导弹垂直起竖机构功率匹配性能研究

对导弹陆基机动发射装置中的传统垂直起竖机构进行了介绍,对其存在的功率匹配和换级冲击等问题进行了分析。针对传统垂直起竖机构的不足进行了改进设计,给出了一种起竖机构优化设计方法,在底盘车、发射架和起竖油缸之间增加了连杆传动机构,通过连杆传动机构提高了起竖油缸等效力臂与起竖载荷的匹配性,减小了起竖油缸的行程,实现了功率优化匹配和平稳起竖,并对传统起竖机构与优化起竖机构的性能指标进行了对比分析。     

导弾起竖过程的载荷研究

基于导弹起竖过程中起竖机构的转动运动函数和转动微分方程，分别建立了该过程中由于重力所产生的系统重力矩计算模型，风向与起竖平面平行的风载荷计算模型，以及起竖油缸作用力的计算模型。考虑到计算模型的非线性和时变性，在Matlab/Simulink中采用变步长的Runge-kutta法对模型进行了仿真计算，得到了起竖角度、风作用力矩、起竖力等参量随时间变化的仿真曲线。通过对仿真曲线进行分析，对机构起竖过程中的转动角度、起竖油缸无杆腔流量、风载荷和起竖力等系统参量的特性有了定量的认识。研究结果可以为起竖液压和控制系统的设计和优化提供参考。     

导弹起竖过程中的振动分析

导弹起竖过程中，因升降速度的变化和起竖油缸换级而引起振动。利用能量守恒原理，可方便地建立系统的动力分析方程，求出液压冲击值和动力过载系数，评定是否满足设计要求。用试验验证了计算方法的正确性。     

导弹发射车起竖机构分析

对导弹发射车的起竖机做较全面的分析，提出了在解析法的基础上，用计算机设计起竖机构的方法。做到对不同设计方案进行快速比较和选择，提高了设计质量和效率。     

发射装置起竖动力学分析及驱动方式优选

导弹发射装置的起竖运动的动力学性能是影响其快速反应能力的重要因素。文中针对某导弹发射装置．采用等效动力学模型．建立了起竖机构的动力学方程．在给定发射筒起竖时间与运动规律的条件下。进行了起竖过程的逆动力学分析．获得了液压驱动力的解析表达式；采用ADAMS软件对六种驱动方式进行动力学仿真．获得关键连接铰链处的载荷变化曲线与发射筒加速度变化规律。通过对比分析，对驱动方式进行了优化选择．为改善导弹发射装置的动力学性能提供了参考。     

基于可视化方法的多级缸起竖系统运动可靠性仿真

对复杂液压系统的运动可靠性分析还没有形成一个成熟的理论体系。文章以某大型多级缸起竖系统为例，提出一种采用可视化仿真技术来分析系统运动可靠性的新方法。以统一的油缸负载函数为起点，一方面从系统受力分析入手，推导发射筒的起竖角度函数；另一方面从系统几何学建模入手，推导出液压油缸的起竖角度和展长函数。以这两个函数分别驱动发射筒和液压油缸的运动，在此基础上进行了可视化建模和仿真。仿真结果证明此方法能够从视觉尺度和数学尺度两方面来验证系统的运动可靠性。     

导弹起竖臂的静动态有限元分析

某型导弹起竖臂静动态有限元模型在ANSYS中建立,并采用动静法对其分析.模型含起升载荷,臂架结构自重载荷、导弹重力等载荷.当起竖臂所载起升质量突然离地起升或下降制动时,将起升和导弹重力载荷乘以起升载荷动荷系数或乘以起升冲击系数,获得前10阶振型.对起竖臂动态分析中,起竖臂低阶振型表现为起竖臂整体的振动,高阶振型则为起竖臂某个局部的振动.     

导弹发射车起竖工况力学特性分析

利用微机有限元ＳＡＰ６软件，对某导弹发射车使用中的一个重要工况－起竖工况的整体力学特性进行分析，建立了导弹发射车起竖工况整体有限元模型，利用欧拉角确定了发射筒起回转轴转动时的相对坐标系。     

基于AMESim和ADAMS联合仿真的发射平台起竖控制方法研究

建立发射平台起竖系统机械动力学ADAMS模型,液压AMESim模型,控制系统MATLAB/Simulink模型,实现发射平台起竖系统的多平台联合仿真,在此基础上对起竖过程控制方法进行分析研究,得到多级油缸基于角速度闭环控制方法的起竖控制模型。     

导弹起竖过程中的对地荷载研究

为提高导弹武器系统的生存能力和快速反应能力,对导弹起竖过程中的对地荷载进行研究。分析在导弹起竖过程中发射场坪所受载荷,将发射车视为左右对称体,在考虑风载荷影响的前提下,计算出导弹起竖过程中的前后支腿对地压力,为建立发射场坪的评估模型提供了载荷判据;利用压力检测装置采集导弹起竖时的支腿对地压力,得到了支腿压力随起竖角度的变化曲线,并以现场实测进行数据采集结果分析。分析结果表明：理论计算结果和压力幅值与变化趋势较为吻合,计算结果合理,可为导弹无依托发射的场坪选取和判断提供参考。     

