某型弹射机构钢珠收口工艺研究

针对某型弹射机构现有钢珠收口工艺合格率低的问题,通过对现有收口工艺方法进行分析,设计改进收口工装夹具,依据收口技术要求,研究细化收口合格品的判定标准,并通过设定收口外观模拟试验、内孔通过性模拟试验、压出力模拟试验和收口后试装检查要求研究确定收压力、收压时间等收压参数,最终形成新的钢球收口工艺方法。新的钢球收口工艺汲取了现有钢珠收口工艺的优点,在收口工装夹具、工艺方法、工艺流程和参数调整等方面均得到了较大提升,进一步提高了产品质量,同时为同类产品的钢球收口提供了方法和思路。

二级活塞式弹射机构动态仿真与分析

运用经典内弹道和气体动力学理论 ,建立了二级活塞式抛放弹弹射机构的数值计算模型 ,对某型号二级活塞式弹射机构工作的全过程进行了模拟计算 ,分析了不同参数对其弹射效果的影响 .计算结果与实验结果相符 .

抛放弹弹射机构优化设计

该文应用内弹道、气体动力学和优化设计理论建立了抛放弹弹射机构的优化设计模型。针对某一类型的弹射装置 ,应用复合形优化方法对影响悬挂物 (导弹或炸弹 )的弹射性能的若干参数进行了优化设计。计算实例表明 ,通过优化设计得出的设计变量参数 ,可以使悬挂物的最大弹射加速度明显减少。该优化设计模型为改进现有型号的气动力工作性能提供了有力工具。

导弹弹射机构的建模与仿真研究

根据热力学运动定律建立的氮气作动筒的数学模型与机构的等效动力学模型耦合起来,组成了整个弹射机构的数学模型。采用Matlab中的ODE45解算器可以求解该模型进而对机构进行仿真。仿真的结果表明,作动筒气源的压力以及弹体质量的变化对弹体分离时的线速度和俯仰角的影响不显著。

导弹弹射机构的建模及优化设计

建立了某导弹弹射机构的运动学和多体动力学数学模型,用机械等效动力学方法对机构进行分析。根据经典优化理论,在MATLAB中编写优化程序,对机构进行优化设计,从而获得符合设计要求的机构的最佳几何尺寸和气缸力。

矩阵法在剪式平面弹射机构误差分析中的应用

剪式平面弹射机构采用高压冷气为动力源,通过气缸-活塞的水平运动推动平面连杆机构,进而推动导弹垂直向下运动,完成弹架的有约束强制分离。弹射机构的加工及安装误差,直接影响导弹的分离姿态。在对剪式弹射机构建模的基础上,采用矩阵分析法对弹射机构进行了位置误差分析。经过对机构参数不同误差的计算,找出了对机构位置误差影响较大的因素,为弹射机构精度设计和控制提供了理论依据。

某天线弹射机构方案设计

通过对某天线弹射机构设计方案选择和设计的论述,说明了在微、小型空间进行往复式弹射机构设计时的一种方法和需要着重考虑的几个问题,可以作为同行进行类似设计时参考。

高速风洞投放试验弹射机构及试验研究

新一代战斗机超声速内埋武器投放需要进行分离安全性评估。针对内埋武器高速风洞投放试验的需求,设计了一套新型双气缸弹射机构。使用三维建模软件开展了弹射机构的结构设计。基于气缸无杆/有杆腔内压力方程、储气罐与无杆腔流量方程、有杆腔与大气相连的流量方程以及活塞驱动力方程等,建立了弹射过程的数学模型,并利用运动仿真软件对所设计的弹射机构进行仿真分析,验证了结构的合理性。设计了弹射机构伺服控制系统,利用电气伺服阀及相关控制元件实现对弹射机构的控制。在中国航天空气动力技术研究院FD-12风洞中开展了试验验证(马赫数1.5)。结果表明:当前后气缸压力不超过1.0 MPa时,载弹最大弹射速度可达5.68 m/s,满足设计要求与使用需求。

贮气弹射机构发射过程建模及其影响因素分析

为保证有效载荷内部结构及设备在弹射过程中不被损坏且分离速度和姿态可控,需要严格控制弹射过程的速度和指向。介绍了一种导向筒导向的弹射机构,对其弹射过程进行了计算和试验验证,并对贮箱容积、温度及贮箱压力等指标对弹射速度的影响进行了分析,启动压力和贮箱容积对弹射速度影响最大,能量损失对速度影响较小,从而给出了调整弹射速度的主要方式。

故障树分析技术在某型发射装置弹射机构中的应用

为找出发射装置弹射机构的薄弱环节,以发射装置弹射机构无法弹射为顶事件建立故障树,采用故障树分析法,找出导致顶事件发生的各种原因和原因组合,在统计分析电子元器件、结构件和液压元件故障发生概率的基础上开展了故障树定量分析。在各底事件中电子元器件的重要度较高,结构件和液压元件的重要度较低,在研制中对电子元器件应重点关注。

基于ADAMS的机载导弹弹簧蓄能弹射机构性能影响分析

针对目前我国机载导弹普遍采用的冷弹射和热弹射发射的缺陷,提出了一种利用EHA(电静液作动器)压缩弹簧来蓄能的新型弹射方案;利用动力学仿真软件ADAMS对其弹射机构性能影响因素进行分析;结果表明,当弹射行程在120~170 mm,弹射杆直径为50 mm或60 mm,弹射间隙小于30 mm,悬挂物质量小于200 kg时,此弹射装置可以满足悬挂物分离的技术要求。该研究与论证工作对于机载弹簧蓄能弹射装置的设计与优化有着较大的参考价值。

