zimno przedstawiono na rysunku 7
Rys. 6. Rury pocięte na odcinki
Fig. 6. Tubes cut into segments
Rys. 7. Wsad przygotowany do
zgniatania obrotowego na zimno
Fig. 7. A charge prepared for flow
forming
• obróbki cieplnej tulei: przed zgniataniem obrotowym na zimno tuleje
o grubości ścianki 8,5 mm lub 10,0 mm poddano obróbce cieplnej
polegającej na hartowaniu w oleju i odpuszczaniu
• zgniatania obrotowego na zimno: tuleje o grubości ścianki 8,5 mm lub
10,0 mm zgniatano obrotowo w jednym przejściu na korpusy o grubości
ścianki 2,1 mm i średnicy 227 mm. Na rysunku 8 przedstawiono korpus
po zgniataniu obrotowym na zimno:
Rys. 8. Korpus otrzymany metodą zgniatania obrotowego na zimno
Fig. 8. A body obtained after flow forming
oraz
• łączenia płaszczy korpusów z głowicą i usterzeniem: jak wynika
z analizy wytwarzania korpusów innych kalibrów, optymalnym
rozwiązaniem jest wytwarzanie korpusu z rury grubościennej [3]. Od
strony głowicy w korpusie niezbędne jest wykonanie dna, które moŜe
być spawane lub skręcane z płaszczem korpusu [4]. Konstrukcję
korpusu z dnem dospawanym przedstawia rysunek 9, a z dnem
skręcanym z płaszczem korpusu – rysunek 10.
Rys. 9. Korpus kalibru 227 mm z dnem dospawanym
Fig. 9. A 227 mm caliber body with a welded bottom
Rys. 10. Korpus kalibru 227 mm z dnem skręcanym
Fig. 10. A 227 mm caliber body with a screwed bottom
Po analizie właściwości obu przedstawionych rozwiązań, do partii
prototypowej zalecono zastosowanie połączenia korpusu z dnem poprzez
skręcanie [4]. Na obecnym etapie prac badawczych brak jest szczegółowych
rozwiązań dotyczących konstrukcji dyszy, jak równieŜ układu usterzenia.
Wiadomo jednak, Ŝe połączenie będzie skręcane. Konieczne jest więc
wykonanie w tylnej części korpusu ścianki o większej grubości, aby umoŜliwić
nacięcie gwintu [4]. Z uwagi na znaczną długość korpusu, co jest wymuszone
masą paliwa dla uzyskania załoŜonego zasięgu, konieczne jest uzyskanie
minimalnej grubości ścianki ocenianej na 2,0 mm. Aby moŜliwe było nacięcie
gwintu od strony głowicy i układu usterzenia, obszary te będą miały grubość
ścianki wynoszącą 3,5 mm. Proponowana konstrukcja korpusu została
przedstawiona na rysunku 11 [4].
Rys. 11. Konstrukcja kadłuba korpusu
Fig. 11. A body shell
4. PODSTAWOWE PARAMETRY TECHNOLOGII
WYKONANIA KORPUSÓW O KALIBRZE 227 MM
Korpusy prototypowe o średnicy 227 mm naleŜy wykonać ze stali
15HGMVś metodą zgniatania obrotowego na zimno tulei po obróbce cieplnej.
Zgniatanie obrotowe naleŜy przeprowadzić w jednym przejściu z grubości
ścianki tulei 10,0 mm na grubość ścianki korpusu w najcieńszej strefie równej
2,1 mm i wymagane jest, aby w tej strefie granica plastyczności wynosiła
powyŜej 1100 MPa, wytrzymałość powyŜej 1250 MPa, a wydłuŜenie A5
powyŜej 8%. Dopuszcza się małą róŜnicę między granicą plastyczności
i wytrzymałością po zgniataniu obrotowym na zimno. Przedstawione parametry
obowiązują przy załoŜeniu, Ŝe ciśnienie gazów w trakcie spalania paliwa osiąga
poziom 19,5 MPa. Jako materiał wyjściowy do wykonania korpusów naleŜy
zastosować rury grubościenne o średnicy zewnętrznej 267 mm i grubości
ścianki 32 mm, z których naleŜy wytoczyć tuleje o grubości ścianki 10 mm.
Przed operacją zgniatania obrotowego na zimno, tuleje naleŜy ulepszyć
cieplnie. Po obróbce cieplnej właściwości wytrzymałościowe muszą spełniać
następujące kryteria: Re >850 MPa oraz Rm > 950 MPa. Po zgniataniu
obrotowym na zimno korpusy w strefie środkowej muszą charakteryzować się
wytrzymałością Rm ≥1250 MPa i wydłuŜeniem A5 > 8% [5].
Dla partii prototypowej korpusów o średnicy 227 mm, ostateczny wybór
sposobu połączenia płaszcza korpusu z dnem będzie moŜliwy po analizie
konfiguracji całej konstrukcji. Nastąpi to po decyzji Departamentu Polityki
Zbrojeniowej MON w sprawie przyjęcia załoŜeń, realizowanej w Polsce części,
systemu MLRS – P. Znajomość szczegółów związanych z doborem systemu,
sterowania i wyrzutni pozwoli na ostateczne określenie konstrukcji całego
zestawu. Preferowaną konstrukcją jest połączenie korpusu z głowicą za pomocą
złącza gwintowego.
Wykonanie partii prototypowej korpusów o średnicy 227 mm ze stali
15HGMVś będzie moŜliwe po rozstrzygnięciu konkursu na zastosowanie
krajowego systemu obronnego i podjęciu decyzji przez Ministerstwo Obrony
Narodowej.
5. PODSUMOWANIE
W pracy wykonano badania właściwości fizycznych i technologicznych
stali 15HGMVś, w celu określenia moŜliwości jej zastosowania do produkcji
korpusów kalibru 227 mm. Szczegółowo określono wymagania materiału po
ulepszaniu cieplnym, stanowiącego wsad do zgniatania obrotowego oraz finalne
właściwości wyrobu, którego ostatnim etapem jest zgniatanie obrotowe na
zimno.
Twardość i wytrzymałość ulepszonej cieplnie stali 15HGMVś po
odkształceniu 0,95 w jednym przepuście wzrasta o ok. 20%.
Odkształcenie rzeczywiste 1,40 spowodowało zwiększenie wytrzymałości
w stosunku do stanu ulepszonego cieplnie o 26-38%, a odkształcenie
rzeczywiste równe 1,56 wywołało wzrost wytrzymałości o 30-40%,
w zaleŜności od właściwości stanu wyjściowego i schematu odkształcenia.
Uzyskane wyniki pomiarów stanowią podstawę do opracowania
zoptymalizowanych parametrów ulepszania cieplnego stali 15HGMVś przed
zgniataniem obrotowym, w celu uzyskania wymaganego podwyŜszenia
właściwości wytrzymałościowych w wyniku zastosowania określonego
schematu odkształcania i uzyskania plastyczności (wydłuŜenia A5) większej od
wymaganego minimum.
Na podstawie rozkładów twardości w zaleŜności od odległości od
powierzchni na przekroju korpusów ze stali 15HGMVś po zgniataniu
obrotowym moŜna stwierdzić niewielki spadek twardości występujący od
powierzchni w głąb materiału na głębokości do 0,8 mm. Jest to wpływ
niejednorodności odkształcenia w procesie zgniatania obrotowego.
Intensywność odkształcenia jest największa w warstwie przypowierzchniowej.
Stwierdzona niejednorodność struktury i właściwości na przekroju ścianek nie
wpływają ujemnie na eksploatacyjne cechy korpusów, pod warunkiem
spełnienia wymaganych właściwości przez materiał, zmierzonych dla całego
przekroju.
6. WNIOSKI
PoniŜej przedstawiono główne wnioski sformułowane na podstawie badań
laboratoryjnych właściwości fizycznych stali, prób przemysłowych
wytwarzania półwyrobów i wyrobów finalnych oraz badań właściwości
technologicznych:
1. Wytypowany gatunek stali 15HGMVś przetapianej elektroŜuŜlowo
w postaci walcowanej na gorąco rury grubościennej o średnicy zewnętrznej
267 mm i grubości ścianki 32 mm moŜe być stosowany do produkcji
korpusu silnika rakietowego o kalibrze 227 mm.
