超声速双轨火箭橇系统两级减振与分析

针对刚性双轨火箭橇无法满足导弹控制装置在马赫数为2条件下的力学环境试验要求,分析了刚性双轨火箭橇的振动数据和特性,发现火箭橇振动响应与运行速度强相关,振动均方根随速度的增加呈非线性增加趋势,火箭橇刚度越大,振动响应越大,当速度为900 m/s时,刚性火箭橇振动响应均方根值达到120g,火箭橇试验中产生的振动表现为随机振动,频带范围覆盖了5～2 000 Hz,且低频振动十分剧烈。根据火箭橇的振动特性,将天然橡胶与滑靴一体化融合设计为减振滑靴,减小滑靴刚度,从而降低由靴轨冲击碰撞引起的振动,实现了火箭橇振源处的一级减振,在被试品与橇体接口处采用硅橡胶实现二级减振。通过动态特性响应仿真、振动台试验、橇轨耦合动力学计算和火箭橇试验进行了验证。研究结果表明:双轨火箭橇通过两级减振后,从振源和传递路径两方面将侧、竖向振动过载控制在了12g内,并实现了100～2 000 Hz内宽频域段减振,被试品侧、竖向减振效率分别达到52%和70%,能够为导引头类火箭橇试验提供验证技术支撑。     

火箭滑橇发射过程的动力学分析及数值计算

分析了火箭滑橇的发射过程,并对关键因素进行了处理,建立了火箭滑橇的动力学模型．同时将现有的火箭发动机作为动力源,经严密数值计算得出了结果,并与经验公式得到的结果进行了对比,证明本文中的力学模型及处理是合理的,最后利用此模型得到了改变橇车质量可以小范围改变速度的结论,较好地解决了火箭滑橇试验前的发动机选型问题．     

火箭橇过载测试系统的设计与应用

火箭橇过载测试系统是由一个以ADXL系列传感器为基础,通过电路设计形成的专用过载传感器和一套高精度存储测试系统组成;并根据火箭橇试验的特点,对系统进行了专用结构设计;通过对测试数据进行处理,不仅可以得到过载数据,也可获得于火箭橇的速度和位移曲线。     

炮口振动响应实验测试方法综述

为了应用测试方法得到炮口振动响应量,已形成多种测试传感器和测试方法.炮口振动响应量包括线位移、线速度、线加速度、角位移、角速度和角加速度.炮口振动位移测试传感器主要有电涡流位移传感器、CCD激光位移传感器、光电位移跟随器和激光测振仪等.炮口角位移主要是通过线位移测试而获得.炮口振动速度测试可以采用激光测振仪,它是基于多普勒原理的激光非接触测振技术而研制的.炮口角速度参数主要采用角速度陀螺传感器测试,而压电型加速度传感器使用最广泛.新技术和新原理的采用能促进炮口振动响应测试方法的发展.     

滑橇高速运动动态效应与滑轨平顺度的关系研究

运用有限元理论建立了火箭滑橇高速滑轨系统的橇-轨耦合动态分析模型,计算了不同轨道平顺度条件下橇-轨动态效应,得到了橇车在轨道上运行姿态的变化规律,分析了轨道平顺度对橇-轨动态效应的影响.研究表明:橇车在轨道上运行时产生偏航摆动、升降、俯仰和绕橇车质心滚转;随着轨道偏差的增大,橇车平均冲击加速度和平均冲击力近似呈线性增长...     

火箭橇轨道不平顺功率谱密度分析

根据火箭橇垂向冲击模型与轨道不平顺功率谱密度函数,建立了轨道不平顺波长、高差与火箭橇自然频率、速度几者之间的关系式.实例计算与分析表明,火箭橇速度增大,则轨道不平顺波长变大,高差减小,安装精度要求更高.相对于短程速度法和运动学法,该方法适合的轨道距离较长,火箭橇处于亚音速时该方法计算得到的不平顺高差值偏小,而超音速时则偏大.该方法分析结果与轨道实测数据符合较好,为高精度轨道安装调试标准提供了理论依据.     

超音速单轨火箭滑橇气动特性数值模拟

基于三维粘性可压缩N-S方程以及k-ω湍流模型方程,分析了单火箭滑橇在超音速近地飞行时的气动特性.计算网格为三角形非结构网格和四边形结构网格组成的混合网格,采用有限体积法对微分方程进行离散,应用隐式耦合算法求解离散方程.数值模拟了速度及攻角变化对火箭滑橇气动特性的影响.结果表明,随着马赫数的增加,火箭弹头部表面压力升高;超音速飞行时,火箭弹头部产生激波;火箭滑橇阻力系数随着马赫数的增加,先增加后降低;在小的气动攻角条件下气动阻力和升力变化不大,而侧向力载荷随着气动功角的增加而增大.数值模拟结果为超音速单轨火箭滑橇设计提供了参考.     

