某弹簧式闭锁机构分析与仿真

火箭弹发射时,闭锁力大小对火箭弹离轨时的运行速度具有一定的影响。为减小火箭弹发射的初始扰动,提高射击精度,以某弹簧式闭锁机构为基础,对火箭弹在发射管内运行进行了分析、计算和solidworks仿真,得出了在不同闭锁力下,火箭弹离轨速度的大小。综合考虑射程、发动机燃料等因素的影响,选择合适的闭锁力,对提高射击精度具有一定的参考价值。     

火箭弹离轨姿态的接触式测量方法

根据火箭弹离轨时的具体环境，提出了一种弹离轨姿态的新颖的智能化测试方法。该方法是钭陀螺及数据采集电路置与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，最终获取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。     

火箭弹起始扰动的接触式测量方法

根据火箭弹离轨时的具体环境，提出了一种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与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，最终获取火箭弹起始扰动的有关参数。关着重解决了数据存储，保持及回收等问题。     

某多管火箭炮发射动力学模型(Ⅰ)

多管火箭炮发射是一个复杂的动力学过程,把它简化为由车体、回转机、起落部分和火箭弹组成的力学系统,采用多体动力学模型,在半约束期,系统简化为11个自由度,在全约束期,系统简化为9个自由度.运用速度矩阵法推导了火箭弹与火箭炮运动相耦合的动力学方程.提出了燃气射流冲击力在迎气面上的积分算法,为分析计算火箭弹离轨时刻的空间姿态和发射架振动提供了理论模型.     

制导系统启控时刻对火箭弹初始扰动的影响研究

借助ADAMS和MATLAB／SimuLink的接口环境建立了带制导系统的发射动力学模型。模型可综合考虑弹管间隙以及系统时变参数特性；进行有无制导系统的模拟对比发现，火箭弹离轨前启制导系统可以适当减小火箭弹的扰动角速度，而且启控时刻越早，对火箭弹的出口姿态越有利；研究了制导系统启控时刻随机性对火箭弹出口角速度散布的影响，结果发现其影响不容忽视。     

地空导弹发射动力学建模与仿真研究

针对采用地面滑轨倾斜发射方式的导弹,根据发射模型的特点,建立发射动力学模型,推导其离轨发射运动方程组,对"一"字型滑轨与"品"字型滑轨,分别取不同的导轨长度和发射倾角进行仿真计算,得到导弹离轨运动参数和离轨运动规律,结果表明,导弹的离轨运动特性与滑轨长度和发射倾角有关,此外,对于"一"字型滑轨,还须考虑导弹离轨时的下沉问题。     

火箭发射效率及其提高途径

通过对固体火箭自力发射与弹射发射效率的计算与对比研究,发现采用弹射技术的火箭弹,随着离轨的提高,火箭发射效率得到大幅提升,同时也获得了增程和提高密集度指标的效果。     

考虑弹性的导弹倾斜发射动力学研究

针对导弹离轨安全性问题,研究了考虑弹性响应的导弹倾斜发射过程,以及导弹质量特性和发射角度的影响。提出了导弹倾斜发射动力学模型,其中考虑了离轨时刻导弹弹性变形释放产生的弹性响应和动载荷,以及离轨后低速飞行过程中的气动力,建立了导弹的结构动力学模型。通过算例研究了导弹离轨动力学模型的可行性,获得了导弹质量特性参数和发射角度对动力学和弹性响应的影响。研究发现,导弹离轨前,弹体在重力和前后滑块支撑力作用下发生弹性变形,在离轨时刻弹性释放,产生弹性响应,使得弹体受到动载荷;导弹质量和惯量对刚体运动影响较大,导弹质量和惯量越大,沉浮运动和俯仰运动响应越大,且分别呈现线性和非线性趋势;发射角度越大,导弹的沉浮运动、俯仰运动以及弹性响应越小。     

某多管火箭炮发射动力学模型(Ⅱ)

上一篇提出了基本假设条件,建立了坐标系和动力学方程组,分析了火箭弹推力和燃气射流冲击力.多管火箭炮发射时受力复杂,除火箭弹推力和燃气射流冲击力外,还有火箭弹闭锁力、定向钮与导向槽的正压力和摩擦力、前后定心部与定向器的正压力和摩擦力、回转机力,高低机力、车轮悬挂和千斤顶的力、重力等.将这些力转化为广义力供分析计算.叙述了起落部分质量和转动惯量在发射过程中不断改变的状况,给出了因火箭弹逐一发射而变化的算法,为分析计算火箭弹离轨时刻的空间姿态和发射架振动提供了理论模型.     

导轨式机载导弹发射动力学模型及影响因素分析研究

针对导轨式机载导弹发射过程的特点,建立了包含发射倾角、滑轨长度、发动机推力偏心和随机风扰动等因素的动力学数学模型,并对其影响规律进行了分析;基于仿真计算,获得了在不同随机干扰因素下导弹的离轨运动规律和离轨参数。仿真结果对机载导弹导轨式发射系统设计提供工程计算的理论依据。     

多管火箭炮刚柔耦合多体发射动力学仿真研究

以多刚体动力学和柔性多体动力学理论为基础,建立了刚柔耦合多体系统动力学方程;应用ADAMS、ANSYS软件,通过建立ADAMS模型,并在模型中引入柔性定向管,对某火箭炮系统进行了发射动力学仿真和分析,得到了全炮的受力及振动情况,为今后更精确的研究火箭炮的发射过程动力学特性提供了理论参考。     

某多管火箭武器射击密集度试验减少用弹量研究

研究多管火箭炮非满管射击密集度试验方法及仿真技术,提出了一种新的减少多管火箭密集度试验用弹量的试验方法。基于虚拟样机的动力学仿真技术和多岛遗传算法(MIGA)理论,建立多管火箭炮发射动力学参数化仿真计算模型,将其集成在多学科优化设计软件ISIGHT框架中,采用MIGA作为优化控制策略,形成了基于等起始扰动偏差思想的多管火箭炮非满管装填射击密集度试验方案。对满管齐射和非满管连续射击方案的起始扰动和射击密集度进行仿真计算。仿真结果表明,两种方案起始扰动相同,系统密集度预测值满足F检验条件,证明提出的非满管装填射击密集度试验方案是完全可行的,形成的非满管连续射击密集度试验方案可减少试验用弹量41.7%.     