2. Opracowana technologia wykonania korpusu z materiału wyjściowego
w postaci rury grubościennej została pozytywnie zweryfikowana i będzie
mogła być wykorzystana w produkcji seryjnej.
3. Istnieją moŜliwości ewentualnych zmian wymiarów średnicy i grubości rury
wyjściowej na mniejsze, w celu zmniejszenia naddatku na obróbkę
skrawaniem (do wykorzystania po podjęciu ostatecznych decyzji przez
MON).
4. Zastosowanie technologii wykonania korpusu łączącej obróbkę skrawaniem,
obróbkę cieplną i zgniatanie obrotowe prowadzi do uzyskania wymaganych
właściwości korpusu, w szczególności zapewnia uzyskanie załoŜonej
wytrzymałości finalnej wyrobu przy zachowaniu właściwości plastycznych.
5. Konstrukcja korpusu moŜe ulec niewielkim modyfikacjom w stosunku do
przedstawionej, po doborze głowicy oraz układu dyszy i usterzenia.
6. Preferowanym sposobem połączenia korpusu z głowicą jest zastosowanie
złącza gwintowego.
7. Partia prototypowa korpusów o średnicy 227 mm powinna zostać wykonana
z zastosowaniem załoŜeń i parametrów technologii opracowanych
w niniejszej pracy.
w latach 2007-2009 jako projekt rozwojowy nr R00-O0034/3.
LITERATURA
[1] Stępień J., Garbarz B., Opracowanie konstrukcyjnych i materiałowych
załoŜeń do projektu modelowych korpusów rakiet o kalibrze 227 mm,
Sprawozdanie z pracy badawczej IMś nr PR-0009-1,sierpień 2007.
[2] Garbarz B., Marcisz J., Stępień J., Zalecki W., Dobór gatunku stali na
modelowe korpusy rakiet o kalibrze 227 mm i opracowanie charakterystyk
materiałowych niezbędnych do zaprojektowania technologii: przeróbki
plastycznej na gorąco, obróbki cieplnej i zgniatania obrotowego na zimno,
Sprawozdanie z pracy badawczej IMś nr PR-0009-3, czerwiec
2008.
[3] Stępień J., Wykonanie w warunkach przemysłowych metodą zgniatania
obrotowego na zimno modelowych korpusów, Sprawozdanie z pracy
badawczej IMś nr PR-0009-12, grudzień 2008.
[4] Szałata D., Kaczmarek Z., Alternatywny dobór technologii łączenia dna
pocisku rakiety z korpusem silnika rakietowego, Sprawozdanie z pracy
badawczej FPS Bolechowo, czerwiec 2009.
[5] Marcisz J., Stępień J., Badania kontrolne procesów technologicznych na
poszczególnych etapach wytwarzania modelowych korpusów rakiet
o kalibrze 227 mm w warunkach przemysłowych oraz określenie
właściwości korpusów, Sprawozdanie z pracy badawczej IMś
nr PR-0009-13, marzec 2009.
Manufacturing Technology for Prototype Bodies
of 227 mm Rato Booster Rockets
Marek BURDEK, Zdzisław KACZMAREK, Dariusz SZAŁATA,
Jan MATERNIAK
Abstract. The paper presents the results of examinations carried out to determine the
possibilities of application of 15HGMVś steel to produce the bodies of RATO booster
rockets of 227mm caliber. The studies of basic physical properties, cold formability,
temperatures of phase transformations, and the mode of precipitation during tempering
of 15HGMVś steel were carried out.
Keywords: materials engineering, 15HGMVś steel, RATO booster rockets
ISSN 2081-5891
1 (7), 2012, 101-114
Współczesne systemy ratownicze samolotów i śmigłowców*
Mirosław ADAMSKI1, Mariusz ADAMSKI2
1
Katedra Uzbrojenia, WyŜsza Szkoła Oficerska Sił Powietrznych,
ul. PodchorąŜych Lotnictwa 4, 08-521 Dęblin
2
Wydział Mechatroniki i Lotnictwa − student, Wojskowa Akademia Techniczna,
ul. Gen. S. Kaliskiego2, 00-908 Warszawa
Streszczenie. KaŜdy system ratowniczy statku powietrznego ma za zadanie uratować
załogę (pilota) w przypadku wystąpienia sytuacji awaryjnej podczas całego zakresu lotu
z wykorzystaniem fotela katapultowego. Proces ten jest bardzo trudny i złoŜony,
a wynika to z faktu, Ŝe ma on zazwyczaj miejsce w sytuacjach ekstremalnych dla
zdrowia i Ŝycia pilota. W artykule dokonano próby oceny współczesnych systemów
ratowniczych w oparciu o fotele katapultowe K-36, K-37, ACES II, Martin-Baker
Mk.14 i Mk.16.
Słowa kluczowe: budowa i eksploatacja maszyn, lotnictwo i kosmonautyka, fotel
katapultowy, system ratowniczy
1. WSTĘP
W eksploatacji samolotów odrzutowych najwaŜniejsze jest zapewnienie
bezpiecznego opuszczenia statku powietrznego przez załogę w przypadkach
szczególnych. Mogą one się zdarzyć zarówno w warunkach pokojowych, jak
i podczas działań bojowych. W takich wypadkach Ŝycie załogi i przetrwanie na
współczesnym polu walki będzie zaleŜało wyłącznie od systemów ratowniczych
zainstalowanych na danym typie statku powietrznego.
102
M. Adamski, M. Adamski
Głównym elementem tego systemu jest fotel katapultowy, którego
zadaniem jest umoŜliwienie opuszczenia statku powietrznego przez pilota
w kaŜdych warunkach lotu. Współczesne fotele katapultowe są konstruowane
i produkowane w krajach będących największymi producentami samolotów
bojowych (USA, Rosja, Wielka Brytania). Produkują one fotele katapultowe
klasy zero/zero, które umoŜliwiają opuszczenie statku powietrznego na zerowej
wysokości i przy zerowej prędkości. Ma to szczególne znaczenie podczas startu
i lądowania, a zwłaszcza na lotniskowcach.
2. OGÓLNY SCHEMAT DZIAŁANIA SYSTEMU
RATOWNICZEGO
Ogólny proces katapultowania niezaleŜnie od typu statku powietrznego
oraz rodzaju tego systemu jest jednakowy. Podobieństwo to wynika z faktu
zastosowania określonych procedur oraz podobieństwa samej konstrukcji foteli
katapultowych. RóŜnice w pracy systemów ratowniczych wynikają
z zastosowania róŜnych rozwiązań technicznych, a w szczególności z róŜnic
czasowych wejścia do działania poszczególnych podsystemów zabudowanych
na strukturze fotela. Parametry czasowe (t0, t1, t2,…,tn) charakteryzują proces
katapultowania niezaleŜnie od „pochodzenia” systemu.
Faza 0. – t0
katapultowanie.
–
Wystąpienie
sytuacji
szczególnej,
nakazującej
Faza 1. – t1 – Podjęcie przez pilota decyzji o katapultowaniu.
Faza 2. – t2 – Ustalenie przez pilota (o ile to moŜliwe) odpowiednich
warunków lotu statku powietrznego, jeŜeli znajduje się on w niekorzystnym
połoŜeniu.
Faza 3. – t3 – Czynności pilota do opuszczenia statku powietrznego
(przyjęcie odpowiedniej pozycji w fotelu i pociągnięcie za uchwyt
katapultowania).
Faza 4. – t4 – Zadziałanie systemu ratowniczego.
Faza 5. – t5 – Zabezpieczenie odpowiedniej pozycji pilota w fotelu poprzez
zadziałanie mechanizmów ściągania pasów barkowych, biodrowych fotela,
zabezpieczenie przed rozrzutem kończyn (ograniczniki rozrzutu rąk,
mechanizm ściągania nóg z orczyka) oraz przed naporem powietrza (filtr
świetlny hełmu, czy specjalne osłony wchodzące w skład struktury fotela
K-36 DM).
