火箭撬试验长直轨道测量控制网的建立及精度分析

火箭撬试验在航空航天、兵器、电子、核武器研制中具有重要的试验价值,为了建立轨道测量控制网、实现火箭撬试验中时空位置参数的测量,本文提出了一种基于边角混合交汇平差模型的组合测量方法。首先,构建了基于全站仪测角信息与激光跟踪仪测距信息的混合交汇平差模型,定义了构建测量误差矩阵的原则,并采用非线性最小二乘法对全局坐标进行了最优估计;其次,采用蒙特卡洛法对测量设备布局和混合交汇平差模型的精度进行了仿真分析,仿真结果表明,测量设备布设在测量范围内的中间位置,可使整体位置标坐标测量误差达到最小,进一步减小平差模型中初始值误差,提高模型解算精度;最后,在某火箭撬试验场地进行了实验验证,在669 m的测量范围内,整个轨道测量控制网的位置标距离标准差为0.19 mm,验证了长直导轨测量中边角混合平差模型的可行性,该方法对全量程测量任务具有重要参考价值。

地面对双轨超声速火箭橇的气动特性影响研究

地面对动态滑行状态下双轨火箭橇的气动特性有较大影响。本文采用尺度自适应(SAS)方法和动网格方法结合的策略对Ma 2的双轨火箭橇进行数值模拟,研究了地面导致的流场变化、气动力及其时域和频域特性。结果表明,激波和压缩波在地面设施的反射会导致双轨火箭橇下表面出现6处额外的高压区,其中4处的形状和强度会随反射位置发生变化;地面导致升力时均值提升了9.6倍;气动力呈现明显的同频周期性振荡,升力振荡幅值为时均值的28.6%,阻力振荡较小。为双轨火箭橇的减阻减振工作提供参考依据。

高超声速火箭橇气动特性优化与风洞试验

为研究如何在不额外增加稳定装置的基础上提高超声速条件下火箭橇的在轨运行稳定性,基于数值分析方法开展了高超声速火箭橇气动特性优化设计,并通过风洞试验对优化后的橇体进行了不同工况下的气动特性研究。建立了基于SST湍流模型、N-S控制方程的火箭橇气动特性数值分析方法,通过经典双椭球模型对计算方法的准确性进行验证。基于气动特性数值分析方法开展橇体气动外形设计,对整流板俯仰角、侧偏角以及前、后滑靴的位置进行优化。通过风洞试验对优化后的橇体进行不同工况下的气动特性研究,分析马赫数、雷诺数以及轨道和地面效应的影响。研究结果表明:火箭橇高超声速气动特性数值分析方法的精度约为86.94%,可以用来模拟火箭橇在高超声速流场中的气动特性;在Ma=5时,优化后的模型相较于优化前的模型,气动阻力减小了约23.57%,气动升力减小了约38.49%;随着马赫数的增加,橇体阻力系数呈下降趋势,当Ma从4增加到6,橇体的阻力系数下降约19.98%;橇体升力系数与俯仰力矩系数均随着雷诺数的增大而增加,Ma=5,当雷诺数从1.80×10^(7)变化到3.60×10^(7)时,橇体的阻力系数与俯仰力矩系数分别增加约8.95%和13.09%;轨道和地面会导致橇体阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数同时增加,其中俯仰力矩系数的变化最为显著,3组对比试验的俯仰力矩系数平均增量约为992%。该研究可为高超声速火箭橇设计提供数据支撑,具有一定的工程应用价值。

高超声速火箭橇凿削磨损机理分析

针对高超声速下火箭橇运行过程中凿削磨损产生的机理模糊不清问题,基于有限元-光滑粒子流体动力学法(FEM-SPH法),利用有限元软件ABAQUS构建了三维火箭橇靴-轨模型,FEM-SPH法是一种既能保证计算精度,又能克服网格畸变的新型模拟方法。在该模型中,滑靴和轨道所使用的材料分别为VascoMax 300钢、AISI 1080钢,并赋予各自材料属性,通过设定航向速度为2000 m/s,竖直速度为2.5 m/s以及温度为673 K,模拟了高超声速下靴-轨凿削磨损现象的演变过程。模拟结果表明:凿削磨损是在高温高应力作用下和靴-轨之间形成嵌入式结构后,经过持续地破坏滑靴底部所产生的,最终形成泪滴状蚀坑。进一步分析表明,竖直速度和温度的增加都会提高凿削发生的概率。在航向速度为2000 m/s、初始温度为673 K时,竖直速度超过1.50 m/s就会发生凿削现象;在航向速度为2000 m/s、竖直速度为2.5 m/s,温度超过293 K就会发生凿削现象。该研究成果不仅有助于高超声速下靴-轨凿削磨损的产生机理进一步完善,还为高超声速火箭橇试验的安全发射提供了新的理论支持。

基于火箭橇的变马赫气流扩张通道研究

针对火箭橇气流通道装置开展设计与数值模拟研究。首先,将气流扩张通道内部划分为初始源流膨胀区、消波区和均匀流试验区,然后,应用Foelsch方法对初始膨胀段型线进行设计,采用基于轴线马赫数预设的特征线方法对过渡消波段进行设计,最后,针对扩张比为2.5的火箭橇气流扩张装置,在运行速度为1.5Ma、2Ma、2.5Ma和3Ma条件下开展数值模拟分析,结果表明,通道进口膨胀波随着运行速度的增加而减弱,1.5 Ma速度条件下的相对压力峰值为0.14 MPa,3 Ma速度条件的相对压力峰值为0.018 MPa,相对压力峰值下降约87%,使进口条件得到改善,最大马赫数模拟偏差为3.9%,静压模拟偏差为6.5%。

