悬垂弹射自适应底座附加载荷变化机理研究

自适应底座的附加载荷是悬垂弹射系统的重要设计参数之一。为研究自适应底座在悬垂弹射时附加载荷的产生与变化机理,建立了自适应底座附加载荷的数学模型,推导附加载荷的微分与积分表达式,获得影响附加载荷的主要因素：底座的内压强、上端面的水平投影面积、触地区域的水平投影面积。通过数值模型对附加载荷理论公式进行了验证,解析解与数值解吻合较好,相对误差最大不超过1.9%. 依据附加载荷积分公式,研究积分区域与附加载荷表现形式之间的关系,结果表明：附加载荷的方向与积分区域类型存在对应关系,可能出现局部作用方向相反的情况。当地基下沉量不大或出现局部剪切破坏时,附加载荷有可能不变;而地基下沉量较大时,附加载荷的幅值和方向可能均会变化。自适应底座的附加载荷是悬垂弹射系统的重要设计参数之一。为研究自适应底座在悬垂弹射时附加载荷的产生与变化机理,建立了自适应底座附加载荷的数学模型,推导附加载荷的微分与积分表达式,获得影响附加载荷的主要因素：底座的内压强、上端面的水平投影面积、触地区域的水平投影面积。通过数值模型对附加载荷理论公式进行了验证,解析解与数值解吻合较好,相对误差最大不超过1.9%. 依据附加载荷积分公式,研究积分区域与附加载荷表现形式之间的关系,结果表明：附加载荷的方向与积分区域类型存在对应关系,可能出现局部作用方向相反的情况。当地基下沉量不大或出现局部剪切破坏时,附加载荷有可能不变;而地基下沉量较大时,附加载荷的幅值和方向可能均会变化。     

自适应底座弹射过程附加载荷的半经验预示

为满足快速判断不同边界条件下某发射车自适应底座的弹射附加载荷的需要,研究某自适应底座弹射附加载荷的半经验预测方法。根据弹射过程自适应底座受力状态分析,建立弹射附加载荷与边界条件的关系;依据自适应底座典型弹射附加载荷曲线形貌对弹射附加载荷半经验计算模型进行修正,根据已有试验数据比对,梳理出其它的弹射附加载荷的影响因素,利用试验数据分别对这些因素进行研究,拟合得到各自的修正公式,最终得到自适应底座弹射过程附加载荷的半经验公式,并给出该半经验公式的一般使用方法。研究结果表明:该方法能够较好地反映弹射附加载荷随环境边界的变化规律,预示偏差不超过30%。     

某型发射装置底座的结构优化设计

发射装置中底座的设计除需要满足承载要求外,还需满足挂弹间隙尺寸和局部耐磨损的要求。针对某型发射装置的底座在轻量化设计中遇到的问题,结合有限元分析对底座进行结构优化设计并确定最终方案。通过装配和弹射试验,证明了该底座结构优化设计方案的可行性。     

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。     

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。     

多次模拟弹射载荷作用下水泥混凝土路面动态响应

道路结构作为承载基础,与发射装备构成了动力耦合系统,冲击载荷作用下路面的响应特性将直接影响到导弹发射安全性。为研究多次弹射载荷下水泥混凝土道路结构的动态响应,以压缩空气为动力源搭建模拟弹射载荷生成装置,在三维试槽中铺筑水泥混凝土路面,面层中铺设应变传感器,土基中埋设土压力传感器,通过多次冲击加载试验获取模拟弹射载荷作用下土基压应力和面层应变变化规律,分析土基内压应力与深度及载荷作用面中心点距离间的关系,得到多次模拟弹射载荷下面层破坏形式及破坏机理。研究结果表明：冲击压力与土基峰值压应力呈线性关系;距离载荷中心点3 300 mm处,不同模拟弹射载荷下各深度处的土基压应力峰值已经非常小,模拟弹射载荷的径向影响范围为3 300 mm以内;模拟弹射载荷较小时面层为弹性变形,模拟弹射载荷增加到0.77 MPa时混凝土面层产生辐射状贯穿裂缝;弹射载荷作用下路面出现整体沉降。     

火箭多级筒燃气弹射动力学特性及影响因素

为提高火箭弹射的性能,研究一种新型改进火箭多级筒燃气弹射装置的安全性,对其弹射过程中结构的动力学特性及发射过程中的影响因素进行比较分析。使用有限元方法对该弹射装置的弹射过程进行仿真,将弹射出的火箭位移、速度、俯仰角等结果与实验结果进行对比,验证有限元计算模型的有效性。在有限元模型基础上分析筒节间隙、推力偏心和发射角度对多级筒弹射安全性的影响。分析结果表明：发射角度是弹射安全性的主要影响因素,筒节间隙和推力偏心是次要影响因素,火箭弹射偏转、筒节间相互作用力和横向最大位移增大都是这些因素影响弹射安全性的主要表现;当活塞筒筒节间隙扩大到0.3 mm或发射角度偏转到3°时,会对发射安全性产生较大的威胁。     

抛放弹机构弹射-回收过程仿真

本文建立了采用气体驱动弹射-回收的抛放弹弹射机构的数值计算模型,用经典内弹道和气体动力学理论分析了火药弹燃烧、弹射活塞完全推离悬挂物(导弹或炸弹)并回缩到初始状态的整个过程.给出了对某型号挂弹钩的实例计算,计算结果与试验结果基本相符.最后简要讨论了不同参数对弹射效果的影响.本文所建立的计算模型为该种弹射装置的优化设计奠定了基础.     