Faza 6. – t6 – Eliminacja osłony kabiny, realizowana poprzez odstrzelenie,
skruszenie (ścieŜka prochowa) lub przez przebicie osłony kabiny za
pomocą łamaczy oszklenia zainstalowanych na zagłówku fotela.
Współczesne systemy ratownicze samolotów i śmigłowców
103
W przypadku systemu ratowniczego zastosowanego na śmigłowcu
dodatkowym elementem jest układ odstrzelenia łopat wirnika nośnego.
Faza 7. – t7 – Ruch układu pilot–fotel w kabinie po prowadnicach
wywołany działaniem pierwszego stopnia mechanizmu strzałowego
(mechanizmu wyciągającego).
Faza 8. – t8 – Ruch układu pilot–fotel z uruchomionym układem
stabilizacji. Ma on za zadanie zabezpieczyć fotel przed obrotami wokół
środka masy układu oraz wyhamować prędkość lotu tego układu.
Zastosowanie znalazła tu stabilizacja aerodynamiczna wykorzystująca
jeden lub dwa spadochrony stabilizujące. W przypadku systemu RPS na
śmigłowcu nie występuje układ stabilizacji fotela.
Faza 9. – t9 – „Lot” z uruchomionym drugim stopniem zespołu
napędowego fotela (silnika wyciągającego w przypadku RPS). Silnik
rakietowy pracuje w sposób impulsowy (ok. 0,2-0,3 s), ma on za zadanie
wynieść fotel na odpowiednią wysokość ponad kabinę statku
powietrznego. Ma to szczególne znaczenie w przypadku katapultowania
się w warunkach „0-0”.
Faza 10. – t10 – „Lot” układu pilot–fotel w czasie procesu otwierania
czaszy spadochronu ratowniczego.
Faza 11. – t11 – Oddzielenie się pilota wraz ze spadochronem ratowniczym
od struktury fotela.
Faza 12. – t12 – Napełnianie się czaszy spadochronu ratowniczego oraz
wyhamowanie układu pilot–spadochron do prędkości opadania
spadochronu wraz z pilotem (prędkość opadania zaleŜna jest od typu
spadochronu ratowniczego, przewaŜnie wynosi ona ok. 6 m/s).
Czasy trwania poszczególnych faz od 5. do nr 12. są uzaleŜnione od
indywidualnych cech konstrukcyjnych poszczególnych foteli katapultowych
i zaleŜą one w głównej mierze od parametrów lotu statku powietrznego w czasie
katapultowania. Rysunek 1 przedstawia algorytm procesu katapultowania wraz
z informacją graficzną ukazującą zmienność warunków ruchu systemu
ratowniczego z podziałem na poszczególne fazy.
104
Rys. 1. Fazy procesu katapultowania (M. Burek, I. Smykla, Analiza czynników
determinujących bezpieczeństwo pilota w procesie katapultowania, Mechanika
w Lotnictwie ML-2002, PTMTS, Warszawa, 2002)
Fig. 1. Phases of the ejection (M. Burek, I. Smykla, Analysis of factors determining the
safety of the pilot during the ejection, Mechanika
w Lotnictwie ML-2002, PTMTS, Warszawa, 2002)
NajwaŜniejszymi
czynnikami
pozwalającymi
scharakteryzować
i porównać systemy awaryjnego opuszczania samolotu i śmigłowca są:
• zakres prędkości i wysokości katapultowania
• zabezpieczenie pilota przed naporem dynamicznym powietrza
• maksymalne przeciąŜenie powstające podczas katapultowania
• automatyzacja procesu katapultowania
• sposób zrzutu lub niszczenia osłony kabiny (w przypadku
śmigłowca odstrzał łopat wirnika nośnego)
•
•
105
warunki pracy pilota w kabinie (określane są na początku
projektowania statku powietrznego z uwzględnieniem wybranego
systemu ratowniczego)
zabezpieczenie pilota w sprzęt umoŜliwiający przetrwanie po
katapultowaniu.
Tabela 1. Dane techniczne wybranych foteli katapultowych
Table 1. Specifications of selected ejection seats
Typ
fotela
US16E
Mk.16A
Mk.F16F
US16T
ACES II
K-36
DM
K-37800
Masa
załogi
[kg]
46,7 do
111,1
61 do
133,5
63,5 do
106
57,1 do
123,8
-
78 do
108
-
Spadochron
IGQ Typ
6000
GQ Typ
5000
GQ Typ
5000
GQ Typ
5000
C-9
PSU-36
PS-3/A
Spadochron
stabilizujący
Tak
Tak
Tak
Tak
Typ
uprzęŜy
System
zintegrowany
MG5
System
kombinowany
System
kombinowany
System
kombinowany
Mechanizm
strzałowy/
Typ
mechanizmu
Podwójny
Podwójny
Podwójny
Podwójny
Czas
pracy
silnika [s]
0,25
0,25
0,25
0,25
Inicjacja
systemu
Ręczna
Ręczna
Ręczna
Tak,
zasilany
bateriami
Tak,
zasilany
bateriami
Tak
Ciśnieniowo-czasowy,
mechaniczny
Ciśnieniowy
Mechanizm
czasowy
Układ
oddzielenia pilota
od fotela
mechaniczny
Tak
System
kombinowany
PCU-15
Podwójny/
CKU5/
STAPAC/
+boczny
prochowy
silnik
rakietowy
odchylający tor lotu
fotela
2 Ŝerdzie
teleskopowe,
wraz z 2
spadochronami
System
kombinowany
IPS-72
Nie
System
kombinowany
Podwójny/
KSMU36
Rakietowy silnik
wyciągający/
K37-800
0,3
0,2
0,2
Ręczna
Ręczna
Ręczna/
Radiowa
z ziemi
Ręczna
Nie
Tak,
zasilany
bateriami
Tak
Tak
mechaniczny
mechaniczny
mechaniczny
Tak
106
Układ
przyciągania
pilota
Tak,
aktywny
i
pasywny
Tylko
nogi
Tak,
aktywny
i pasywny
Tak,
aktywny
i
pasywny
Tylko
barki
Tak
Tak,
połączona
z
pokładową
instalacją
tlenową
Tak
Tak,
połączona
z
pokładową
instalacją
tlenową
Tak,
połączona
z
pokładową
instalacją
tlenową
Tak,
połączona
z
pokładową
instalacją
tlenową
Tak
Tak
Tak
Tak
Tak +
dodatkowa
radiostacja
Tak
Tak
ok. 56
ok. 56
ok. 56
ok. 56
ok. 50
ok. 200
ok. 94
Tak,
pasywny
Tak,
pasywny
Awaryjna
butla
tlenowa
Tak,
połączona
z
pokładową
instalacją
tlenową
Zasobnik
awaryjny
Masa
fotela
[kg]
3. ZAKRES PRĘDKOŚCI I WYSOKOŚCI KATAPULTOWANIA
Współczesne systemy ratownicze zapewniają bezpieczne opuszczenie
statku powietrznego do prędkości ok. 1300 km/h oraz w przedziale wysokości
0÷16 000 m (ACES II, Mk.16). Podyktowane jest to analizą uŜytkowania
systemów tego typu, gdzie większość katapultowań miała miejsce w przedziale
prędkości 180÷540 km/h. Odstępstwem od tego jest fotel typu K-36, który
gwarantuje bezpieczne katapultowanie powyŜej prędkości dźwięku oraz
wysokości 25 000 m, dzięki zastosowaniu osłony uruchamianej automatycznie
powyŜej prędkości 900 km/h. Dodatkowym elementem ochronnym jest osłona
filtru świetlnego, która jest automatycznie opuszczana za pomocą pironaboju.
W przypadku systemów śmigłowcowych niecelowe jest stosowanie takich
rozwiązań konstrukcyjnych jak w klasycznych systemach samolotów
odrzutowych.
