两种弹筒适配方式对导弹出筒姿态的影响

潜射导弹在水下垂直发射出筒过程中,弹体受到发射筒与适配器的共同约束,使得出筒阶段弹体载荷水平较高.为研究横向支撑对弹体出筒姿态的影响,依据动量和动量矩定理建立了导弹水下垂直发射出筒过程动力学模型,对艇速为1m/s、2m/s工况下的适配器和气密环-减震垫2种弹筒适配方式对导弹出筒时刻姿态的影响进行了仿真计算.结果表明,2种横向支撑方式下,出筒俯仰角、攻角量值差别不大,但角速度、质心横向偏移量差别较大,尤其是在气密环-减震垫横向支撑方式下,弹体出筒伴随较大的震荡过程.     

舰载导弹垂直发射系统动力学特性统计研究

基于多体动力学理论,结合ADAMS仿真软件建立了包含动基座与结构间隙等因素的舰载导弹垂直发射系统动力学仿真模型,并根据工程设计需求将这一模型推广建立随机发射系统参数化仿真模型,模拟统计出导弹出箱姿态的散布规律。统计结果表明,舰载导弹发射姿态受定向器出箱接触碰撞影响扰动明显,不利于导弹的发射起控。     

导弹井下冷弹射动力学仿真研究

为研究导弹地下井冷发射过程中初始扰动的影响因素,以俄罗斯SS-18导弹发射平台为研究对象,基于动力学和有限元分析软件ABAQUS,建立井下导弹冷发射系统动力学仿真模型,研究弹射过程中筒弹间的动态耦合作用,并分析井内支撑减震装置、发射筒刚度、适配器刚度以及筒-适配器摩擦等因素对导弹发射初始扰动的影响。研究结果表明,减小筒弹摩擦、提升井内支撑减震机构刚度、提高发射筒自身的纵向刚度、增加适配器缓冲均可以减小导弹的发射初始扰动。井下冷发射平台的设计优化,为改善导弹的出井姿态提供了理论依据。     

潜艇垂射导弹出筒姿态的研究

导弹出筒姿态是影响全系统性能的重要因素.通过建立潜射导弹动力学模型,研究了艇速、适配器刚度等发射条件对潜载垂直发射导弹在横向流作用下的受力和出筒姿态参数的影响.数值解析结果表明,增大艇速会使导弹的承受载荷变大,出筒姿态恶化;提高适配器的刚度可以有效减小弹体出筒时的俯仰角度以及角速度.     

导弹冷弹射过程建模及动力学仿真研究

利用数值模拟方法研究导弹冷弹射过程的动力学特性及技术可行性。基于地面气源向发射筒供气推动导弹出筒的冷弹射原理,并借助于虚拟样机技术及有限元方法,在Adams/View中建立单发防空导弹弹射过程刚柔耦合动力学模型。以导轨和滑块配合间隙及风速为变量进行仿真,得到了发射筒振动和导弹扰动情况的动态数据以及不同间隙和风速对导弹离筒姿态的影响。结果表明,风速对导弹冷弹射有较大的影响,合理的配合间隙有利于导弹冷弹射出筒。     

舰载导弹垂直弹射出筒姿态影响因素分析

针对舰载导弹发射问题,进行导弹出筒姿态影响因素研究。基于能量谱原理对舰艇随机摇荡运动进行了数值模拟;利用多体动力学原理建立发射系统模型,分析了舰艇的横摇、纵摇、垂荡、航速和导轨间隙对导弹出筒姿态的影响;建立了参数化模型对间隙进行了优化。分析结果表明,横摇、纵摇及间隙对导弹出筒姿态存在一定影响,垂荡和航速几乎不产生影响。得出系统总体设计方案基本可行,研究为发射系统初步设计评估和再设计提供参考。     

潜射导弹水中弹道建模与仿真

导弹的水中运动决定了导弹出水运动的初始参数,直接影响导弹的出水速度和出水姿态。通过建立导弹水中运动模型,研究导弹在水中运动时所受到的外力以及在外力作用下导弹水中弹道参数的变化,分析导弹发射深度和出筒速度对导弹水中弹道参数的影响。仿真计算结果表明,导弹发射深度和出筒速度对导弹的水中弹道参数具有很大的影响。导弹在水中运动时,速度急剧下降,姿态角发散较快,稳定性和可靠性较差。     

