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。     

风载荷对舰载导弹出筒影响的仿真

针对舰载导弹垂直冷发射装置位于甲板之下容易忽略所受风载荷作用的问题,对风载荷对舰载导弹出筒 影响进行仿真研究。分析高海情条件下导弹出筒后所受风载荷作用特点,建立风载荷模型,根据导弹的出筒状态将 风载荷等效为变力矩和恒力的作用,用3 维建模软件Solidworks 构建发射模型,并导入到ADAMS 软件中进行模型 参数和约束条件的设定,聚焦导弹出筒的水平、弹射高度偏差以及姿态角3 个影响指标,对无风和有风情况下导弹 发射出筒进行仿真。仿真结果表明：风载荷对导弹出筒轨迹水平方向产生的位移影响较明显,对导弹姿态角和弹射 高度的影响较小。该研究对实际工作具有较好的指导作用。     

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.     

两类适配器对导弹出筒动力学响应的影响

导弹适配器是发射装置中的重要结构,影响导弹的出筒稳定性。针对某型同心筒倾斜发射装置,研究两类适配器对导弹发射动态响应的影响。建立非线性动力学方程,基于有限元理论对导弹质心动态响应、摩擦阻力及适配器压缩量进行仿真分析。结果表明：典型三层式适配器使导弹具有更好的动态稳定性,对导弹的旋转具有一定的限制作用;适配器摩擦力峰值F_max=337 N,补偿层最大应变ε_max=0.27,其接触参数均在安全的工作范围内;在不考虑适配器质量及加工工艺因素下,典型三层式适配器更有利于某型同心筒倾斜发射导弹的出筒稳定性。     

航行体垂直出筒载荷特性及影响因素分析

以典型的大长细比轴对称航行体垂直出筒过程为对象,采用动力学仿真方法进行求解,研究无适配器约束条件下出筒过程动载荷响应特性,并在此基础上对出筒动载荷主要影响因素进行了分析。结果表明航行体截面弯矩载荷随出筒过程先增大后减小,在筒口位置附近达极值;出筒过程弯矩载荷与发射条件、流场变化以及筒体结构特性等均紧密相关,其它条件一致情况下,横流速度越大、水深越浅、筒体接触刚度系数越大,截面弯矩载荷越大。     

考虑适配器弹性的潜射导弹出筒载荷特性研究

同心筒水下垂直发射导弹时潜艇是具备一定艇速的,相当于给弹体增加了侧向横流,其影响在弹体出筒阶段尤为显著,带来发射安全性和弹体结构载荷相关的诸多问题。为获得在时间和空间维度上置信度更高的导弹出筒载荷特性,并采用较少的假设,首次提出并建立了考虑适配器弹性约束和弹体三自由度的耦合求解流场和弹体运动的非定常数值模型。阐述了筒口气泡弹性对弹体载荷特性的影响,同时获得了出筒过程中的弹体运动、受载及适配器变形情况。仿真结果表明：由艇速产生的横流造成的振荡特性对导弹发射产生不利影响。结果可为同心筒水下垂直发射安全性评估和弹性结构设计提供研究方法。     

潜射导弹筒口气泡发展规律研究

燃气-蒸汽弹射过程中,导弹尾部离筒后的强烈水气交互作用形成的筒口气泡对导弹运动有一定的影响。利用动网格技术和MIXTURE模型对导弹弹射出筒后筒口气泡的发展情况进行了研究,探究了筒口气泡扩张、收缩和拉断的一系列过程,比较了泡内不同位置的压力变化和压力传递过程,指出了气泡形态跟泡内压力呈负相关的关系。仿真结果可用于工程预报。     

基于CFD的潜射导弹筒口压力场预测

基于无相变VOF模型和动网格技术,采用二维轴对称模型,对潜射导弹筒口压力场特性进行了仿真分析,获取了筒口气泡脉动规律及作用在筒盖上的压强变化特性数据,采用简化算法计算了筒盖上的总受载.对比表明,仿真结果与实测数据的处理结果比较接近,且具有更大的安全裕度,该方法可用于筒盖系统的受载预测和设计参考.     

舰船摇摆对舰载垂直热发射导弹出筒影响分析

舰船摇摆产生的过载对舰载导弹的初始扰动产生重要的影响。同时考虑舰船的横摇、纵摇和垂荡运动,采用极小化极大值设计方法,建立导弹在舰船摇摆运动影响下发射过程中的发射动力学模型,利用MATLAB计算得到两排适配器可行的布局位置,为导弹的总体设计提供参考依据。     

利用蒙特卡洛方法对导弹筒内弹道参数的分布进行分析

提出了采用蒙特卡洛方法对导弹筒内弹道参数的分布进行分析的观点，给出使用该方法的详细步骤。通过实例，为运用蒙特卡洛方法求解类似问题做出了有益的探索。     

引战配合特性对导弹速度的需求分析

通过分析舰空导弹的引战配合特性和弹目相对速度之间的关系, 得出在一定的引战配合概率下相对速度的范围值, 并以此确定导弹在弹目交会时能保证导弹有效毁伤目标的速度临界值.     