Rys. 2. Zakres uŜycia poszczególnych systemów ze względu na wysokość lotu statku
powietrznego
Fig. 2. The scope of usage of individual systems due to the altitude of the aircraft
TYP FOTELA
KATAPULTOWEGO
107
K-36
ACES II/Mk.16A/Mk.F16F
US16E/T
K-37
0
500
1000
1500
PRĘDKOŚĆ [km/h]
Rys. 3. Zakres uŜycia poszczególnych systemów ze względu na prędkość lotu statku
powietrznego
Fig. 3. The scope of usage of individual systems due to the flight speed of the aircraft
% NIEUDANYCH
KATAPULTOWAŃ
100
80
60
40
20
0
0
2000
4000
6000
8000
10000
12000
WYSOKOŚĆ [m]
Rys. 4. Wpływ wysokości lotu na liczbę nieudanych katapultowań (S. Sznajer,
M. Wojtkowiak, Problemy bezpieczeństwa załogi statku powietrznego w sytuacjach
awaryjnych, BIL-GRAF s.c., Warszawa, 1999)
Fig. 4. Altitude impact on the number of failed ejections (S. Sznajer, M. Wojtkowiak,
Aircraft's crew safety issues in emergency situations, BIL-GRAF s.c.,
Warszawa, 1999)
108
Rys. 5.Wpływ prędkości lotu na liczbę nieudanych katapultowań
(S. Sznajer, M. Wojtkowiak, Problemy bezpieczeństwa załogi statku powietrznego
w sytuacjach awaryjnych, BIL-GRAF s.c., Warszawa, 1999)
Fig. 5. Flight speed impact on the number of failed ejections (S. Sznajer, M.
Wojtkowiak, Aircraft's crew safety issues in emergency situations, BIL-GRAF s.c.,
Warszawa, 1999)
Aby zapewnić bezpieczeństwo załodze statku powietrznego, w przypadku
foteli ACES II, Mk.16 oraz K-36:
1) naleŜy rozszerzyć zakres maksymalnej prędkości katapultowania do
1300 km/h;
2) naleŜy rozszerzyć zakres maksymalnej wysokości katapultowania do
25 000 m;
3) naleŜy polepszyć warunki awaryjnego opuszczania samolotu m.in. za
pomocą środków ochrony pilota przed działaniem strumienia powietrza;
4) zakresy maksymalnej prędkości katapultowania powinny pokrywać się
z zakresami prędkości i wysokości zastosowania statków powietrznych
(warunek spełniony dla K-37).
Przedstawione powyŜej warunki (4) spełnia całkowicie system
przeznaczony dla śmigłowców, zaś fotel katapultowy K-36 spełnia warunki
(1, 2, 3), zaś (4) w części dotyczącej wysokości, na jakiej operuje SP.
Konieczna jest więc modernizacja kaŜdego z wymienionych systemów
ratowniczych.
4. MAKSYMALNE PRZECIĄśENIE
Decydujący wpływ na wytrzymałość pilota ma kierunek działania
przyśpieszeń, czas ich trwania oraz indywidualnych cech człowieka. Istnieją
trzy zasadnicze kierunki działania przeciąŜeń:
•
•
•
109
działanie w kierunku osi ciała. Jeśli przyśpieszenie działa
w kierunku „głowa–nogi”, wówczas nazywamy je dodatnim (2), jeŜeli
odwrotnie „nogi–głowa” – nazywamy ujemnym (1)
działanie w kierunku strzałkowej osi ciała, tzn. w kierunku „brzuch–
plecy” lub „plecy–brzuch” (3, 4)
działanie w kierunku poprzecznej osi ciała, tzn. „bok–bok”.
Znaczna część katapultowań, szczególnie w warunkach wojennych, ma
miejsce podczas ewolucji samolotu (korkociąg, nurkowanie) – prowadzi to do
sumowania przeciąŜeń wynikających z pracy mechanizmu strzałowego
z przeciąŜeniami występującymi podczas ewolucji samolotu. Dlatego w kaŜdym
wymienionym systemie ratowniczym oparcie fotela tworzy z miską
siedzeniową kąt ok. 100°, a w połoŜeniu półleŜącym ok. 160°. Zastosowanie
takich „kątów” zapewnia pilotowi normalne sterowanie statkiem powietrznym,
pełną obserwację tablicy przyrządów oraz zmniejszenie działającej siły
przeciąŜenia w trakcie katapultowania. PrzeciąŜenie w konstrukcjach Mk.16
oraz ACES II nie przekracza G = 12, zaś w K-36 przeciąŜenie dochodzi do
G = 20.
T[S ]
70
1
0.1
0.01
5
10
50
100
PrzeciąŜenia
Rys. 6. Dopuszczalna wielkość przeciąŜeń dla organizmu człowieka
w zaleŜności od kierunku działania
Fig. 6. Maximum gravity load for the human body depending on the course of action
Zmniejszenia przeciąŜenia działającego na pilota moŜna dokonać poprzez:
1) unowocześnienie ubioru przeciwprzeciąŜeniowego;
2) zastosowanie fotela o zmiennym kącie pochylenia oparcia
i mniejszej masie;
3) optymalizację charakterystyk pracy mechanizmu strzałowego
w zaleŜności od warunków początkowych katapultowania, czy
masy pilota.
110
Warunki (2) te są trudne do zrealizowania, poniewaŜ wiązałoby się to ze
zmianą kąta pochylenia oparcia fotela w stosunku do kierunku wektora
działającego przeciąŜenia, co skutkowałoby zmianą geometrii kabiny, układów
sterowania statkiem powietrznym oraz nowym rozmieszczeniem przyrządów
pokładowych.
5. AUTOMATYZACJA PROCESU KATAPULTOWANIA
Układy elektroniczne sterujące procesem katapultowania są w całości
dublowane. Mikroprocesory sterują pracą układów fotela po wyciagnięciu
uchwytu katapultowania. Na fotelu Mk.16, ACES II zastosowano nadajniki
ciśnienia statycznego i dynamicznego, które działają niezaleŜnie od instalacji
pokładowej samolotu, czujniki przeciąŜeniowe, nadajniki prędkości kątowej
obrotu fotela oraz mikroprocesor sterujący. Mikroprocesor analizuje wszystkie
informacje i dobiera właściwe działanie mechanizmów fotela do zaistniałej
sytuacji, w której nastąpiło katapultowanie. Podczas testów stwierdzono, Ŝe
system katapultowania sterowanego gwarantuje bezpieczne opuszczenie statku
powietrznego na wysokości 30 m z przechyleniem 135°, oraz na wysokości
0 m z przechyleniem 30°. Przeprowadzono równieŜ próby uŜycia systemu
w locie odwróconym, które wykazały, Ŝe z wysokości 21 m układ „pilot–fotel”
doprowadzany jest do połoŜenia pionowego w czasie 1,3 s przy utracie
wysokości 13 m. Fotel K-36DM nie jest wyposaŜony w mikroprocesor, lecz
w układ elektromechaniczny, który połączony jest z pokładowymi instalacjami
samolotu. Zakłady Zvezda zastosowały mikroprocesor dopiero w modelu
K-36D-3,5.
Zastosowanie mikroprocesorów nowej generacji zmniejszyłoby minimalną
bezpieczną wysokość katapultowania w systemach typu Mk.16 i ACES II, zaś
w K-36 znacznie poprawiłoby działanie wszystkich mechanizmów
zabudowanych na fotelu (K-36D-3,5).
6. SPOSÓB ZRZUTU OSŁONY KABINY
PrzewaŜnie konstruktorzy stosują system zrzutu osłony kabiny za pomocą
pironabojów zdublowany z awaryjnym ręcznym systemem zrzutu (w przypadku
systemów śmigłowcowych zintegrowany jest on z mechanizmem
odstrzeliwania łopat wirnika nośnego), pirotechniczne rozkruszanie osłony, czy
łamacze oszklenia kabiny (US16T/E). Najlepszym opracowanym systemem
zrzutu osłony wydaje się ostatni z wymienionych sposobów, poniewaŜ znacznie
skraca on czas katapultowania.