导弹发射瞬时运动安全性分析

针对导轨式发射导弹过程中,由于推力偏心作用使导弹出箱过程出现低头效应,影响导弹发射安全性的问题。选择某一典型算例,通过受力分析及仿真计算模拟导弹出箱姿态,得到导弹发射过程中的低头角度、下沉量等关键数据,同时,考虑了导弹质心位置前移以及受到风载荷作用下对导弹的低头角的影响作用。为弹箱协调设计以及滑块与滑轨间隙设计提供了依据。     

导弹发射瞬时运动安全性分析导弹发射瞬时运动安全性分析

针对导轨式发射导弹过程中,由于推力偏心作用使导弹出箱过程出现低头效应,影响导弹发射安全性的问题。选择某一典型算例,通过受力分析及仿真计算模拟导弹出箱姿态,得到导弹发射过程中的低头角度、下沉量等关键数据,同时,考虑了导弹质心位置前移以及受到风载荷作用下对导弹的低头角的影响作用。为弹箱协调设计以及滑块与滑轨间隙设计提供了依据。     

潜载导弹水下弹射筒口气泡数理模型

潜载导弹水下弹射产生的筒口气泡载荷对水下发射安全有着重要影响.围绕潜载导弹水下弹射筒口气泡膨胀降压和收缩增压的物理机制,建立筒口气泡载荷发展变化的数理模型,为气泡载荷特性分析提供有效途径.数理模型利用不可压缩势流模型描述水环境在气泡作用下的流动状态,采用包含筒内外工质气体的均压模型描述气泡压强变化,并采用直接边界元法进...     

旋转体制下鸭式布局弹箭正弦打舵气动特性分析

为了研究鸭式布局弹箭正弦打舵滚转控制时非对称姿态飞行的气动特性,根据滚转周期内的飞行姿态建立了4组模型,进行风洞实验,得到全弹的气动力变化规律; 采用基于三维Navier-Stokes方程求解的时空二阶精度的隐式迭代算法,建立数值计算模型,对流场进行数值模拟,得到不同攻角下飞行时的弹箭各部件气动力数据。结果表明数值模拟气动力数据与风洞实验结果有相似的变化规律。采用后处理软件分析了鸭舵下洗对尾翼的影响,得到结论:鸭式布局弹箭鸭舵洗流对尾翼干扰明显,非对称姿态下鸭舵对尾翼的洗流会使弹箭产生诱导滚转力矩,且该滚转力矩随攻角增大而增大。     

内埋弹舱弹射冲击载荷特性研究

内埋弹舱采用弹射方式投放武器,在弹射瞬间会对上部隔框、进气道等结构产生很大的冲击载荷,需要准确计算内埋弹舱的弹射冲击载荷以供结构设计使用。建立导弹弹射机构动力学模型,通过对舱体结构挂点处分别进行刚性或柔性化处理,得到挂点连接形式对冲击载荷的影响;研究了不同类型作动筒输出的作动力形式和峰值与冲击载荷特性之间关系,分析了弹射架改型设计后挂弹质量对冲击载荷特性的影响。研究结果表明,柔性化连接形式可正确描述冲击载荷的传递过程,且峰值前置的作动力形式提供了更好的弹射效果,挂弹质量与作动力峰值之间关系可指导改型弹射系统的任务包线。     

Experimental Research on Influence of Some Factors on Ejection Height of Cargo Projectile

Some factors influencing the cargo projectile’s ejection height in different conditions were analyzed by using harmonic curve diagram and cluster method.The test results of the ejection height for a certain cargo projectile show that the wind speed and direction are the main influence factors.For given meteorological conditions,the applied environmental stress becomes the main cause,while the launching angle does not influence the ejection height.     