能量因素对压缩空气弹射内弹道性能影响研究

以大口径火箭弹压缩空气发射装置为研究对象,利用理论分析,确定影响内弹道性能的能量因素,并建立了不同空气压力、不同体积以及有、无泄漏的压缩空气弹射内弹道模型。通过对流固耦合数值仿真结果的分析,得到了弹药速度与时间、弹药速度与位移、弹药加速度与时间等关系,从而分析出能量因素对压缩空气弹射内弹道性能的影响。     

基于ADAMS弹射发射装置实时动态仿真分析

为了分析影响导弹分离参数的因素,建立某弹射发射装置的动力系统数学模型和发射装置动力学模型,将动力系统数学方程嵌入到ADAMS软件中,实现动力系统与弹射发射装置的实时仿真。对仿真结果进行分析后,结果表明,通过改变活塞直径和导气管直径能够使导弹产生低头分离角速度,满足分离参数要求。     

火箭发射初期双面排导型发射台瞬态承载特性研究

利用发射燃气动力学瞬态数值模拟方法,研究了双面排导型发射台承受的燃气流冲击作用力随时间变化特性.研究表明:双面排导型发射台承受燃气流作用力随着喷管距双面导流器高度的增加而下降;由于燃气射流压力波系呈正负交替变化,使得导流器承载在总体下降中呈脉动变化;同时,由于喷管内压强的不同,导流器承受的燃气流冲击作用力呈现脉动变化或平稳变化趋势.     

新一代运载火箭整体起竖系统对地载荷研究

为保障新一代运载火箭快速发射的安全性,需对湿陷性黄土场区内预设起竖系统固定设施对地载荷进行研究.采用解析法建立力学模型,推导出起竖系统在不同风载作用下起竖全过程中的对地载荷.通过压力监测装置采集到起竖过程油缸内腔压力,用以计算油缸实际受力曲线,该曲线与理论数据非常接近,变化趋势一致,从而验证计算模型的正确性,可作为发射场坪选取、建设的依据.     

基于PXI总线的导弹发射控制系统自动测试研究

介绍了PXI总线技术在导弹发射控制系统自动测试中的应用,阐述了PXI测试系统的设计方案,并完成了该测试系统的软硬件设计.     

新一代大火箭底部热环境研究

多喷管火箭底部热环境机理复杂、影响因素众多,历来是国内外新型火箭设计的难点和热点.新一代运载火箭采用全新动力系统,带来了更严酷的底部加热问题.为突破这一技术难题,从机理分析、飞行遥测反算、工程方法计算、搭载发动机试车热环境测量、搭载飞行遥测、热流考核试验、数值仿真计算等多个方面开展研究,辨识出关键要素,建立了底部热流曲线设计方法,为型号底部结构防热设计提供合理依据,推动了中国在多喷流干扰底部复杂热环境问题研究上的技术进步.     

车载炮底盘载荷分离设计技术

发射载荷的传递控制是车载炮轻量化高机动设计的关键,一直是火炮研究领域的热点问题。为了控制发射载荷的传递,依据车载炮的构型特点,提出了发射载荷作用下底盘的载荷分离设计技术,构建了发射载荷分离满足的约束条件;基于车载炮的拓扑结构,建立了车载炮发射的动力学模型,给出了边界条件、放列协调条件和约束条件;通过对比车载炮发射过程关键部件的受力和响应的计算结果和试验测试结果,验证了所建立模型的正确性;不同支撑结构条件下轮胎受力以及射击稳定性分析结果表明：车载炮的载荷分离设计不仅可免除车载炮发射载荷对底盘轮桥系统的影响,为车载炮具有与底盘相同的可靠性提供了保障;此外,载荷分离设计对车载炮性能提升也有很好的作用,由此验证了载荷分离分析原理的有效性,可实现车与炮功能上的一体化、性能上的解耦设计。车载炮载荷分离设计实现了轻质底盘承受发射强冲击载荷的功能,是远程火炮高机动发射的理想方法。     

某储运发射箱满载吊装响应分析

为了研究某大质量火箭弹储运发射箱在吊装过程中的刚强度及振动情况,参考实际工程吊装工况及起吊速度,利用有限元分析软件 ABAQUS 建立了满载吊装动力学有限元模型,仿真出该储运发射箱在满载起吊与吊装稳态两种工况下的响应情况。计算结果表明,在起吊时,火箭弹与箱体对动载响应的差异、及吊点的位置造成了箱体离地时的偏转、振动;通过分析储运发射箱全吊装过程中变形受力情况,提出储运发射箱在吊装过程中应当注意的问题,为储运发射箱的后续改进设计提供了一定依据。     

多喷管运载火箭底部热环境研究

为深入研究多喷管运载火箭底部热环境特性,以芯级带四助推器火箭构型为模型,动力系统采用液氧煤油发动机系统,芯级底部安装2台,每个助推器安装1台.应用隐式密度基求解器求解耦合了SST-kω湍流模型的Navier-Stokes(N-S)方程,得到火箭上升过程中不同飞行工况下的全流场信息以及箭体底部对流热流.结果表明:箭体的外...