基于AMESim机载导弹液压弹射机构仿真研究

针对传统机载导弹弹射装置存在的问题,设计出一种以蓄能器提供弹射流量、伺服阀作为核心控制元件的液压弹射机构。论述液压弹射机构工作原理,对其元件参数进行了计算,利用AMESim软件建立其仿真模型。仿真结果表明:液压弹射机构能够在60 ms内使导弹运动速度达到8 m/s,在20 ms内达到98%的缓冲效率。

基于AMESim的机载导弹液压弹射机构动态特性研究

针对传统机载导弹弹射装置存在的问题,设计一种以蓄能器提供弹射流量、伺服阀作为核心控制元件的液压弹射机构。论述了液压弹射机构工作原理,利用AMESim软件建立其仿真模型。仿真结果表明:在弹射过程中,蓄能器气体腔容积、液压缸无杆端活塞面积与液压杆伸出速度成正相关,液压缸有杆端活塞面积与液压杆伸出速度成负相关;在缓冲过程中,活塞杆的末速度及缓冲腔压力与凸缘前端与活塞内腔壁间隙成负相关。

基于工程车机械手气动夹取及弹射机构的设计与试验研究

针对工程车机械手夹取中小型物品操作复杂和不可靠的问题,提出了用气动装置来夹取及弹射中小型物品。利用Solid Works软件进行了三维设计,Simulation对取弹爪横移导轨进行了仿真,结果表明:在取弹爪翻转取弹过程中,横移导轨最大位移不超过0.3 mm,外载荷对其几乎没有影响。选取6060铝合金制作了工程车实物样机,尺寸为730 mm×640 mm×605 mm。试验测试结果表明:从测试数据得到弹射轨迹拟合曲线可看出装置弹射位置设计符合要求;采用气动夹取及双汽缸弹射能够较好地满足一定范围内的中小型物品的夹取及弹射。该装置解决了试验中对位夹取刮擦物品,汽缸动力不足,弹射力度不够等一系列问题。

小行星着陆附着系统弹射机构设计

小行星弹射着陆附着系统弹射机构用于将锚装置以一定初速射向小行星表层,从而实现着陆器在小行星表面的有效固定。弹射筒与延时作动器组成了一个火工弹射机构,弹射筒将锚装置以一定的速度弹出;延时作动器是锚装置的重要组件,采用机械式触发,用于在锚装置射入小行星表面以后延时将锚装置内部机构强力展开,起到增大锚装置附着力的作用。弹射机构弹射锚装置相对于弹射锚装置配质量的弹射速度大幅下降,是由于延时作动器的延期针刺雷管工作后产生高压燃气,推动延时作动器的推杆反向撞击弹射筒活塞,与活塞形成了一个类似于"空气弹簧"造成的。通过增加延时作动器卡箍的方式将推杆击发雷管后锁住,达到防止反弹撞击活塞降低弹射速度的目的。该设计方式对弹射机构的内部结构设计提供了一种新的思路和方法。

科普展品“滑车接球”弹射机构一种新形式

对展品“滑车接球”进行简要介绍,对其弹射机械机构进行了简述,分析了其弹射机械机构故障率高的原因。针对原有机构的问题,提出一种新的“滑车接球”的新弹射方式,提高了此展品的可靠性。

套筒式弹射机构及其工艺试验

随着现代飞行器的飞行速度的日渐提高,其乘员的逃逸救生条件变得愈加严酷。本文从基本原理出发,介绍了弹射过载对人体的损伤情况,弹射机构的工艺测量要素,最后从系统数模的理论推导入手,结合作者多年的实践,提出了利用试验环境温度确定丰满系数从而计算出弹射初速的公式。以此来代替传统的试验实测可大大减少人力物力。

空空导弹变胞型弹射分离机构技术研究

为满足战机在全飞行包线下安全发射分离空空导弹,空空导弹相对战机的分离姿态需要大范围自适应可调,现阶段只能产生固定分离姿态的弹射分离机构已不满足要求。针对该问题,提出变胞型弹射分离机构设计概念,在弹射机构特定铰链处采用变胞PR-R运动副代替传统的铰链运动副,实时改变弹射机构前推臂、后推臂对导弹的弹射作用力,从而实现导弹弹射分离姿态的大范围可调。建立变胞型导弹弹射机构的多体动力学模型,进行了动力学仿真分析。结果表明,所提出的变胞型弹射机构设计概念能够大范围调节导弹弹射分离姿态角速度,为机载导弹弹射机构进一步实现实时智能化控制奠定了基础。

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。

高g值引信测试弹射切入机构研究

分析引信测试的基本方法,针对一种新的高g值引信测试装备的关键部件-弹射切入机构进行了深入研究.根据弹性势能公式、能量守恒原理与简谐振动方程,推导出弹射弹簧相对质量,弹簧刚度与弹射周期的计算式.利用概率统计原理对实验弹射速度误差与弹射机械系统时间分布函数进行了分析,预测了系统时间误差.实验结果表明切入机构性能达到设计指标要求.本方法对实现高g值引信测试,提高引信测试技术水平具有实际意义.