迎角对导弹初始弹射弹道的影响

针对导弹发射的机弹分离过程存在较大不稳定性问题,通过求解流体动力学方程组和刚体六自由度运动方程,仿真分析了迎角对空空导弹初始弹射弹道的影响。参照美国阿诺德工程发展中心开展的一项使用标准机翼/挂架/带舵外挂物模型的捕获轨迹法试验,建立了相似的几何仿真模型并进行了数值计算。通过数值计算结果与文献［29］中风洞试验结果进行对比分析,验证了数值计算方法的可行性;采用该方法计算和分析了四代战机在不同迎角下内埋弹射空空导弹的初始弹道。结果表明：在超声速条件下,迎角变化对导弹初始弹射阶段的六自由度运动有明显的影响;随着迎角的增大,导弹俯仰运动更剧烈、横滚角度更大、偏航角度更小,机弹分离的速度明显下降、分离的安全性逐渐降低。     

开口向上的环形腔宽度对弹射载荷的影响

为了研究开口向上的环形腔宽度对低温燃气弹射初容室内载荷的影响,采用计算流体动力学方法,结合SST湍流模型、有限速率／涡耗散燃烧模型和域动分层动网格技术,建立密闭空间导弹弹射过程二次燃烧模型。在与实验对比验证的基础上,结合数值模拟研究了开口向上的环形腔宽度对低温燃气弹射载荷的影响。结果表明：环形腔宽度为110 mm时,弹射载荷变化最平稳,且无明显双峰现象。研究结果为导弹燃气弹射的初容室结构设计提供参考。     

考虑弹-筒柔性的潜载导弹弹射多体动力学分析方法

在潜载导弹垂直弹射过程中,导弹的姿态变化是关系其发射成败的关键.针对潜载导弹垂直弹射过程提出一种可同时考虑弹体和发射筒柔性的弹射发射动力学建模分析方法.运用改进的柔性点线高副模型来模拟适配器的抗压和抗弯载荷,基于弹体水动力、附连水惯性力的单元线性分布假设,利用Hermite形状函数将单元分布载荷等效简化为单元节点集中力...     

某型导弹冷发射装备场坪适应性研究

为研究某型导弹冷发射装备的场坪适应性,找到影响发射装备场坪适应性的影响因素和评价指标,推导出场坪垂向刚度和风载荷两个重要影响因素的计算方法,确定影响因素取值范围。基于此,采用优化拉丁超立方试验设计方法生成试验样本点。利用有限元数值模型对发射装备的动力响应进行大子样仿真分析,获得样本点空间内导弹出筒时的角位移和角速度,并选择径向基神经网络法建立导弹出筒姿态近似模型,分析导弹出筒姿态敏感度。在敏感度分析的基础上,给出考虑多个因子共同作用下的场坪适应性综合判据,为发射装备的场坪适应性评估提供参考。通过分析可知,当风速不大于2.5 m/s,路面纵坡不大于1.2°时,该发射装备在4级沥青路面即可满足该型导弹发射要求,说明其具有良好的场坪适应性。     

激波诱导推力矢量控制对导弹气动载荷的影响

用数值方法模拟了激波诱导矢量喷流时喷管内流场和导弹绕流流场.采用二阶精度Roe格式对三维Navier-Stokes方程进行了离散,利用k-ω湍流模型模拟了湍流流动.通过对壁面压力和摩擦力积分并无量纲化得到了导弹的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数,分析了矢量喷流对气动载荷的影响.结果表明,矢量偏角随次流与主流压力比（Secondary Pressure Ratio,SPR）增大而线性增大;在不同飞行速度和攻角下,气动载荷随SPR的变化而呈现不同的变化规律.     

舱门对内埋武器分离特性影响分析

为了研究是否考虑舱门及舱门不同开启姿态对内埋武器分离特性的影响,利用基于Menter剪应力输运k-ω湍流模型的分离涡模拟方法,结合6自由度刚体动力学方程和重叠网格技术,对超声速来流条件下某一简化内埋弹舱-舱门-弹体模型的三维流场进行了非定常计算,得到了不同条件下的弹体下落轨迹。结果表明：超声速来流条件下,流场中存在激波相交、激波剪切层反射等复杂流动现象,考虑舱门影响会使流场波系结构发生变化,弹体下落轨迹随之改变;弹体抬头角由0.5°增加到6.5°,弹体右偏航角由0.3°增加到2.5°,下落后期弹体下落速度增速减缓;舱门不同开启姿态对弹体竖直方向位移及俯仰运动影响较小,但会对弹体偏航产生较大影响;尽可能使舱门远离弹体可以有效地降低舱门对弹体偏航的影响,减小偏航角度,提高武器分离品质。