111
7. WARUNKI PRACY PILOTA W KABINIE STATKU
POWIETRZNEGO
Określane są one na początku projektowania statku powietrznego,
związane są z ergonomią kabiny. KaŜdy fotel katapultowy posiada elektryczną
regulację połoŜenia miski oraz korpusu fotela. Wraz z przemieszczaniem się
korpusu fotela jednocześnie następuje regulacja połoŜenia drugiego stopnia
mechanizmu strzałowego w jedno ze skrajnych połoŜeń (m.in. fotel K-36), tak
aby zagwarantować pilotowi bezpieczne opuszczenie kabiny (równomierny
rozkład sił działających na ciało pilota podczas katapultowania).
8. ZABEZPIECZENIE PILOTA W SPRZĘT UMOśLIWIAJĄCY
PRZETRWANIE PO KATAPULTOWANIU
TYP RADIOSTACJI
W skład kaŜdego systemu ratowniczego wchodzi zasobnik awaryjny, który
jest integralną częścią systemu. Znajduje się on w misce fotela i jest
automatycznie rozwijany. Ciekawostką jest, iŜ zasobnik fotela ACES II posiada
w swym standardowym wyposaŜeniu dodatkową radiostację (AN/PRC-90-2).
Pozwala ona nawiązać łączność z zestrzelonym pilotem oraz naprowadzić
śmigłowiec CSAR/SAR. Atutem foteli Mk.16 oraz ACES II jest nowoczesne
wyposaŜenie zasobnika oraz radiostacje, które pozwalają na utajnioną łączność
na bardzo duŜych odległościach, czego nie zapewnia wyposaŜenie zasobnika
w fotelach K-36 i K-37 (zasięg 64 km).
AN/URT-33C/M
AN/PRC-90-2
R-855UM
243 MHz
282,8 MHz
0 100 200 300 400
121,500 MHz
ZASIĘG [km]
Rys. 8. Maksymalny zasięg radiostacji przy wysokości lotu statku powietrznego
SAR wynoszącego 3000 m
Fig. 8. Maximum radiostation range with SAR aircraft’s altitude of 3000 m
W skład wyposaŜenia ratowniczego fotela naleŜy równieŜ zaliczyć
spadochron, który stanowi integralną część systemu ratowniczego. We
wszystkich systemach spadochron posiada czaszę „okrągłą”, która jest mało
sterowna, a jej doskonałość aerodynamiczna jest o wiele mniejsza (ok. 3 razy)
niŜ w przypadku spadochronu typu „latające skrzydło”.
112
Tabela 2. Dane techniczne wybranych spadochronów ratowniczych
Table 2. Specifications of selected rescue parachutes
Spadochron
GQ typ
5000
IGQ typ
6000
C-9
PSU-36
PS-3/A
ok. 50
ok. 50
ok. 50
60
ok. 60
Zagłówek
fotela
Zagłówek
fotela
Zagłówek
fotela
Zagłówek
fotela
Oparcie
fotela
Sposób
zapoczątkowania procesu
otwarcia
Mechaniczny
(odstrzelenie
zagłówka)
Mechaniczny
(odstrzelenie
zagłówka)
Mechaniczny
+ „Pilocik”
wyciągający
+ system liny
ryfingowej
Mechaniczny
(odstrzelenie
zagłówka)
Mechaniczny
(za pomocą
liny
wyciągającej)
Typ uprzęŜy
Indywidualna
Zintegrowana (MG5)
Indywidualna (PCU15)
Indywidualna (IPS-72)
Zintegrowana
Prędkość
opadania [m/s]
ok. 6
ok. 6
ok. 6
ok. 6
ok. 6
Dane
Powierzchnia
2
czaszy [m ]
Miejsce
umieszczenia
Zastosowanie spadochronu typu „latające skrzydło” zapewniłoby
precyzyjny wybór miejsca lądowania w przypadku katapultowania na
wysokości powyŜej 800 m, co jest bardzo waŜne w przypadku zestrzelenia nad
terytorium wroga, dodatkowo spadochron tego typu posiada większą
manewrowość niŜ klasyczny.
Tabela 3. UŜycie foteli katapultowych w latach 2006-2009 (http://www.ejectionhistory.org.uk/0000/Bang_up_to_date.htm)
Table 3. The usage of the ejection seats in years 2006-2009 (http://www.ejectionhistory.org.uk/0000/Bang_up_to_date.htm)
Typ
fotela
ACES II
Martin Baker
K-36
K-37
Rok
do 09.2009
3
26
2
-
2008
9
42
9
-
2007
13
43
6
-
2006
20
34
18
-
113
9. ZAKOŃCZENIE
Celem artykułu była analiza porównawcza systemów ratowniczych
samolotów odrzutowych i śmigłowców. Przedstawione modele moŜna
porównać pod względem konstrukcji, moŜliwości technicznych poszczególnych
foteli, a co za tym idzie dokonać analizy porównawczej i wybrać najlepszy
z nich.
Z przeprowadzonych badań wynika, Ŝe systemy ratownicze spełniają
postawione im wymagania, a mianowicie ratują pilota bez względu na
zastosowane w nich rozwiązania konstrukcyjne. Z analizy porównawczej
wynika, Ŝe fotel K-36 jest jednym z najlepszych systemów, poza swym
wyposaŜeniem wysokościowo-ratowniczym dla pilota, które naleŜałoby
zastąpić nowoczesnymi rozwiązaniami stosowanymi na pozostałych fotelach.
Natomiast śmigłowcowy system ratowniczy K-37 spełnia swoją funkcję
w przypadku zastosowania go na śmigłowcach szturmowych latających
w „bardzo” luźnym szyku, co spowodowane jest systemem odstrzeliwania
łopat WN.
Wprowadzając zaproponowane zmiany w systemach ratowniczych,
moŜemy
przyczynić się do wzrostu bezpieczeństwa pilota w trakcie
katapultowania.
LITERATURA
[1]
[2]
[3]
[4]
[5]
[6]
[7]
[8]
Adamski M., Smykla I., Wilczyński M., Problemy ratowania załóg po
opuszczeniu SP, WSOSP, Dęblin, 2006.
Fotel katapultowy K-36DM serii 2 (2220-9), Opis techniczny
i technologia obsług ZAB-9200-0 RE, Dowództwo Wojsk Lotniczych,
Lot. 2867/90, Warszawa, 2004.
Aircraft/Crewstation Safety (Poland Block 52), STM 16-410PL,
Lockheed Martin, 24 lipca 2006.
http://lpmpjogja.diknas.go.id/kc/e/ejection%20seat/ejection_seat.htm
http://webs.lanset.com/aeolusaero/Articles/ACES_II_Seat_Repack_web.htm
http://www.martin-baker.com
http://www.zvezda-npp.ru
http://www.xflight.de/pe_org_par_ace_pcontainer.htm
114
Current Aircraft Rescue Systems
Mirosław ADAMSKI, Mariusz ADAMSKI
Abstract. Each aircraft rescue system is designed to save the crew (pilot) in the event of
an emergency over the entire range of flight using the ejector seat. This process is very
difficult and complex, and this follows from the fact that it usually takes place in the
extreme situations for the health and life of the pilot. The article attempts to assess the
contemporary systems of emergency on the basis of ejector seats K-36, F-37, ACES II,
Martin-Baker Mk.14 and Mk.16.
