大型旋转飞行器在非线性不对称支承条件下的发射特性分析

以大型、远程旋转火箭为例 ,将飞行器仿真为具有多个非线性、不对称支承的 Euler-Bernoulli旋转梁 ,根据有限元方法和 Hamilton原理建立飞行器的运动控制方程 ,利用分段线性化方法近似弹性支承的非线性刚度 ,数值仿真并分析了推力偏心、质量偏心、结构柔性和支承非线性等因素对飞行器动力响应的影响 ,可望为新一代、高精度旋转飞行器的设计提供理论参考     

柔性旋转火箭发射时的空间动态响应

文中采用有限元方法模拟柔性旋转火箭的空间运动姿态,建立变截面转轴的动力学偏微分方程,给出发射过程中火箭动态响应的数值解.     

柔性旋转火箭发射时的弹-管间隙效应

本文研究了弹-管间隙存在的情况下柔性飞行器的发射动力学特性。提出了描述弹-管间隙效应的物理模型。根据横向弹。管相对位移确定火箭在发射中的运动和约束状况，通过变接触刚度模拟弹-管间的耦合反力和间隙作用。数值计算火箭瞬态动力学响应，分析了弹-管间隙对火箭运动姿态的影响。     

大型旋转飞行器在非线性不对称支承条件的发射特性分析

以大型,远程旋转火箭为例,将飞行器仿真为具有多个非线性,不对称支承的Euler-Bernoulli旋转梁,根据有限元方法和Hamilton原理建立飞行器的运行控制方程,利用分段线性化方法近似弹性支承的非线性刚度,数值仿真并分析了推力偏心,质量偏心,结构柔性和支承非线性等因素对飞行器动力响应的影响,可望为新一代,高精度旋转飞行器的设计提计提供理论参考。     

考虑弹性定向管的多管火箭发射动力学的研究

采用Kane-Huston方法建立了多管火箭的通用发射动力学模型,重点研究了定向管的弹性、弹管摩擦等建模问题.提出了约束矩阵的概念,以便于自动完成约束处理和系统动力学方程的缩并.对某多管火箭炮发射过程进行了分析计算,说明了所建模型和相应软件的正确性和可行性.     

火箭发射动力学仿真不同理论方法的对比研究

介绍了牛顿－欧拉法及第一类拉格朗日方程法在火箭武器系统发射动力学仿真方面的应用，并对两种方法的仿真结果进行了对比分析。     

弹托与火箭的粘连特性研究分析

火箭同时离轨发射技术研究的一个重要问题是,火箭离轨后弹托分离不一致所造成的火箭起始弹道偏差定量计算.本文介绍了弹托与火箭粘连期力学模型、弹托对火箭的干扰力的计算公式和弹托分离不一致引起的火箭散布的计算方法。     

固体火箭发动机水下工作推力特性的实验研究

为了研究固体火箭发动机水下工作时燃气射流流场及推力特性,在连接船体升降平台上开展了火箭发动机水下工作的实验研究。采用高速摄像系统观察了喷管燃气射流在开阔水域的扩展过程,获得了水下燃气射流形态演化过程;对水下火箭发动机的燃烧室压强及推力进行了测量,对比分析了在10 m、30 m、50 m三种水深条件下不同装药火箭发动机工作的推力特性。实验结果表明,发动机水下点火时,水环境与燃气之间的相互作用改变了燃气射流形貌,气液湍流掺混剧烈。随着水深的增大,燃烧室压力基本不变,发动机工作推力减小,水深从10 m增加到50 m时,三种发动机推力均降低了20%以上,且发动机推力与工作深度呈现非线性关系。在同一水深条件下,当发动机喷喉直径较小时,推力减小量较小;当燃烧室压强较小时,推力减小量较小。     

固液火箭发动机在空间发射上的应用前景

介绍了固液火箭发动机的工作过程，研究了其特点和性能，讨论了固液火箭发动机符合低成本，高可靠，无污染的未来载火箭发展的3条原则，并着重研究了它在空间发射上的应用前景。     

火箭导弹发射系统可靠性评估

针对大型复杂武器系统往往系统试验数据少、样本量小、可靠性评估准确性低的情况，建立了基于最大熵方法和Bayes准则的一种评估模型，应用于火箭导弹发射系统的可靠性评估，仿真结果证明了该方法的有效性和实用性。     

柔体火箭弹道模型的建立

以低速旋转的尾翼式火箭为研究对象,以梁的弯曲理论为基础,进行微元体和刚体的受力分析,推导出柔性火箭的弯曲变形方程,建立了柔性火箭飞行运动和柔性弯曲变形耦合的动力学模型。     

大长径比自旋弹箭横向自振特性的有限元计算方法与结果分析

本文研究大长径比自旋弹箭在飞行时横向振动的自振特性。本文将转子动力学应用于弹道学 ,采用有限元法 ,建立自旋弹箭横向振动自振特性方程。同时给出了计算方法。利用该方程和该方法 ,开发了相应的计算程序。通过数值计算 ,可给出细长旋转弹箭飞行时的进动转速和临界转速 ,以及相应的位移和角度振型。利用该程序 ,进行了实例计算和分析。     

舰载火箭武器系统随机响应分析

利用随机振动复模态分析，提出了一种求解时变线性系统，在确定性激励与随机激励共同作用下非平稳随机响应的计算方法，并以舰载火箭武器系统为研究对象，用该法探讨了海浪对舰面火箭发射初始扰动和系统振动特性的影响。     

多管火箭武器振动特性研究

本文从理论、计算、试验三方面研究了多管火箭武器(MLRS)的振动特性,用多体系统传递矩阵法,解决了通常方法不便于处理的刚弹耦合多管火箭武器多体系统固有振动特性的计算问题.进行了模态试验,计算结果与试验结果吻合较好.     

多管火箭发射动力学研究

从武器系统弹、炮、药、环境一体化的角度,研究了多管火箭武器发射动力学,建立了多管火箭武器刚体、弹性体耦合的多体系统发射动力学模型和发射动力学方程,并给出了增广特征矢量的正交性条件,力图实现对多管火箭武器系统动力响应的精确分析.用本文方法对某多管火箭武器动力响应的仿真结果进行了试验验证.     

前喷管燃气流对火箭飞行稳定性的影响

本文分析了具有前喷管的火箭弹在主动段的受力情况。指出当超音速飞行时在前喷管附近的弹体表面上将产生一个局部高压区,由此可以形成一个翻转力矩,这可以用来解释在主动段超音速飞行中为什么会出现不稳定飞行的现象。     

简易控制火箭弹角稳定系统的稳健性设计

简要介绍了稳健性设计的基本原理及其在简易控制火箭弹角稳定系统的设计中的应用。田口方法为稳健性设计的典型代表，它以系统性能稳定、波动最小为优化目标，用特种正交表排列设计参数和误差因素，