基于导频序列的火箭橇试验遥测抗多径信道编码方法

针对火箭橇试验过程中,遥测接收端解调时因受到多径效应影响,会产生较大误码率的问题,提出了基于导频序列的火箭橇试验遥测抗多径信道编码方法。该方法根据火箭橇试验速度以及信号传输速率等数据,通过选择合适的特殊字序列,采用已知信道特性的MSE均衡算法,设计信道估计数据结构和信道均衡数据帧结构。理论数据计算表明,该方法可以有效地提高数据质量,降低数据误码率。     

火箭橇多路时序点火控制系统设计

为了解决火箭橇试验中橇体长时间巡航运动的问题,采取了火箭发动机橇载多路时序点火控制的方法,分别从控制方法、系统的远程控制、远程检测、自动断电、硬件电路设计、软件程序设计、系统封装、系统的可靠性验证、系统安装等方面进行论述。该橇载点火控制系统可根据试验时序要求,控制不同的火箭发动机按要求的时序工作,使火箭橇运行速度达到设计的弹道要求。     

基于火箭滑橇试验的加速度计误差模型辨识实验设计

利用火箭滑橇试验对惯性器件进行误差研究是目前比较好的手段．文中采用了分析和数学推导相结合的方法,根据旋转试验设计,对基于火箭橇试验的加速度计误差模型辨识方法进行了优化实验设计,确定了四位置试验法。该方法可以做到以最少的测试点数完成对加速度计三元二次多项式误差模型辨识。     

惯性测量系统火箭橇试验图像测速方法

在惯性测量系统火箭橇试验中,目前主要采用雷达测量设备、遮光板时空测量装置测量橇体的运行位置和速度。火箭橇点火时,会产生高速度,强尾焰,大噪声和剧烈振动等外测条件,雷达测量设备、遮光板时空测量装置无法准确测量火箭橇运行的速度。为满足未来轨道延长和火箭橇多级点火越来越迫切的需求,提出火箭橇试验图像测速方法,弥补上述两种方法缺陷并提高速度测量的精度。研究了照片反求,特征点提取,速度噪声的频谱分析,橇体运行速度的计算值和平滑值,为惯性测量系统火箭橇试验提供高精度的位置速度变化模型。     

火箭橇试验加载技术研究

研究火箭橇加载技术对火箭橇试验的开展具有重要意义。采用四阶龙格-库塔法,根据固体火箭发动机的近似推力曲线和平均推力曲线以及空气动力学理论对固体火箭发动机驱动的火箭橇的整个运行过程进行了估算,获得了火箭橇在超音速运行过程的速度历程和位移变化情况,给出了橇车在轨道上运行的最大速度和出轨速度。估算结果与试验测试结果符合较好,说明以近似推力曲线计算的结果能比较准确地反映火箭橇的运行过程。     

火箭橇遮光板法时空位置测试技术

为了解决火箭橇试验橇体运行高精度的时空位置测试难题,提出了遮光板时空位置测试方法,主要围绕该测试方法展开,提出了整体设计思路,并就光电组件设计、橇载数据记录仪设计、遥测系统设计、遮光板设计及其布设方法、遮光板靶距测量方法、数据处理方法等方面进行了论述。设计人员开发研制了相关产品,并通过多发试验验证,取得了良好的测试数据。该方法测试精度高,可以满足惯性测量装置功能和精度考核试验,使用前景广泛。     

捷联惯组火箭橇试验数据处理方案研究

捷联惯组火箭橇试验是验证捷联惯组在复合环境下的误差模型、评定制导系统误差模型精度以及分离大过载条件下捷联惯组误差系数的有效手段。文中主要探讨了捷联惯组的误差模型,提出了基于火箭橇试验的动态条件下的误差分离和数据处理方案,并对火箭橇试验中数据处理方法进行了分析。     

惯性测量装置火箭橇试验模拟导弹飞行过载方法

由于火箭橇试验具有产生大过载、高速度、强振动和冲击等综合条件的能力,可以最逼真地模拟导弹真实飞行环境.主要针对捷联系统和平台系统,提出火箭橇试验的总体方案,包括三维模拟法、分段等效法、变推力模拟法等.并根据典型过载曲线,给出仿真结果,验证了此方法的正确性.     

火箭橇测速电子测时仪的设计与应用

对靶场测试中火箭橇断靶测速以及某些强电磁干扰环境下电子测时仪可靠性降低的情况进行了分析。针对特定强电磁干扰环境,对信号进行了隔离和整形设计,并使用CPLD进行时间测试。研制的抗强电磁干扰的电子测时仪得到了良好的应用效果。     

火箭橇试验地面点火控制系统

在发动机寄留释放火箭橇试验中,需同时验证被试发动机静态、动态2 种工作状态。为精确控制被试发 动机及其他火工品,使其能按预设时间依次工作,设计地面多路时序点火控制系统。详细介绍硬件设计,在此基础 上给出主控芯片内部的工作流程及设计方法,并进行试验验证。结果表明：该系统攻克了高精度时序控制、多路大 电流驱动输出、多路输出信号间串扰和环境适应性等关键技术,能实现对弹上多种指令和多级火工品的点火控制。