基于Unity3D的多管火箭炮虚拟拆装系统设计

针对火箭炮实验教学的相关需求,以某107 mm火箭炮为载体,应用虚拟现实技术,基于HTC头盔显示方案,设计并实现了基于Unity3D平台的多管火箭炮虚拟拆装系统。该系统实现了火箭炮的结构展示、装配模拟和射击模拟,交互性强,展示效果好,降低了实验教学成本,同时提高了安全性。     

多管火箭炮射击精度总体设计方法研究

多管火箭炮射击精度设计方法是获得多管火箭系统高射击精度的关键技术。为解决长期制约多管火箭系统发展的射击精度设计方法国际难题,从准确快速描述多管火箭系统动力学规律入手,通过理论、计算、试验三大方面连续20多年的系统深入研究,引入多体系统传递矩阵法这一多体系统动力学新方法,结合现代计算机技术,构建了多管火箭系统动力学可视化仿真与设计软件和多管火箭系统射击精度数据库,据此首次制定了我国首个多管火箭炮射击精度总体设计方法兵器行业标准和国家军用标准,包括:多管火箭炮射击精度设计原理与流程、模型设计、动力学仿真与优化、虚拟样机总体设计方案及其虚拟试验结果、虚拟试验结果的物理试验验证、多管火箭炮射击精度总体设计方案。这些为多管火箭系统射击精度设计提供了理论依据、技术手段与技术标准,为其他武器系统和其他复杂机械系统动力学设计提供了借鉴。给出了本方法用于我国兵器、船舶、航空、航天工业行业多种多管火箭系统射击精度设计重大工程实践,大幅提升多管火箭炮射击精度设计水平从而大幅提高多种多管火箭系统射击精度的部分实例。     

复合材料火箭炮定向器结构优化

复合材料在火箭炮定向管中的应用有利于减小结构质量,提高火箭炮战术技术性能。以某火箭炮的定向器为研究对象,建立了定向器的有限元模型,以第一阶模态固有频率为目标函数,以原有质量不变为约束条件,利用Hyper Works对复合材料进行优化。优化内容包括复合材料铺层角度和铺层厚度。     

多领域协同的火箭炮高低调炮动力学仿真

为研究某火箭炮高低随动装置调炮时的动力学特性,以多体动力学理论为基础,应用ANSYS、ADAMS、EASY5仿真软件建立了高低随动装置刚柔-机电液耦合模型,通过设计软件数据接口实现火箭炮高低调炮多领域协同仿真,并通过对比试验与仿真结果对模型进行可信性验证。分析结果表明:建立的刚柔-机电液耦合模型能够真实反映火箭炮高低调炮过程中的动力学响应,验证了多领域协同仿真方法的有效性和实用性,为火箭炮高低随动装置的设计与故障诊断提供了理论参考。     

多管火箭炮密集度仿真分析

为分析多管火箭炮射击密集度、减小密集度试验用弹量,对其密集度进行仿真研究。建立了多管火箭炮动力学模型,仿真获得定向器角速度、线速度、角位移响应;基于火箭弹半约束期运动模型,计算火箭弹的起始扰动;建立火箭炮外弹道方程,结合蒙特卡洛模拟技术和龙格一库塔法,求解外弹道方程,得到n组火箭弹落点坐标,采用数理统计的方法得到多管火箭炮密集度估计值。通过与设计指标对比,密集度估计值与设计值符合良好,验证了仿真方法的正确性。     

火箭炮自动操瞄控制系统建模与控制

火箭炮自动操瞄控制系统包含俯仰/方位两个子系统,两子系统联动时存在轴间耦合非线性关系,并且火箭炮发射时的动力学特性难于建立数学模型。针对上述特性,建立火箭炮自动操瞄控制系统电气模型与虚拟样机模型的耦合模型作为系统仿真的被控对象,并根据系统非线性动力模型对两轴非线性耦合关系进行解耦,进而在此基础上引入滑模控制方法,设计自动操瞄控制系统位置控制器。仿真研究了两轴联动时,两轴非线性耦合关系在解耦状态下的滑模控制特性,结果表明,俯仰/方位两轴非线性耦合关系解耦后进行滑模控制,具有较高的控制精度,对火箭弹发射时产生的力矩绕动具有更强的鲁棒性。     

一种基于激光跟踪仪的火箭炮精度检测方法

校靶、自动操瞄精度检测是火箭炮装配过程中重要的基础工艺之一,是保证火箭炮射击精度的基础。目前国内火箭炮校靶、调炮精度的检测普遍采用米哈仪和双经纬仪测量法,这2种方法虽然结构简单直观,但是受人为因素影响,测量数据波动较大,不能满足火箭炮精度检测高精度的要求。利用激光跟踪仪,针对火箭炮精度测量精度高、特殊情况下需非接触测量的特点,探索了一套适合火箭炮校靶、自动操瞄精度检测的操作流程和方法。通过实际操作,采用米哈仪测量法、双经纬仪测量法和激光跟踪仪测量法,对某型火箭炮的管间平行度及调炮精度检测进行了试验,综合对比米哈仪测量法、双经纬仪测量法和激光跟踪仪测量法得出的试验数据,相比米哈仪、经纬仪而言,激光跟踪仪检测方法弥补了上述2种方法的不足,减少了人工检测的读取误差,提高了测量精度和工作效率。     

基于动网格的火箭炮三维流场数值模拟与分析

在火箭炮发射过程中,燃气射流对发射箱体的冲击流场非常复杂,精确计算火箭炮对箱体的冲击流场比较困难。根据火箭炮结构,简化出单管三维非定常流动模型。实体建模时,采用动网格技术模拟火箭弹的运动。通过流体动力学软件对三维流场进行数值模拟,计算出火箭炮流场分布。     

