无人机机载导弹分离轨迹的数值仿真

载机发射导弹时,对导弹流场有复杂干扰,进而影响导弹在发射初始阶段的姿态和运动轨迹.为模拟导弹从载机分离后的气动特性和相对运动,文中应用CFD商用软件CFD-FASTRAN,采用动态嵌套网格技术,基于Euler方程并耦合该软件的刚体六自由度(6-DOF)运动模块求解导弹发射时的非定常流场及运动轨迹.分析挂架弹射力和载机迎角变化对分离过程运动参数的影响,发现挂架弹射力仅是加快了导弹的运动,而迎角的变化对导弹运动参数有较大影响,研究结果对飞机上如何布置外挂导弹具有参考价值.     

激光制导炸弹的姿态控制引入时机研究

文中以激光制导炸弹为研究背景,结合导弹稳定控制方法,利用机载武器分离安全理论,提出了一种导弹姿态控制引入时机分析方法。该方法在机弹分离的适当时机引入对导弹姿态的控制,可使导弹舵面转动实现对弹体姿态变化的抑制,保证了导弹离开载机过程中的姿态稳定。通过和无控条件下机弹分离后弹体姿态变化的对比,验证了适当时机引入姿态控制可提高导弹投放时的安全性。     

弹射式导弹发射对超音速飞行载机的动力学影响

在载机超音速飞行发射导弹时载机通过弹射装置施加在导弹上的弹射力大且作用时间短,对载机的扰动较大,会影响到载机和导弹的安全分离.为了研究该扰动下载机的动力学响应,建立了载机的作超音速自然飞行的动力学模型,并验证了该模型的合理有效性,同时设计了一套弹射式发射架.研究结果表明弹射力对载机的运动有一定影响,但是对导弹的出舱速度影响显著,载机对弹射架位置的变化动力学响应明显,多刚体的弹射系统能够按要求发射导弹.     

机载内埋武器弹射发射多柔体动力学分析

为深入研究载机在全包线发射条件下的导弹分离安全性,针对一种新型的双平行四边形弹射构型,采用基于ABAQUS和ADAMS的联合多柔体发射动力学仿真方法,得到导弹分离速度、角速度、过载、关键部件的动态载荷及弹架系统横向变形量.仿真结果表明,横向过载对弹架分离安全性、武器与载机的结构相容性有重大影响,并在此基础上提出一种优化...     

导弹静稳定度对弹射式导弹发射特性影响研究

文中建立了弹射式导弹发射特性分析模型。进行了导弹初始飞行段机弹分离安全性和导弹姿态精确度研究。通过对导弹不同静稳定度下的运动特性对比分析,给出了满足分离安全性与姿态精确度要求的导弹静稳定度范围,经过一个实例研究表明所建立的模型与方法是合理有效的。     

机载导弹导轨式高过载发射动力学特性分析

随着载机机动性能的提高,机载导弹在载机高过载机动条件下的导轨式发射技术将日益重要。针对导轨式高过载发射,提出导轨前端悬臂梁段采用柔性体,其余部分采用刚性体的建模方法,该方法既有较好的计算效率,又能很好地模拟发射过程。采用有限元离散法结合拉格朗日多体动力学理论建立了导弹导轨式高过载发射动力学模型,仿真分析了导弹的离轨过程,结果表明:在高过载机动条件下,导弹分离速度和分离姿态会偏离理想设计值;导弹滑块与导轨之间的作用力会增加;发射时弹体与导轨可能发生干涉碰撞,影响发射安全性。     

潜射导弹运载器空中热分离建模与仿真

针对潜射导弹垂直发射运载器空中热分离问题,建立了轴向弹射分离模型和弹器联合体空中运动数学模型,以内弹道计算为切入点,对内外弹道进行耦合求解。基于燃气节流孔直径不同的3种分离方案,仿真研究了弹器空中分离运动特性,确定了导弹最终运动状态和最佳分离方案。该仿真结果可作为导弹进入气动飞行控制模式初始条件,为潜射导弹全弹道规划提供重要依据。     

机载武器发射系统刚柔耦合动力学仿真

为了研究某空空导弹内埋弹射发射系统结构参数对其发射分离参数的影响,针对多刚体模型不能准确仿真发射过程中发射俯仰角速度存在强烈柔性波动效应的问题,基于刚柔耦合多体动力学理论,建立了某空空导弹发射系统刚柔耦合动力学仿真模型;采用该模型对发射系统的导弹发射分离参数进行仿真,详细讨论了导弹重心、弹射发射行程、结构刚度等设计参数对导弹发射分离角速度的影响;发现导弹重心位于垂直作动筒作用点后,4根同步杆和4个转动臂需保证较好的刚度,且发射行程不超过350 mm时,导弹弹射分离角速度不会产生抬头效应,发射安全性较好。     

空空导弹发射在轨段分离安全性研究

对于载机机动环境中顺序离轨分离的空空导弹,导弹发射中在轨段弹架分离涉及导弹发动机和载机安全,其分离安全分析是导弹结构强度设计中必须解决的关键技术问题。本文采用MSC．Dytran软件,对导弹的轨上运动过程以及导弹结构动力强度进行了系统建模和仿真分析,为导弹发射中在轨段分离安全提供了一种有效的解决途径。     

弹射装置的数理建模和动力学分析

概述了弹射装置的组成、结构及其工作过程,将其物理模型进行简化,以气压传动动力学、机构动力学和流体力学为理论基础,建立了描述高压氮气驱动下弹射装置运动的数字仿真模型。求得了弹射装置的动特性参数随时间的变化规律,对导弹俯仰角,俯仰角速度的控制原理和方法进行了研究,并分析了氮气作动筒、弹射连杆机构、导弹的结构参数、气源压力对导弹分离参数和分离姿态的影响。