筒射型导弹弹射动力装置火药有用能利用系数研究

对筒射导弹弹射动力装置与发射筒之间3种不同安装方式的火药有用能利用系数进行分析计算,绘出其变化规律曲线,为导弹弹射动力装置设计者选择安装方式、计算装药量提供设计依据,有助于简化燃气．蒸汽弹射动力装置的研制过程。     

两种弹射方案对旋转发射架的振动影响分析

美国与俄罗斯战略轰炸机内部弹舱能够挂载旋转发射架,以旋转供弹方式发射巡航导弹.如战略轰炸机内部弹舱能挂载和投放炸弹,巡航导弹一般采取外挂式发射.这种发射方式气动阻力大,不利于飞机隐身.为国产轰炸机弹舱设计一种适用的旋转发射架,制定一种新式的投弹方案,不同于美俄主流轰炸机投弹的方式.分析两种投弹顺序下旋转发射架的振动情况.分析结果表明:投弹时保证剩余挂弹对称可减小旋转发射架的离心振动,更适合在国产轰炸机上应用.     

某型战术导弹弹射器的仿真研究

以某种新型的燃气式活塞弹射机构为研究对象, 运用经典内弹道学理论分析了整个弹射过程, 建立了弹射机构的数学模型, 并对该数学模型进行仿真.从仿真结果来看, 模型建立基本正确, 能够反映弹射真实情况, 对弹射器的设计有一定指导意义.     

潜基导弹动基座瞄准技术

系统分析和论述了国内外采用和正在研究的先进动基座瞄准技术,包括动基座调平、光电瞄准、传递对准、自主对准等多种对准方法在动基座中应用的原理,论述采用不同方式完成初始方位对准后平台系统变射向的方法,为进一步减小初始对准误差对导弹落点精度的影响,提出惯性/星光制导方案及在动基座潜基弹道导弹中的工作流程和工作方法。     

箱装导弹发射动力学分析与测试研究

为保障导弹发射安全,研究某导弹贮运发射箱设计可行性及发射过程中箱弹动力学特性.基于多体动力学理论,建立了发射系统动力学仿真分析模型,并利用Fluent软件建立了贮运发射箱流场分析模型.仿真分析结果表明:贮运发射箱与导弹适配性较好,能够满足导弹发射安全性要求.飞行试验测试结果验证了设计方案及仿真分析结果的有效性.     

机动发射导弹武器的系统效能分析

构建了导弹武器的系统效能指标体系,在某些参数已知的基础上给出了机动发射导弹武器基于ADC的近似系统效能评估模型。通过实例进行了检验,评估结果较为可靠,可以提高机动发射类导弹武器系统效能评估效率,为部队快速决策创造条件。     

潜射导弹水下动载荷识别仿真分析

选择了Haar小波这一既具有对称性，又是有限紧支撑的正交小波，构造了高精度动态载荷识别模型，使得在满足实测响应个数远远小于导弹自由度数的情况下，可以识别出比较精确的动态载荷．针对8自由度弹簧质量块系统，使用传统的模态变换识别方法和使用离散正交的Haar小波作为正交矩阵的小波正交算子变换法进行了比较分析，结果证实了基于Haar小波的识别方法的优越性．使用小波方法仿真识别了某型导弹的振动载荷，与给定的仿真载荷相比，能给出有一定精度的识别结果，从而证明了辨识方法的可行性．     

导弹发射动力系统发展研究

介绍并分析了导弹的各种发射方式以及各种不同发射动力系统的特点及发展趋势,可以看出导弹的弹射发射具有结构简单、技术可靠、适应性强等优势.比较了各种导弹弹射动力系统的优缺点,对具有很好发展潜力的燃气-蒸汽式弹射动力系统的基本组成和工作原理进行了重点阐述,并分析了其中的关键技术及其发展方向.     

近距格斗导弹发射分离安全分析

载机在大机动条件下发射近距格斗导弹的安全性是导弹发射系统研制中的重要问题。基于近距离格斗导弹发射系统,分析了导弹发射时影响载机安全的主要因素;建立了导弹在轨上运动和自主飞行2个阶段的运动学、动力学模型;通过对导弹气动特性、轨上运动、自主飞行和起控时间的仿真分析,提出了载机机动发射近距离格斗导弹的基本条件,以及载机安全发射近距格斗导弹应采取的措施。