多管火箭炮不同方向角发射动力学仿真分析

多管火箭炮在打击固定目标时,车体停放方位不同,瞄准时的方向角也不同。为提高射击密集度,研究火箭炮在不同方向角下的发射性能。在Adams中建立多管火箭炮的发射动力学模型,分别仿真方向角为0°、20°、40°、60°的发射过程,根据动力学仿真获得的数据计算火箭弹的初始扰动中间偏差。对比分析不同方向角下的仿真和计算结果可知,方向角增大时,定向器管口振动和火箭弹初始扰动中间偏差均变小,火箭炮可获得更好的射击密集度。     

多管火箭炮缓冲装置的设计及优势探讨

打破传统火箭炮设计中不设置缓冲装置的惯例,采用弹性方式连接发射箱体与发射架,设计了碟形弹簧缓冲装置,探讨了中小口径火箭炮上采用缓冲装置的一些优势与可行性。     

以减小初始扰动为目标的火箭弹定心部优化设计

In order to study the influences of rocket bourrelets structural parameters on the rocket initial disturbances, a dynamic simulation model of the interaction between rocket and rail was established. Taking minimizing initial disturbances as goals, and nonoccurrence of impact between rocket body and rail as constraint, launch dynamic simulation and optimal analysis of the rocket bourrelets were performed. The optimal design parameters of the rocket bourrelets were obtained. The optimal results show that the rocket bourrelets width has a large influence on initial disturbances, and the optimization of the bourrelets structural parameters may minimize initial disturbances of rocket to a great extent. The optimal method and results will provide reference to rocket bourrelet design.     

小型无人机火箭助推发射动态响应研究

以火箭助推式小型无人机为例,计算仿真小型无人机火箭助推发射过程中的动态响应曲线,对比分析有风与无风状态下火箭助推发射方式下的动态响应。仿真结果表明,火箭助推发射方式能够满足小型无人机的设计要求,研究结果和研究结论可为小型无人机的研制提供参考。     

ADAMS仿真软件在多管火箭炮定向管中的应用

火箭弹在发射阶段的精度受初始扰动的影响,而多管火箭炮定向管壁厚又是影响火箭弹初始扰动的因素之一。利用SolidWorks软件建立了7种不同壁厚的多管火箭炮的简化实体模型,然后分别导入ADAMS软件中进行仿真计算。结果表明：火箭弹的初始扰动会随定向管壁厚的变化而变化。     

某火箭发动机高速旋转试车台旋转架一体化设计与分析

介绍了一种火箭发动机高速自旋试车台旋转架的一体化设计和分析。旋转架的作用是将发动机固定并连同发动机高速旋转的装置,该装置可以适应大小、长短不同的某一系列发动机的实验。文中针对旋转架在高速旋转情况下的载荷,对旋转架进行了一体化设计,并利用有限元分析软件对该结构进行了力学分析和设计优化。     

惯性系统火箭橇试验过载曲线设计方法

利用火箭橇试验提供的大过栽、高频震动,可以模拟出惯性系统真实的工作环境.讨论了一种基于搜索算法的火箭橇大过载实验设计方法,对惯性系统火箭橇安装方法和火箭橇橇体建模作了系统讨论;根据典型过载曲线,作出合理假设,给出了仿真结果,验证了方法的合理性.     

NONLINEAR DYNAMIC SIMULATION OF AN AXIALLY SLIDE-SPIN ROCKET FLEXIBLE SYSTEM WITH CLEARANCE

A hybrid approach is presented to investigate the dynamic behavior of an axially slide-spin flexible rocket with nonlinear clearance. The equations of motion of the flexible rocket are derived based upon Euler-Bernoulli beam theory and Hamilton principle and the finite element method. The characteristics of clearance between the spinning rocket and launcher are considered to be piecewise linear. Numerical solution is developed by direct integration method and demonstrates the validity of the method. The coupled dynamic behavior of axial motion and transverse vibrations of rocket are analyzed, and the influences of axially moving acceleration, spin speed, linking stiffness of elastic "shoes", and the nonlinearity of clearance on the motion attitude of rocket are studied.     

多喷管火箭发动机尾流场流动与辐射特性的数值模拟分析

采用k-ε湍流模型和离散坐标模型（discreteordinatesmethod,DO模型）,使用CFD技术对4喷管火箭发动机的尾流场进行3-D数值模拟,研究了不同飞行高度和不同喷管均布直径的情况下尾流的流动特性和尾流对火箭底部的辐射特性。结果显示飞行高度对火箭底部的辐射热流密度有很大影响：飞行高度增加时,尾流边界逐渐变宽、变长;喷管之间距离缩小时,尾流增长,火箭底部辐射热流密度增大,高温区域增大。研究结果对多喷管火箭的总体设计有一定的指导价值。     

浅谈发动机涡轮泵动静压轴承研究状况

以液体火箭发动机涡轮泵为典型应用背景,讨论了液体动静压滑动轴承的技术特点及其用于液体火箭发动机涡轮泵转子支撑的研究进展情况;得出了液体动静压滑动轴承可用于液体火箭发动机涡轮泵转子支撑的结论,同时提出了待解决的关键技术。     

Prediction of longitudinal combustion instability in a solid-propellant rocket motor

The main objective of this technical paper is to demonstrate a capability which can predict the linear stability in a solid-propellant rocket motor using approximate stability analysis result which is based on spatial and temporal averaging of the equations for two-phase flow. The stability history of a rocket motor during burning can be showed along the time. To do this, a performance prediction of a rocket motor should be also carried out. The results derived from two sample calculations are presented and the limits of this analysis are discussed. This analysis is only for the longitudinal mode acoustic combustion instability in solid-propellant rocket motor.