Keywords: mechanical engineering, aviation and space technology, ejection seat,
rescue systems
Recenzenci artykułów w 2011 r. – kolejność alfabetyczna
List of reviewers who have reviewed papers in the year 2011
Prof. ing. Vladimir BELLA, CSc
Prof. dr hab. inŜ. Zbigniew BIELECKI
Dr hab. inŜ. Stanisław CUDZIŁO
Prof. dr hab. inŜ. Józef GACEK
Dr hab. inŜ. Adam JACKOWSKI
Prof. dr hab. inŜ. Zygmunt KITOWSKI
Dr hab. inŜ. Jan W. KOBIERSKI
Prof. dr hab. inŜ. Zbigniew KORUBA
Dr hab. inŜ. Grzegorz KOWALECZKO
Prof. dr hab. Andrzej KSIĄśCZAK
Dr hab. inŜ. Zbigniew LECIEJEWSKI
Prof. dr Momcilo MILINOVIC
Dr hab. inŜ. Jan PIETRASIEŃSKI
Dr hab. inŜ. Andrzej SKOMRA
Prof. dr hab. inŜ. Stanisław TORECKI
Prof. dr hab. inŜ. Radosław TRĘBIŃSKI
Prof. dr hab. inŜ. Bogdan ZYGMUNT
O kwartalniku
Problemy mechatroniki. Uzbrojenie, lotnictwo, inŜynieria bezpieczeństwa
Charakterystyka czasopisma
Problemy mechatroniki. Uzbrojenie, lotnictwo, inŜynieria bezpieczeństwa jest
czasopismem naukowym powstałym w 2010 roku jako kwartalnik.
Zamieszczane są w nim oryginalne prace z dziedziny nauk technicznych, zwłaszcza
z takich dyscyplin jak: automatyka i robotyka, budowa i eksploatacja maszyn,
mechanika, elektronika (optoelektronika), informatyka, inŜynieria (chemiczna,
materiałowa, produkcji), mechanika, telekomunikacja oraz prace z dziedziny nauk
chemicznych (chemia, technologia chemiczna), w których Autorzy prezentują
teoretyczne i/lub eksperymentalne wyniki badań i analiz dotyczące rozwiązania
istotnych problemów w zakresie najogólniej pojętych zagadnień konstrukcji,
technologii, eksploatacji oraz rozwoju uzbrojenia i lotnictwa, a takŜe inŜynierii
bezpieczeństwa.
Kwartalnik Problemy mechatroniki. Uzbrojenie, lotnictwo, inŜynieria
bezpieczeństwa stanowi platformę do prezentacji dorobku i oryginalnych osiągnięć
indywidualnych i zespołowych w następujących obszarach tematycznych:
systemy broni lufowej i rakietowej oraz środki bojowe;
wykrywanie, śledzenie i maskowanie celów;
systemy kierowania ogniem;
balistyka wewnętrzna, przejściowa, zewnętrzna i końcowa;
fizyka wybuchu i nowoczesne materiały wysokoenergetyczne;
indywidualne uzbrojenie i wyposaŜenie Ŝołnierza XXI wieku;
systemy przeciwlotnicze i obrony powietrznej;
bezzałogowe obiekty precyzyjnego raŜenia;
charakterystyki aerodynamiczne i dynamika ruchu obiektów latających;
efektywność eksploatacji statków powietrznych;
nowoczesne materiały i technologie w uzbrojeniu i lotnictwie;
analiza obciąŜeń elementów konstrukcji (sprzętu uzbrojenia, lotniczych,
niemilitarnych obiektów technicznych);
ochrona oraz obrona anty- i kontrterrorystyczna;
wykrywanie, identyfikacja i skutki działania materiałów niebezpiecznych;
bezpieczeństwo infrastruktury i osób.
W kwartalniku istnieje takŜe moŜliwość publikacji artykułów (w postaci
komunikatów technicznych) prezentujących wyniki ukierunkowanych na wdroŜenie
prac naukowo-badawczych o charakterze konstrukcyjno-technologicznym.
Jeden egzemplarz wydruku pracy wykonany w programie MS Word oraz jej
wersję elektroniczną (na 3,5” dyskietce lub płycie CD) naleŜy przekazać do
sekretariatu redakcji. Wersja elektroniczna moŜna być równieŜ przesłana równolegle
pocztą e-mailową na adres sekretarza redakcji:
[email protected]
.
Wymagania wydawnicze – wskazówki dla autorów
JĘZYK – redakcja przyjmuje artykuły napisane w języku polskim i angielskim. Dla
artykułów napisanych w języku polskim naleŜy zamieścić – po wykazie powołanej
literatury – tytuł i słowa kluczowe w języku angielskim oraz streszczenie w języku
angielskim tworzące samodzielny tekst (o objętości 150-250 słów), opisujący problemy
poruszane w pracy oraz akcentujący istotę pracy z naukowego punktu widzenia.
TEKST – artykuł, poprzedzony wstępem i zakończony wnioskami (lub
podsumowaniem), powinien być podzielony na logiczne, kolejno ponumerowane
rozdziały (zaopatrzone w tytuły). PoŜądany jest dziesiętny podział tekstu na rozdziały
(i podrozdziały) z nagłówkami ponumerowanymi odpowiednio:
jednym numerem: 1. ROZDZIAŁ
dwoma numerami: 1.1. Podrozdział
lub trzema numerami: 1.1.1. Podrozdział
We wstępie prosimy o zwięzłe wprowadzenie w zagadnienie, z odniesieniem do
literatury w zakresie poruszanego problemu, a w podsumowaniu o zasadnicze wnioski
wynikające z pracy. Tytuły tabel i podpisy pod rysunkami powinny być w języku
polskim i angielskim. Wydruk komputerowy z ujednoliconą i ciągłą numeracją
(maszynopis wydawniczy o objętości maksymalnej 12-16 stron) powinien być
sporządzony na papierze formatu A4, druk jednostronny złoŜony czcionką 12-punktową
(Times New Roman), z interlinią 1,5 wiersza, margines prawy 3,5 cm.
TYTUŁ – nie powinien zawierać skrótów, chyba Ŝe są to skróty powszechnie znane.
AUTOR (AUTORZY) – pod tytułem naleŜy podać imię i nazwisko autora,
a w następnej linii nazwę reprezentowanej przez niego instytucji i jej adres.
W przypadku kilku autorów wymienianych kolejno po sobie (pierwszy z nich jest
uwaŜany przez redakcję za osobę, z którą moŜna się kontaktować) naleŜy dla kaŜdego
z nich podać nazwę reprezentowanej przez niego instytucji i jej adres. W takim
przypadku nazwisko kaŜdego autora naleŜy uzupełnić liczbą arabską w indeksie górnym
odpowiadającą nazwie instytucji, których numerowany wykaz naleŜy umieścić pod
nazwiskami autorów.
STRESZCZENIE – kaŜdy artykuł musi być poprzedzony streszczeniem o objętości
150-250 słów. Streszczenie nie powinno mieć charakteru wprowadzenia, powinno
natomiast jasno i wyraźnie wskazywać na charakter rozpatrywanego problemu oraz cel
badawczy. NaleŜy tak zredagować streszczenie, aby jego zrozumienie nie zmuszało
Czytającego do przeczytania całego artykułu.
SŁOWA KLUCZOWE – maksimum 5 (umieszczone pod streszczeniem), z których
pierwsze jest nazwą dyscypliny naukowej, w obrębie której mieści się praca.
SKRÓTY – kaŜdy niestandardowy skrót powinien być wyjaśniony. Wyjaśnienie
powinno się znaleźć w tekście bezpośrednio po zastosowanym skrócie.
WZORY – wzory matematyczne (pisane w edytorze równań) umieszczane
w publikacjach technicznych podlegają określonym regułom wyróŜniania. Reguły te
znalazły odzwierciedlenie w normach międzynarodowych a takŜe polskich.
Preferowane są jednostki SI. Między innymi naleŜy:
• oznaczać czcionką pochyłą (kursywą) zmienne oraz jedno- i dwuliterowe indeksy,
• czcionką prostą oznaczać cyfry, jednostki fizyczne (jak m, s, kg), stałe fizyczne
i matematyczne (np. liczby e, π, jednostka urojona i), nazwy funkcji (sin, cos, tg,
log, ln itp.), trzy- i więcej literowe skróty wyrazów umieszczane w indeksach
(const, kryt),
• naleŜy zwracać uwagę, gdzie w indeksie ma znaleźć się cyfra 0, a gdzie litera O,
• naleŜy uwaŜać na zapis zmiennej I, która pisana prosto (I) jest bardzo podobna do
cyfry 1, co moŜe prowadzić do pomyłek,
• litera łacińska „v” (u) i grecka „v” (n) powinny być wyraźnie rozróŜnione na
wydruku,
• numery wzorów naleŜy wpisywać po prawej stronie w nawiasach okrągłych,
• naleŜy wystrzegać się pisania greckich liter pismem pogrubionym (bold).