气体与液体混合驱动导弹快速起竖系统研究

为提高导弹起竖速度,提出气体与液体混合驱动起竖方式,建立了高压气瓶、活塞式蓄能器、2级液压缸、气体节流阀、液体节流阀的数学模型,完成了蓄能器驱动和高压气瓶驱动起竖的仿真研究以及气体与液体混合驱动快速起竖实验。研究结果表明：两种气体与液体混合驱动方案均可实现30 s内完成起竖;蓄能器驱动方案的控制方式简单,但蓄能器内压力较高,其体积和质量较大,过多能量消耗在加热液体上,适合轻载系统;高压气瓶驱动方案分别控制气体和液体,提出了复合控制方式,起竖前段对气体进行节流降低压力,能量损失较小,起竖后段对液体进行节流,完成负载的制动;实验结果与仿真结果的偏差满足要求,位移偏差在18 mm内,压力偏差在负载起动、制动和多级缸换级时较大,应采取缓冲措施以保证平稳快速起竖。     

多级活塞缸式发射装置结构安全性分析

多级活塞缸式发射装置作为新型冷发射方式之一,具有兼容不同弹径、免装填等优点。为研究多级活塞缸式发射装置的结构安全性,通过理论分析、数值仿真等方法对多级活塞缸式发射装置的运动过程进行了梳理,分析了多级活塞缸式发射装置中缓冲材料的吸能需求,并揭示了结构质量特性偏差、装配姿态偏差、燃气动力偏差、缓冲材料特性偏差等因素对导弹离台姿态的影响规律。多级活塞缸式发射装置的运动规律由各级缸筒的几何参数和被推动导弹的质量参数决定,对缓冲吸能的需求较高,多模块的多级活塞缸式发射装置中导弹的离台姿态更加稳定。研究结果可为多级活塞缸式发射装置安全性设计提供理论支撑,为多级活塞缸式发射武器系统提供指标分解依据。     

导弹发射系统发射内弹道热-流耦合仿真研究

为了研究导弹发射系统发射内弹道特性,采用Fluent软件建立了内置式发射动力系统发射过程仿真模型,使用动网格技术模拟了导弹在发射筒内的运动过程,通过发射系统流场及固体壁面间的热-流耦合计算,得到了导弹发射出筒过程中的能量利用系数。仿真所得的内弹道结果能较好地与试验结果吻合,发射动力系统耗散的热量约为发射筒耗散热量的1/4。所建立的仿真计算模型可为后续仿真工作提供参考,计算所得的能量利用系数可为发射内弹道预示计算提供依据。     

两级提拉式单侧弹射装置内弹道建模与优化

为延长导弹压缩空气弹射的有效推力行程,提出一种新型两级提拉式单侧冷弹射方案。采用Peng-Robinson真实气体方程,建立了弹射内弹道模型;在Simulink中搭建内弹道求解模块、在ADAMS中建立了冷弹射方案的虚拟样机,以气缸输出力、气缸位移和速度为状态变量,实现联合仿真,获得了内弹道参量的变化规律,并基于小型原理样机试验对仿真结果进行了验证。验证结果表明：第1级低压室压强先升后降;气缸换级过程中,低压室温度、压强与导弹加速度发生突变,但对导弹速度、位移影响较小。以气源容积最小为目标函数,选定约束条件和设计变量,应用遗传算法进行优化设计。优化后的气源容积降低了64.5%,优化结果大大提高了发射装置的机动性。研究结果验证了新型两级提拉式单侧冷弹射方案的可行性。     

导弹发射过程三维非定常数值模拟

针对计算流体力学中的各种动网格更新技术进行了综合分析，对域动分层法动网格更新技术的原理进行了阐述。应用该方法对同心筒发射装置内导弹发射过程的三维流场分布进行了非定常数值模拟，得到全流场参数在三维空间上的时间分布，并与试验结果进行对比分析，得到了该方法正确可行、可有效保证导弹发射过程模拟的计算精度及计算效率的结论。     

导弹发射的可视化仿真

基于三维建模工具建立导弹发射平台等视景模型,通过VC 编程,从相应的模型数据库中选择不同型号的导弹武器系统、射击目标、地理环境、天气状况等,从而实现计算机模拟导弹发射的可视化仿真。     

导弹液压起竖系统流量压力复合控制策略研究

导弹起竖系统的负载是时变的且存在超越负载，而采用位置闭环或开环控制方法时控制精度低，且在负载起动、制动过程中易产生较大的液压冲击。针对这一问题，提出负载口独立控制起竖过程的方法，液压缸的进口与出口分别由两个独立调节的节流阀控制，进口节流阀用来控制进油侧的流量，出口节流阀用来控制出油侧的压力，分别设计了基于计算流量反馈的流量控制器和基于压力闭环控制的压力控制器，实现了流量压力复合控制。完成了控制策略的起竖试验验证，通过与位移闭环控制效果对比得出结论：基于负载口独立的流量压力复合控制策略减小了起竖过程的压力冲击，提高了系统控制精度。