多级火箭主动段实时自适应跟踪算法

多级火箭主动段跟踪主要采用基于当前统计模型的解耦卡尔曼滤波方法,当前统计模型的机动参数不能自适应变化时,在级间分离段会出现滤波突跳问题.针对于此,文中提出模型参数自适应计算方法,同时,采用容积卡尔曼滤波方法替换传统的解耦卡尔曼滤波方法.通过对某次火箭飞行实测数据分析,该算法能有效抑制滤波突跳问题,算法的稳定性及收敛性与传统方案相比有较为明显的改善,适用于多级火箭主动段跟踪.     

火箭发射场坪排焰道口射流研究

为了研究火箭发射场坪上排焰道口射流流场的弯曲变化规律,基于亚声速直线射流的理论公式,提出一种横风场中亚声速弯曲射流分析方法。推导了非均匀风场作用下亚声速弯曲射流轴线方程,以及弯曲射流半宽、横截面速度、质量流量和轴线速度的近似公式;在恒定风速横风场条件下采用近似公式和计算流体力学（CFD）两种方法计算不可压缩弯曲射流的轴线和速度分布,基于CFD结果对近似公式的参数进行修正,根据近似公式参数变化分析初始半宽和速度比对射流的影响。结果表明：近似公式可以较准确地描述射流现象;初始半宽的变化对射流形状影响较小;速度比的变化对射流形状具有显著影响;所采用的理论方法在分析发射场坪排焰道口射流时具有可行性。     

CZ-3A系列运载火箭

ＣＺ－３Ａ系列运载火箭,是指由长征三号甲及其发展型长征三号乙和长征三号丙３种火箭组成的大型火箭群体。主要用于发射地球同步转移有效载荷,也也用可近地轨道,太阳同步轨道以及飞行往月球与火星等深探测有效载荷的发射。该系列火箭是目前中国运载能力最大的系列火箭,也是中国跨世纪的商业应用发射的大型主力火箭。     

CZ-3A系列运载火箭(续)

ＣＺ－３Ａ系列运载火箭,是指由长征三号甲（ＣＺ－３Ａ）及其发展型长征三号乙（ＣＺ－３Ｂ）和长征三号丙（ＣＺ－３Ｃ）３种火箭组成的大型火箭群体,主要用于发射地球同步转移轨道（ＧＴＯ）有效载荷,也可用于近地轨道（ＬＥＯ）太阳同步轨道（ＳＳＯ）以及飞往月球与火星等深空探测有效载荷的发射,该系列火箭是目前中国运载能力最大的系列火箭,也是中国跨世纪有商业应用发射的大型主力火箭。     

轮式与履带式多管火箭动力学分析

研究履带式多管火箭发射动力学特性并与轮式多管火箭动态特性分析对比,为提高多管火箭射击密集度提供直接的方法。应用多体系统传递矩阵法和发射动力学理论,建立了履带式多管火箭发射动力学模型及振动特性、动力响应分析和仿真系统,振动特性仿真得到了试验验证。对某轮式和履带式多管火箭振动特性、动力响应、火箭弹起始扰动、射击密集度进行了对比分析。对比分析结果表明,对同一批次火箭弹,轮式和履带式多管火箭的振动特性、动力响应和射击密集度有一定差异,履带式多管火箭的动态性能优于轮式多管火箭。分析结果为提高多管火箭射击密集度提供了直接的方法。     

多管火箭炮地面发射控制装置

为了满足多管火箭炮能够发射无控火箭弹、制导火箭弹等多种型号火箭弹的要求,提出了一种基于TMS320F2812型DSP为核心的多管火箭炮地面发射控制装置。研究了其功能和系统方案,重点对硬件中的弹种检测、状态监测电路、无控火箭弹发射点火电路等关键技术进行详细说明,并进行了系统软件设计。在实际的试验中,该系统能够安全可靠地完成多种型号火箭弹的发射任务,实现了火箭炮地面发射控制装置的智能化和多功能化。     

运载火箭测试发射工艺流程逆流程研究

针对运载火箭在测试发射任务中由于发射任务变更或发生故障所导致的运载火箭状态变更和逆向活动处理的问题,结合运载火箭测试发射工艺流程,提出了逆流程的概念和内涵,描述了基本逆流程的信息流向;说明了运载火箭测试发射工艺流程逆流程设计所遵循的一般原则;重点研究了运载火箭测试发射逆流程设计所使用的模块化设计方法、流程优先矩阵法、主关键路径等逆流程设计方法。     

基于ADAMS的多管火箭炮动力学仿真分析

基于虚拟样机技术，研究多管火箭炮武器系统加装缓冲装置发射时期的动力学特性。根据火箭炮系统的几何模型简化出适合动力学仿真的物理模型，在ADAMS软件平台下建立系统仿真样机，编制仿真发射程序，对比有无缓冲装置条件下火箭炮系统的俯仰轴和方位轴所受冲击扰动力矩和底座的受力的情况，为多管火箭炮系统的设计和试验提供参考数据，有效缩短火箭炮系统开发周期，节省研制经费。