燃气射流对多管火箭炮动态响应的影响分析

燃气射流是影响多管火箭振动、起始扰动和射击密集度的因素之一,分析燃气射流冲击力对多管火箭动态特性的影响为提高多管火箭射击密集度提供思路。应用多体系统传递矩阵法,建立了考虑火箭燃气射流对发射装置冲击效应的多管火箭发射动力学模型,推导了考虑燃气射流冲击力的多管火箭动力响应分析的动力学方程,形成了考虑燃气射流冲击力的多管火箭动力学仿真系统。计算分析了不同火箭燃气射流冲击力下的火箭炮动力响应,火箭弹膛内运动、起始扰动和密集度,表明燃气射流冲击力对火箭炮动力响应、火箭弹起始扰动和密集度有一定的影响,对多管火箭设计具有参考价值。     

火箭弹起始扰动仿真及试验验证

火箭弹起始扰动仿真与测试是进行多管火箭动力学分析的关键.应用多体系统传递矩阵法和发射动力学理论,建立了多管火箭发射动力学仿真系统,数值仿真获得了某多管火箭动力响应、管内运动规律.研制了基于光学杠杆的起始扰动测试系统,并进行了大口径火箭弹起始扰动测试试验,获得了某火箭弹起始扰动测试结果.仿真与试验结果吻合较好,验证了理论、仿真和测试技术的正确性,为控制多管火箭起始扰动,提高射击密集度提供了关键技术支撑.     

多管火箭定向管振动控制设计

为了减小多管火箭在发射过程中定向管振动对火箭弹起始扰动的影响,考虑多管火箭的噪声干扰,基于多体系统传递矩阵法建立了多管火箭动力学模型,在模态空间下设计了H2最优控制器控制定向管振动,进行了数值仿真,并把H2最优控制器与PD控制器进行了仿真对比,结果表明,采用H2最优控制器的系统不但具有良好的瞬态和稳态性能,而且具有较好的抗干扰能力,能有效地抑制噪声干扰,增强了控制系统的鲁棒性能.     

旋转火箭-发射装置系统的柔性效应研究

对于大长细比的旋转火箭，研究发射过程中火箭弹和发射装置的耦合振动，分析火箭、发射管和定心部的结构柔性对其运动姿态的影响，并讨论了当前定心部滑离轨道时的系统撞击动力响应，为火箭姿态控制和新型发射装置的设计提供了有益的参考。     

压电陀螺用于火箭弹起始扰动测量的研究

根据火箭弹离轨时的具体环境，提出一种弹离轨姿态的新颖的智能化测试方法，该方法是将陀螺及数据采集电路置于试验弹的内部随弹体飞行，而后将采集系统回收，由计算机读出数据并进行分析，最终获得火箭弹起始扰动的有关参数，并着重解决了数据存储、保持及回收等问题。     

推进系统参数变化对液体火箭纵向振动响应的影响分析

为了优化液体火箭推进系统,避免POGO振动引起液体火箭低频振动环境恶化对火箭飞行过程的不利影响,建立了液体火箭POGO振动系统的动力学模型,利用动态灵敏度技术,提出了液体火箭纵向振动响应对推进系统参数的灵敏度时域分析模型。通过数值仿真,得到了推进系统流体惯性、阻力和刚度参数以及泵的动态增益变化对液体火箭纵向振动响应的影响规律。研究结果表明,液体火箭纵向振动响应对流体惯性和阻力参数的敏感程度比流体刚度参数明显大,泵动态增益的变化对液体火箭纵向振动响应的影响最大,泵前短管的流体刚度变化对液体火箭纵向振动响应的影响最小。为减小液体火箭纵向振动,进一步研究POGO振动特性提供参考。     

参数不确定性细长火箭弹随机特征值问题研究

固有振动特性分析已成为大长径比火箭弹研制与动态设计的重要环节之一。系统的加工测量误差、几何、材料以及约束条件等的不确定性对火箭弹动态特性具有显著影响。该文基于传递矩阵法和摄动方法,建立了含不确定参数的细长火箭弹随机特征值问题分析方法,研究了参数不确定性对火箭弹振动特性的影响。该方法无需建立系统总体动力学方程,可大幅度提高随机特征值问题的计算效率、降低系统存储需求。分别应用该文方法与Monte Carlo 方法对某大长径比火箭弹随机特征值问题进行了分析,两种方法计算结果吻合较好,证明了该方法的有效性。     

火箭发射车定向管角运动动态测量研究

车载火箭弹在发射过程中,定向管的角运动会对火箭弹发射造成初始扰动,进而影响其发射精度。针对这种情况,本文提出一种非接触式定向管角运动参数动态测量方法。介绍了系统组成,给出了基于PRY角刚体空间位姿描述和齐次变换思想的角运动参数解算模型,阐述了光斑信息提取及数据处理过程。利用三维建模软件进行了原理性仿真验证,初步证明了该测量方法稳定可靠、精度较高,可用于火箭弹武器试验中。     

