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。     

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．     

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。     

用火箭橇测试数据来鉴定先进惯性基准球惯性测量装置的精度

1981年～1982年,在新墨西哥州霍洛曼空军基地进行了一系列火箭撬试验。火箭橇上带有一台预先研制阶段的先进惯性基准球(AIRS)惯性测量装置(IMU)。将来自 IMU 的遥测数据与来自霍洛曼空军基地空间/时间测量系统的数据相结合,以鉴定 IMU 性能。研究了鉴定方案,以便为校准误差源修正 IMU 数据;用空间/时间数据去同步 IMU 数据,并计算出轨道比较量。这些轨道比较量作为卡尔曼滤波器估算法的可观测量,以便提供模型化的 IMU 误差的估值。精确火箭橇试验数据提供了方位对准误差的估算。它们也揭示了一种加速度表计算误差在系统性校准中的误差。本文叙述了为 AIRS 火箭橇试验研制的事后处理测试数据的鉴定技术,并提供了 AIRS 与空间/时间速度比较的例子,以及作为 IMU 误差指示的重要性说明。     

基于AD976的橇载记录仪设计与实现

针对火箭橇试验特殊工作环境制约以及应变、温度、振动和过载等测试需求,设计并实现了一种基于AD976的橇载记录仪。以CPLD为核心控制,根据AD976、ADG508和FT245控制时序以及采集、读数信号控制进行了时序电路设计,并对信号采集存储过程进行了仿真分析,完成了该装置的设计与实现。     

电涡流传感器在火箭滑橇实验中的应用

为了方便准确地测量相关的力学数据,不断完善火箭滑橇设计的科学性、安全性和可靠性,根据火箭滑橇的实践,给出电涡流传感器在火箭滑橇中的一些应用.通过安装电涡流传感器可以得到滑橇的全程运动位移曲线,与其他方法相比,操作简单、价格便宜、性能可靠.对原始数据进行简单的微分运算即可得到滑橇的运动速度、加速度,可以为火箭滑橇车体强度的设计提供参考.同时,通过与车体运动加速度振动数据比较,可以得到滑橇运动振动幅度与运动速度之间的关系,有助于解决火箭滑橇,被试品的力学环境适应性问题.     

基于火箭撬的激光制导武器飞行仿真系统

以某激光制导兵器为背景,依托火箭橇平台,研究了将激光导引头实物接入回路的半实物仿真系统的方案与设计,构造了一个激光制导兵器在接近真实飞行环境下,对目标进行跟踪和实施攻击的仿真系统,以检测激光导引头接收目标信息、分辨目标和跟踪目标的能力等;同时,详细讨论了火箭橇技术在激光制导武器飞行仿真中的应用,该系统是实验室仿真与实弹打靶的良好过渡,并且能够更加真实地检验导引头的性能指标.     

爆炸螺栓作用同步性对弹丸着靶影响规律

针对火箭橇试验中弹丸终点弹道参数的准确性直接影响到弹丸终点效应评估的真实性,提出爆炸螺栓作用的时序及同步性对弹丸运动参量及着靶姿态的影响规律;利用CFD-FASTRAN气动力分析软件进行了数值模拟研究,分析了弹丸着靶运动参量及着靶攻角的变化关系,从中得出了爆炸螺栓作用的时序及同步性对弹丸运动参量及着靶姿态的影响规律;结果表明：爆炸螺栓作用时序及同步性对弹丸的运动参量及着靶姿态的影响较小。     

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.     

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。     

钝头体火箭撬试验地面效应影响的数值模拟

建立基于混合网格的流场求解方法模拟钝头体双轨双排火箭撬试验粘性流场,并与钝头体自由流状态进行对比结果表明:下表面由于地面效应作用压力大于自由流状态;随着马赫数增大,高压区范围变大,压力最大点位置向后移动,与自由流状态对比的增压现象越来越明显。钝头体底部受地面效应和其他试件的影响,一对尾涡出现强烈的不对称性引起压力不对称分布。因此,建议将传感器布置在远离地面的钝头体上部0.2相似文献