RYSUNKI I FOTOGRAFIE – zaleca się wykonywanie rysunków w programach
tworzących grafikę wektorową, np. Corel Draw. Rysunki i tablice moŜna umieszczać
w tekście podstawowym, blisko miejsca powołania na nie lub jako osobne pliki
z nazwą, ponumerowane, z zaznaczeniem w tekście miejsca ich występowania. Tabele,
rysunki i fotografie powinny być konsekwentnie ponumerowane i zaopatrzone w tytuły:
nad tabelami wyrównane do lewej, a pod rysunkami i fotografiami – wypośrodkowane.
Fotografie powinny być dostarczone w postaci umoŜliwiającej wykonanie skanu lub
w postaci plików TIFF lub JPG, w rozdzielczości nie mniejszej niŜ 300 dpi.
INFORMACJE DODATKOWE – po głównym tekście (przed literaturą) powinna
być zamieszczona informacja o źródłach finansowania publikacji lub wkładzie innych
osób, instytucji naukowo-badawczych, stowarzyszeń itp. w powstanie publikacji.
LITERATURA – piśmiennictwo, na które powołano się w artykule, powinno być
zamieszczone po głównym tekście, przed anglojęzycznym streszczeniem. Wszystkie
odnośniki do spisu literatury naleŜy zaznaczyć w tekście liczbami arabskimi
w nawiasach kwadratowych. Tytuły czasopism oraz ksiąŜek naleŜy zaznaczyć pismem
pochyłym (italic). Literatura powinna być cytowana w następujący sposób:
Artykuły w czasopismach:
[1] Baer P.G., Practical interior ballistic analysis of guns, Progress in
Astronautics and Aeronautics, vol. 66, AIAA, New York, s. 37-66, 1979.
KsiąŜki:
[2] Moss G.M., Leeming D.W., Farrer C.L., Military Ballistics – A Basic Manual
Brassey’s (UK) Ltd., Shrivenham, 1995.
Patenty:
[3] Willer R.L., Day R.S., Stern A.G., Process for Producing Improved Poly
(Glycidyl Nitrate), US Patent 5, 120, 827, Thiokol,1992.
Artykuły w materiałach konferencyjnych:
[4] Juhasz A.A., May I.W., Advanced propellants for hypervelocity gun
applications, Proceedings of 6th International Symposium on Ballistics,
Orlando, 27-29 October 1981, USA, s. 53-62, 1981.
Dokument internetowy:
[5] http://www.website.com/(rok)
Zasady przyjmowania i recenzowania prac zgłoszonych do opublikowania
1. Redakcja czasopisma Problemy mechatroniki. Uzbrojenie, lotnictwo, inŜynieria
bezpieczeństwa przyjmuje do opublikowania prace spełniające szczegółowe
wymagania wydawnicze.
2. Autor wymieniony na pierwszym miejscu w zestawieniu autorów będzie traktowany
przez redakcję jako osoba zgłaszająca manuskrypt (tzw. autor korespondencyjny)
i z tą osobą redakcja będzie prowadziła korespondencję.
3. Do pracy powinna być dołączona deklaracja autora (lub w przypadku pracy
zbiorowej – osoby zgłaszającej manuskrypt) o tym, Ŝe nadesłana praca nie była
dotąd nigdzie publikowana. JeŜeli praca o tym samym tytule była wcześniej
publicznie referowana na sympozjum, konferencji itp., wtedy deklaracja powinna
zawierać informację o nazwie, miejscu i terminie tego przedsięwzięcia.
4. W przypadku prac zbiorowych, oprócz deklaracji, o której mowa w punkcie 3,
redakcja będzie wymagać oświadczenia ujawniającego wkład merytoryczny
poszczególnych autorów w powstanie publikacji. Odpowiednie oświadczenie
powinno być podpisane przez osobę zgłaszającą manuskrypt.
5. Materiały autorskie kierowane do druku podlegają ocenie merytorycznej przez
dwóch niezaleŜnych recenzentów.
6. Recenzentów proponuje sekretarz redakcji w uzgodnieniu z redaktorami
tematycznymi, a akceptuje przewodniczący Rady Wydawniczej. W przypadku
tekstów powstałych w języku angielskim, co najmniej jeden z recenzentów będzie
pochodził z instytucji zagranicznej innej niŜ narodowość autora (autorów) pracy.
7. Redakcja przyjmuje model recenzowania, w którym autor (autorzy) i recenzenci nie
znają swoich toŜsamości.
8. Recenzja ma formę pisemną i kończy się jednoznacznym wnioskiem co do
dopuszczenia artykułu do publikacji (bez zmian lub po wprowadzeniu zmian przez
autora) lub jego odrzucenia.
9. Prace przesłane autorom w celu wprowadzenia zmian sugerowanych przez
recenzenta i redakcję powinny być zwrócone redakcji w terminie nie
przekraczającym czternastu dni.
10. W przypadku dwóch przeciwstawnych recenzji redakcja powołuje trzeciego
recenzenta i jego recenzja jest decydująca.
11. Redakcja odmawia opublikowania materiałów autorskich w przypadku, gdy:
a) zostaną ujawnione jakiekolwiek przejawy nierzetelności naukowej,
a zwłaszcza przypadki „ghostwriting” i „ guest authorship”:
– „ghostwriting” występuje wówczas, gdy ktoś wniósł istotny wkład
w powstanie publikacji, bez ujawniania swojego udziału jako jeden z autorów
lub bez wymieniania jego roli w podziękowaniach zamieszczanych
w publikacji,
– „guest authorship” występuje wówczas, gdy udział autora jest znikomy lub
w ogóle nie miał miejsca, a pomimo to jest autorem lub współautorem
publikacji;
b) autor nie zgadza się na wprowadzenie wszystkich koniecznych poprawek
zaproponowanych przez recenzenta lub redakcję.
On quarterly
Problems of Mechatronics. Armament, Aviation, Safety Engineering
General information
The quarterly Problems of Mechatronics. Armament, Aviation, Safety Engineering
accepts original full papers and critical reviews in all branches of the theory and practice
of mechanics, electronics (optoelectronics), control and robotics, informatics,
telecommunication, materials engineering as well as physics and chemistry where
Authors concern with the research, development and production in relation to military
and aviation technology, and technological aspects of safety engineering.
The quarterly is a vital medium and state-of-the art forum for the exchange of
science and technology particularly in:
systems of weapon, ammunition and rocket;
armament and equipment of soldier of XXI century;
armour, personal and infrastructure protection;
targets detection and tracking;
anti-aircraft and air defence systems;
fire control systems;
interior, exterior, terminal and wound ballistics;
launch dynamics;
modern propellants and explosives;
warhead mechanics;
counterterrorism measures;
technical and personal safety engineering;
dynamic and static load of military and civil structures.
The quarterly accepts also Short Technical Reports on new, put in practice
applications in relation to armament and aviation technology, and also safety
engineering.
Guidelines for Authors
The manuscript should be submitted to the Executive Editor of Problems of
Mechatronics. Armament, Aviation, Safety Engineering:
Instytut Techniki Uzbrojenia
Wydział Mechatroniki i Lotnictwa
00-908 Warszawa, Poland
e-mail: [email protected]
Papers could be submitted by e-mail or as a hardcopy accompanied by a disc
(3,5 in. diskette, compact disc, or Zip disc) of IBM format, working in Windows
environment or which conversion to Windows is possible (WinWord:97 and higher).
General requirements
LANGUAGE – papers should be written in English. Authors less familiar with the
English language should seek assistance colleagues in order to produce grammatically
and semantically correct manuscript.