弹性支撑模型对火箭发射过程结构振动响应影响研究EI北大核心CSCD

固体火箭从发射筒发射过程中,采用弹性支撑降低火箭结构与发射筒内壁接触引起的冲击,弹性支撑力学模型对火箭发射过程中结构振动响应计算存在影响。利用多体动力学建立包含火箭、发射筒、弹性支撑在内的发射动力学模型,在火箭发射物理过程分析基础上,利用ANSYS/LS-DYNA软件建立火箭壳体与弹性支撑局部有限元模型,获得了火箭壳体与弹性支撑接触面积变化对支撑刚度影响规律,在此基础上,提出了用于火箭发射多体动力学建模的弹性支撑改进模型,求解弹性支撑模型改进前后火箭发射过程结构振动响应与弹性支撑支反力,分析了弹性支撑模型改进对结构振动响应的影响及其原因。结果表明:提出的弹性支撑改进模型可以准确描述火箭尾部结构脱离弹性支撑过程中接触面积逐渐变化到零的物理过程;与弹性支撑模型改进前相比,改进后结构弯矩响应峰值显著减小。该成果有助于准确评估火箭发射过程结构响应水平,对于火箭结构精细化设计具有工程意义。     

火药脉冲助推器控制在舰载火箭弹中的应用

建立了采用火药脉冲助推器控制的简易制导火箭弹的弹道模型，进行了数字记真，理论研究和数字仿真结果表明，采用火药脉冲助推器控制可 以有效地提高火箭弹的命中精度，它对实际弹道修正的效果与其冲量大小，数目，作用起始时刻，作用方位角，作用时间间隔等因素有关。     

机载多管火箭非满管射击试验方法研究

研究机载多管火箭非满管射击试验方法,为减少机载多管火箭密集度试验用弹量提供新的试验方法。应用发射动力学和多体系统传递矩阵法理论,基于等起始扰动思想,建立了机载多管火箭发射动力学模型、特征方程和动力响应方程,并应用随机整数规划方法,形成了减少机载多管火箭试验用弹量方法。针对某19管机载多管火箭,提出了6发连射的密集度试验方案,试验验证使密集度试验用弹量比常规试验方法减少了68.4%,节省了大量试验费用。     

火箭发动机装药包覆质量诊断的超声新技术

目的 研究火箭发动机装药包覆质量超声检测技术。方法 从发动机壳体外侧诊断内部推进剂包覆质量的超声技术。结果 研制了相应的检测设备并对实际物体实施了检测。结论 作者提出的板波诱发超声检测, 既可从发动机壳体外检测内壁涂敷的单层或多层包覆、绝热材料层厚度,也可识别各层界面的脱粘。     

用于瞬态高温测试超声波传感器

目的　研究一种用于测试瞬态高温的传感器 .方法　设计超声波发射和接收装置用来测量超声波声速 ,根据超声波的相关原理 ,声速的大小可以反映被测气体的温度值 .结果与结论　超声波瞬态高温传感器是一种非接触式测量传感器 ,动态响应好 ,可用于气轮机进气、火箭排气、汽缸燃烧气体、火炸药爆破燃烧等场合的温度测试     

基于地磁信息的火箭弹滚转角测量系统研究

在火箭弹飞行过程中,为实现火箭弹弹道修正,需实时解算弹体的滚转角。该文根据地磁场基本特性和火箭弹飞行过程中姿态变化关系,通过姿态变换矩阵,建立滚转角解算数学模型。搭建基于地磁信息的滚转角测量系统,采用两轴磁传感器测量地磁场矢量,辨识火箭弹滚转姿态信息。滚转角系统在火箭弹上进行飞行搭载试验,结果表明,利用地磁得到的解算滚转角线性度良好,与陀螺测得的弹体旋转速度相匹配,能够满足火箭弹弹道修正的要求。     

影响天气火箭作业车弹药包装储运一体化

目的为了提高人工影响天气流动火箭作业车在作业期间随车弹药的包装、运输、存储和安全防护等方面的业务和装备技术保障能力。方法通过基层走访、文献查找和样机设计,分析人工影响天气流动火箭作业车在作业期间的储运特点、环境因素及易燃易爆危险品在包装、储运方面的发展和现状。结果通过实际应用表明,人工影响天气火箭车弹药储运箱可以携带WR-98型、HJD-82型、RYI-6300型、BL-1型人影火箭弹合计15枚,能够满足当前火箭作业车的实际需求,极大地提升了多弹型火箭发射装置的安全性能和作业效果。结论有效地消除了人工影响天气火箭作业车在弹药存储、运输和安全等方面的隐患,提高了作业效率和弹药管理能力。     

主控因素对异型头弹丸半侵彻金属靶深度的影响特性研究

为研究异型头弹丸半侵彻金属靶的侵深特性,基于量纲方法对影响侵深的主控因素进行了分析,采用弹道枪加载和LS-DYNA软件对异型头弹丸半侵彻金属靶的作用过程进行了试验和数值模拟研究,分析了异型头弹丸结构、弹丸初速、靶板厚度等因素对侵彻深度的影响规律,获得了侵深随弹丸初速以及靶板厚度的变化曲线。研究结果表明,弹丸初速和靶板厚度是影响侵彻深度的关键因素,并拟合得到了弹丸初速和靶板厚度综合影响下的半侵彻侵深经验公式。研究结果可为半侵彻作用的研究及新型侵彻的工程计算方法等提供参考。     

液体火箭发动机多维力测量装置原位校准技术研究

受试验现场诸多因素的影响,多维力传感器实验室校准系数已不适用于液体火箭发动机试验现场测试使用。针对液体火箭发动机多维力测量装置开展现场原位校准方法研究,对真空环境干扰、管路约束力以及温漂等影响因素进行了分析。结果表明,该方法能有效降低多维力测量装置的不确定度,为多维力测量领域的现场校原位准提供了参考。