某型气象探测火箭的气动力3维数值模拟

针对气象探测火箭载荷轻、速度高的特点,对气象探测火箭进行气动力3维数值模拟。以某型小口径大长径比气象探测火箭弹为基础,进行全弹建模与计算,分析其在跨音速情况下的气动力特性,验证了该种大展弦比刀形尾翼在小口径大长径比跨音速气象探测火箭弹上的可行性。结果表明,该分析可为小口径大长径比火箭弹的尾翼设计提供参考。

高速侵彻战斗部装药缓冲结构研究

为研究典型缓冲结构和缓冲材料对超高速侵彻战斗部装药防护性能的影响,降低侵彻过程中强过载恶劣环境引发的装药响应,采用LS-DYNA对战斗部以1400 m/s速度正侵彻混凝土靶进行数值模拟。通过对弹体侵彻过程中无缓冲装药力学响应分析,确定了缓冲结构设计的方向,研究不同材料、厚度的缓冲块和缓冲层对装药环境的影响。结果表明:缓冲块对装药前段保护效果明显,能显著降低装药应力和过载峰值;缓冲层结构则更趋向于提升装药整体应力变化的一致性,使装药整体应力环境变化更加均匀。所选缓冲块结构以30 mm厚聚碳酸酯最优,能使装药过载和应力峰值分别降低20%和34%;缓冲层结构以4 mm厚聚四氟乙烯最优,装药过载和应力峰值分别降低19%和9%。为高速侵彻战斗部装药缓冲结构防护提供一定参考。

基于TDOA的弹箭残骸轨迹定位监测技术研究

弹箭残骸舱段的准确定位和连续监测是实现弹箭残骸舱段回收的关键技术之一。根据弹箭残骸飞行轨迹的特点,基于多站到达时间差(time difference of arrival,TDOA)无源定位原理,设计了弹箭残骸舱段轨迹定位监测技术方案,根据多基站接收到弹箭残骸舱段主动辐射信号的时间差信息,采用Chan算法完成对弹箭残骸舱段位置信息的解算,实现对弹箭残骸轨迹的连续监测。采用火箭回收舱段飞行轨迹数据,对弹箭残骸轨迹监测技术方案的可行性进行了仿真验证,通过定位精度对比试验,分析了基站距离和基站构型对弹箭残骸舱段轨迹监测效果的影响,仿真计算结果表明:在正方形构型下,基站间距离越大,残骸舱段定位精度越高;在菱形、Y字型、正方形三种构型中,菱形构型定位精度最好。

机动模式下星箭组合体冲击振动研究

为了满足卫星在机动运输模式下的快速发射任务,卫星需经历振动条件相对苛刻的长时间公路机动运输环境。为测试卫星运输环境适应性,星箭组合体在机动运输状态下,经不同等级公路进行机动运输,采集运输过程中传递到卫星的振动、冲击等横向和纵向力学数据,对数据进行处理、仿真分析,验证卫星运输过程中结构及各分系统单机疲劳破坏或失效情况,为机动快速发射装备选型提供技术支撑。

基于有限元分析的导引头碰断开关胶合热力学仿真研究

碰断开关组件是导引头的重要组成部分,通常安装于导引头壳体内部,为导弹触发引信提供触发信号。随着导引头技术的发展,碰断开关的安装位置发生了前移,并用极薄的覆铜带线通过特定的胶粘接于整流罩上。这种碰断开关的改变,使得“哑弹”的发生率大大降低,同时也提高了打击的速率。然而,弹体在实际飞行过程中的情况非常复杂,除了高速飞行摩擦空气产生的热量以外,还有风阻带来的挑战,而这些会直接作用于整流罩上,传导至碰断开关,因此,覆铜带在导引头飞行过程中的热学、力学环境中的状态,对整弹工作可靠性与系统稳定性控制会产生十分重要的影响。通过工程计算,利用有限元仿真手段模拟导引头的工作环境,解算出粘接胶的极限热力学参数,这将为导引头碰断开关的装配提供关键依据。

火箭脉冲矢量控制弹道特性分析

针对某近程单兵火箭弹的脉冲控制问题,建立了有控弹道模型。研究了脉冲矢量控制下的飞行弹道特性,分析了脉冲个数、大小、布置位置、转速及脉冲工作时间对弹道修正能力的影响,并给出了脉冲矢量控制方案设计时应注重的要点。分析结果为近程火箭弹的脉冲控制设计提供了一定的依据。

基于Matlab的弹道蒙特卡洛仿真研究

分析了火箭弹在飞行中所受的随机干扰因素,提出了在 Matlab 下构建六自由度仿真模型时这些干扰因素的处理方法,给出了在 Matlab 下应用蒙特卡洛方法仿真随机干扰因素的具体步骤。其中弹道风的影响使得不仅在求解气动力时要考虑弹体与空气的相对运动,而且原来在速度坐标系给出的弹体质心动力学方程也需要作相应的凋整。文中建立了包含随机干扰因素的弹道仿真通用模型,通过对火箭弹射击精度的仿真,验证了弹道偏差形成的一般过程,说明了仿真模型和仿真方法的有效性。

火箭弹离轨参数测量中的图像处理方法

根据高速摄像系统在火箭弹离轨参数测量中的应用,介绍了火箭弹离轨参数测量原理,提出了帧相减、相关滤波定位、轴线自动提取等多种图像处理方法,并将这些方法应用于工程实际。实践表明,在利用帧相减和边缘跟踪技术进行粗定位的基础上,采用相关滤波技术在小区域进行定位可以减少计算量,使定位精度达到0.2个像元,而在轴线自动提取中,用灰度图像形态学边缘检测方法,可使姿态角测量精度优于0.5°。