FULL-LENGTH PAPER – the manuscript should be divided into sections in the
following order: Abstract, Keywords, Introduction, Materials and Methods, Results and
Discussion, Conclusion, Acknowledgements and References. In terms of standardsized, one and a half- spaced manuscript pages with the 12-point font (Times New
Roman), the maximum length for the full-length paper is 12-16 pages (A4).
Headings should be set flush left and the text should begin on the next line. For
example:
first-level: 1. HEADING (bold, all caps.)
second-level: 1.1. Heading (bold, upper case and lower case characters)
third-level: 1.1.1. Heading (bold, upper case and lower case characters)
NUMBERING – submit manuscript in 1 copy (A4) on one sided computer print-out
as a full text proposed by the Author including separate pages for literature cited, tables,
photographs, and figures legends. The pages must be consecutively numbered.
TITLE – small, thicken letters of the words started with capitalized letter. The title
should be brief and concise, without the use of acronyms or abbreviations.
AUTHOR(S) – the names of authors should be given in full, capitalised (FIRST
NAME, INITIAL(S), LAST NAME). Departments, institutions and addresses
including postal code and country for each author should be given on separate lines after
the list of authors and referenced by Arabic numerals as superscripts.
ABSTRACT – each full-length paper must be accompanied with an abstract (no
more than 150-250 words), written as a single paragraph. It should be a self-sufficient
summary (not an introduction!). Acronyms and abbreviations should not be used. The
abstract should indicate the subject dealt with in the paper and should state the goal of
the investigation. Readers should not have to read the paper to understand the abstract.
KEYWORDS under the abstract should be placed – maximum five words excluding
title words.
ABBREVIATIONS – each non-standard abbreviation should be introduced in
parentheses immediately after first use of the complete word or phrase.
MEASUREMENTS AND UNITS – use only SI quantities and units, Arabic
numerals for all numbers and for all measurements such as time, weight, length, area,
concentration or temperature.
MATHEMATICS – be sure that subscripts and superscripts are readily apparent.
Make clear difference between capital and small characters that are similar. Do not use
gothic fonts. Exp should be written for exponential function. To save space, the solidus
(/) must be used for fractions in the text and for simple fractions in displayed equations,
but the record ab/c/d is inadmissible, it should be ab/cd; if the denominator contains the
plus or minus sign, it should be enclosed into brackets.
Mathematical equations should be centred between left and right margins and
separated by one blank line above and below. All equations should be numbered with
a number n in parentheses along the right margin. In the text, equations should be
referred to as eq. (1), for example.
TABLES AND FIGURES – tables and figures should be numbered consecutively
and include a clear descriptive caption. Tables and figures should appear as close as
possible to their first mention in the text, and preferably after the mention. They should
be referred to as „Table n” and „Figure n” where n is their corresponding number.
Labels for tables should appear centred at the top of the table. Write „Table n.” where
n is the table number followed by the table caption. Labels for figures should appear
centred below the figure. Experimental data may be presented in graphic or tabular
form, but the same data will not be published in both forms. Data points and relevant
equations must be included on figures. Illustrations and figures are required as originals
and by floppy disc or e-mail (TIFF, GIF, IPG, WMF, BMP). In the journal your paper
will be reduced to about 70% in area. Please keep this in mind as you prepare tables and
figures.
ACKNOWLEDGEMENT of collaboration or preparation assistance may be
included before References. Please note the source of funding for the research.
REFERENCES – all references should be marked in the text as following Arabic
numbers in square brackets. The full list of references should be collected and typed at
the end of paper. The surnames of the authors followed by initials should be given. Note
that journal and book titles should be in italic.
Journals: [1] Baer P.G., Practical interior ballistic analysis of guns, Progress in
Astronautics and Aeronautics, vol. 66, AIAA, New York, pp. 37-66,
1979.
Books:
[2] Moss G.M., Leeming D.W., Farrer C.L., Military Ballistics – A Basic
Manual, Brassey’s (UK) Ltd., Shrivenham, 1995.
Patents: [3] Willer R.L., Day R.S., Stern A.G., Process for Producing Improved Poly
(Glycidyl Nitrate), US Patent 5, 120, 827, Thiokol,1992.
Lectures: [4] Juhasz A.A., May I.W., Advanced propellants for hypervelocity gun
applications, 6th International Symposium on Ballistics, Orlando, 27-29
October 1981, USA, 1981.
Stand-alone web document: http://www.website.com/ (year)
EDITORIAL AND PUBLISHING PROCESS
1. The manuscript should be written according to General Requirements described in
Guidelines for Authors.
2. In the case of an article in which a number of authors occurs, the first mentioned
person is corresponding author and then the Editor will require Statement on the
substantive contribution of each of the authors in the development of the article
3. Author (or corresponding author) should add a cover letter as a supplementary file
stating a Declaration that his (or they) paper has not been published before, is not
being considered for publication elsewhere and has been read and approved by all
authors.
4. A request for revision does not mean that the paper is accepted for publication,
because the revised version will be again considered by reviewers and by the
editorial board.
5. Problems of Mechatronics. Armament, Aviation, Safety Engineering is peer review
journal. All research articles in this journal undergo rigorous peer review, based on
initial pre-review screening and refereeing by at least two anonymous referees.
6. Reviewers are selected and matched (by Subject Editors) to the paper according to
their expertise.
7. Communications concerning changes are with Executive Editor. The proof will be
sent to the author (corresponding author) showing the final layout of the article.
Proof correction must be minimal and fast. To facilitate timely publication of
manuscripts, author proofs must be corrected and returned to Executive Editor
within 14 days of receipt.
8. The authors are asked to confirm transfer of copyright for the submitted paper to
Problems of Mechatronics. Armament, Aviation, Safety Engineering by the time the
paper is accepted for publishing.
9. Quarterly Problems of Mechatronics. Armament, Aviation, Safety Engineering can
dispose with the paper and can publish it in original or shortened form in the journal.
Later publications in other journals must state the Problems of Mechatronics.
Armament, Aviation, Safety Engineering as a source.
10. Reviewed and corrected manuscript will be processed by journal editor to prepare
a final version of the full text.
11. Submitted paper will not be published in the following cases:
a) both reviews are negative;
b) the paper contain any insulting or illegal messages and that it infringe upon the
rights of third parties;
c) author does not agree with any reviewer’s comments, suggestions or
corrections.
Redakcja kwartalnika
deklaruje, Ŝe wersja papierowa niniejszego zeszytu jest wersją pierwotną
(referencyjną)
Wersja elektroniczna kwartalnika
dostępna jest na stronie internetowej Wydziału Mechatroniki i Lotnictwa WAT
http://www.wmt.wat.edu.pl (zakładka Czasopismo)
(adres szczegółowy – http://www.wmt.wat.edu.pl/index.php/czasopismo-wmt)
Kwartalnik
jest indeksowany
w „Bazie danych o zawartości polskich czasopism technicznych”
BazTech – http://baztech.icm.edu.pl
Weryfikacja artykułów w języku angielskim
LIDEX Centrum Tłumaczeń i Obsługi Konferencji
ul. Sejmikowa 8, 04-602 Warszawa
We declare that the present paper version of quarterly
is the primary version
Electronic version of quarterly
is available on the web site of Faculty of Mechatronics and Aerospace,
http://www.wmt.wat.edu.pl (path Czasopismo)
(exact address – http://www.wmt.wat.edu.pl/index.php/czasopismo-wmt)
The quarterly
is abstracted/indexed in
“Data Base of Polish Technical Journals”
BazTech – http://baztech.icm.edu.pl

1-2 początek

Transkrypt

Podobne dokumenty

Instrukcja obsługi Miernika prędkości wylotowej pocisku EMC

Instrukcja obsługi

Amunicja LAPUA 6,5x55 SE 6,5g/100gr FMJ

kusza taktyczna

ocena obrażeń od broni palnej w świetle kryterium

Kliknij aby pobrać dokument w formacie PDF

udział w 5th International EcoSummit Congress, EcoSummit 2016

METODYKA PROJEKTOWANIA WYRZUTNI