火箭弹简易控制系统分析

简单概述了目前火箭弹武器所采用的简易控制系统的特点 ,分析了火箭弹简易控制系统总体方案的设计思想及设计依据。对姿态控制系统方案、系统特点以及姿态控制系统敏感元件及执行机构的选择依据进行了详细分析 。

动静不平衡度对旋转火箭弹散布影响的实验分析

利用旋转火箭弹动、静不平衡度的测试、修正及密集度试验，获得了动静不平衡度的分布规律、量值大小及其对该类火箭弹散布的影响规律．经过对实验结果的对比分析，证明了动静不平衡度都是影响旋转火箭弹散布的主要因素，并为今后的火箭弹设计。

导弹非金属薄弱环节贮存寿命快速评估

目的科学评估某型导弹4类80种非金属薄弱环节的贮存寿命。方法建立由分析、试验、评估、验证等4个层次工作组成的贮存寿命快速评估流程。以实验室加速老化试验、自然环境试验、对比试验、经验数据分析为手段,按照基于实验室加速老化试验结果定量评估、基于已有加速老化试验数据定量评估、基于对比加速老化试验结果半定量评估、基于近似产品经验数据定性评估等4种方法开展了试验评估工作。结果以天然橡胶1161、JZ101-67高阻尼减振器、天然橡胶1157、特221润滑脂等4种非金属薄弱环节为4种方法应用示例,得出了4种非金属薄弱环节贮存寿命都大于23年的评估结果。结论 4种非金属薄弱环节多能满足延寿工程的要求。

某火箭弹尾翼展开过程分析

针对火箭弹飞行过程中的尾翼展开强度问题,以某火箭弹尾翼为对象,通过尾翼展开过程的理论分析,建立了尾翼展开分析模型,分析了尾翼展开过程中展开角和转速随时间的变化关系以及所受外载荷情况。基于分析所得载荷条件,采用数值模拟方式分析了两种不同结构尾翼展开过程中与尾翼座形成冲击时的应力响应情况。通过外弹道飞行试验对分析结果进行了验证。结果表明,分析结果与试验结果具有较好的一致性。

固体火箭发动机密封结构设计参数分析

采用橡胶材料的Neo-Hookean本构关系和非线性有限元法,建立某型固体火箭发动机密封结构的二维轴对称模型,计算出橡胶O形圈在安装和工作状态下的变形和应力。据此对影响密封性能的各因素进行分析,讨论了初始压缩率、密封槽结构参数以及法兰位移等典型参数对橡胶O形圈密封性能的影响。文中的方法和结果对固体火箭发动机密封结构的设计具有一定的指导意义。

火箭弹电点火具安全性改进研究

火箭弹常因桥丝式电点火具电性能的缺陷而意外发火造成事故,而且随着现代战场及勤务处理电磁环境的日趋恶劣,事故会越来越多。文中介绍了火箭弹电点火具安全性改进的研究情况。

基于MR/GPS的弹体姿态解算方法研究

捷联安装在弹体上的磁阻传感器在探测地磁矢量的过程中存在探测盲区。在盲区内姿态转换矩阵由于奇异性而造成不可解的现象,对此可借助于GPS测量得到的弹道信息,应用拟牛顿方法来进行姿态解算。通过对实验数据的仿真分析表明:该方法在避开对矩阵求逆运算的同时,能得到与牛顿法相近的收敛速度及求解精度。

高旋火箭弹增程稳定性设计及气动特性分析

针对旋转稳定火箭弹提高射程和增大飞行速度带来的飞行不稳定问题,进行了基于稳定飞行的转速设计,并利用FLUENT软件和用户自定义函数UDF,在旋转壁面边界条件下对火箭弹进行气动特性仿真,分析了火箭弹阻力系数、升力系数和马格努斯效应随攻角的变化规律。结果表明:在设计转速为2827.43rad/s下,气动仿真和外弹道仿真结果能够满足火箭弹飞行稳定性要求,从而为火箭弹增程设计提供了依据。

基于地磁传感器的点火脉冲选择策略分析

采用小型脉冲推力器组修正弹道偏差是提高火箭弹射击精度,减小落点散布的有效方法。但脉冲推力器的点火时机对射弹落点的控制能力有很大的影响,如何从脉冲发动机组中选择点火是弹道修正过程中的关键环节。文中在旋转弹有控弹道模型的基础上,提出了一种借助于地磁传感器测量,来控制脉冲推力器适时点火的策略。地磁传感器测量的数据不仅用于解算弹体飞行姿态,同时可通过计算给出点火脉冲发动机选择的方向基准。

地磁感应线圈法探测火箭弹的滚转运动

为了对火箭弹实施简易控制,需要实时探测火箭弹滚转角度.本文给出了完整的感应电动势与弹体运动关系,提出了基于记录感应电动势过零点来探测火箭弹滚转角的方法,讨论了探测盲区的形成条件.利用该方法组成的测试系统结构简单,容易实现低成本和高工作可靠性,适合实时测试的要求.

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。

单兵火箭弹自主式初速存储测试系统研究

针对某单兵火箭弹初速散布比较大的问题,本文提出了一种基于感应线圈经过磁铁产生感应信号进而测速的单兵火箭弹自主式初速存储测试系统,实现单兵火箭弹能够自主式测速的目的.介绍了系统的各组成部分及工作原理,分析设计了高速采样实现、触发、信号处理等关键技术.通过静态模拟实验和动态实弹实验验证,试验结果表明该系统测得速度误差在-0.34 m/s～+0.26 m/s范围内,测速精度高,可靠性达到100%,满足弹丸初速测试系统的要求.