火箭橇滑块高速重载磨损行为的研究进展

火箭橇试验是高超声速技术领域的技术基础,已成为世界范围内高端装备博弈的热点之一,开展火箭橇系统的运维与损伤控制研究尤为重要。作为火箭橇与火箭滑轨连接的纽带,滑块是火箭橇试验在高速重载工况下可靠服役的关键。火箭橇滑块在特定服役工况下的磨损,威胁着火箭橇试验系统的可靠运行和长寿命服役安全,更是制约火箭橇发展和应用的主要技术瓶颈。因此,开展火箭橇滑块高速重载磨损行为研究具有重要的理论价值和工程意义。本文首先介绍了国内外火箭橇试验系统的发展沿革与现状;进而,基于试验、模拟仿真、试验与模拟仿真结合,综述了火箭橇滑块高速重载磨损行为的研究进展。最后,着眼于模拟手段、高性能新型金属材料设计与制备、表面防护涂层等展望了解决火箭橇滑块磨损的可行途径,旨在为极端工况下材料服役损伤行为与控制技术提供借鉴与参考。

基于光电标签的火箭橇全程测速技术研究

火箭橇试验在兵器研制和性能测试上起着至关重要的作用,现有火箭橇测速方法均存在一些不足之处,针对火箭橇试验中全程速度测量难题,提出了一种基于光电标签的火箭橇全程速度测量方法;建立了光电标签的探测模型,对光电标签的原向反射特性进行研究,分析并仿真了传感器在动态测量中的信号变化过程,基于信号的频率特性对光电探测器件与信号处理电路进行选型,设计并搭建出硬件测量电路,对系统进行了测试与验证;实验结果表明:传感器对光电标签的探测距离可达40 cm,系统速度测量范围满足了火箭橇试验在兵器靶场上的应用,与传统方法相比,光电标签法成本更低、易实现,在火箭橇全程速度测量中有更广泛的应用场景。

单轨火箭橇-发动机一体化设计

针对传统单轨火箭橇系统零部件附加质量过高的问题,提出了一种由发动机和滑靴组成的箭橇一体化结构,采用三维欧拉-伯努利梁单元对火箭橇系统进行离散,对滑靴位置做寻优计算,发现中滑靴处于前后滑靴的中间位置时,系统振动量最小,位置分布最优。设计了3种滑靴与发动机壳体连接的方案:(1)滑靴通过锯齿形焊缝与发动机壳体包覆连接,(2)发动机壳体直接堆放在滑靴靴体上,(3)滑靴通过支撑板过渡件与发动机壳体连接。采用橇-轨耦合动力学方法计算方案2和方案3的在轨安全性,方案3的火箭橇系统力学环境更优,其系统附加质量比传统单轨橇降低了73%。最后,开展了箭橇一体化验证试验,验证了箭橇一体化设计方案的合理性。

火箭橇运行稳定性分析与试验验证

为突破多因素耦合作用下高超声速火箭橇系统设计边界控制等关键技术,支撑火箭橇试验速度由超声速向高超声速跨越。以高超声速火箭橇试验的主要失稳原因分析为着手点,从结构和系统角度构建出靴轨结构强度判据和极限冲击速度判据以约束设计边界。基于橇-轨耦合动响应分析方法研究靴轨间隙、轨道不平顺度对火箭橇稳定运行的影响规律,判定火箭橇系统在轨道上的运行稳定性,指导试验系统优化。最后对优化后的系统进行试验验证,系统在轨运行状态正常,满足设计要求。结果表明,高超声速火箭橇稳定运行判据能够指导高超声速火箭橇试验系统的设计,具有一定的工程应用价值。

基于橇载喷管背压控制的引射装置设计与研究

为解决火箭橇试验橇载喷管背压过高的问题,验证引射装置设计的可行性,建立了二维引射性能预估模型,利用Fluent软件,并采用k-ε湍流模型,研究引射装置及其关键设计参数对喷管内部流场的影响,揭示了试验装置内外流场掺混机理。数值分析结果表明:引射装置适用于大扩张比、低Ma数试验工况;引射装置总压、引射流量越大,引射效应越明显,引射装置与喷管尾端的距离、引射角度大小与引射效率呈负相关,设计中应保证引射装置燃气/空气流量比为0.75以上,引射位置在中部和后部时激波前的试验面积分别增加了0.42、0.75 m2;引射装置的加入使得试验段平均马赫数由2.6提升至3.3,均匀度提高约72%。

火箭橇滑靴用30CrMnSiNi2A钢的静、动态力学行为

30CrMnSiNi2A钢因其良好的塑性、韧性及抗冲击性能,已作为滑靴材料应用于高超声速火箭橇试验中。获得30CrMnSiNi2A钢宽温度域、宽应变速率范围内的本构模型是基于数值方法开展火箭橇刨削问题研究的必要条件。通过准静态压缩实验和动态冲击实验研究了30CrMnSiNi2A钢在25~800℃温度区间、0.0005~10000 s^(-1)应变速率范围内的静、动态力学性能,分析了应变速率和温度对30CrMnSiNi2A钢流动行为的影响,讨论了该材料的应变速率敏感性和温度敏感性,并进一步利用准静态压缩实验数据与动态冲击实验数据,建立了能够考虑应变速率和温度效应的Johnson-Cook本构模型。结果表明:30CrMnSiNi2A钢的极限抗压强度并非单一地随应变速率的变化而变化,并且应变速率对极限抗压强度的影响不大;不管是承受准静态压缩还是动态冲击,30CrMnSiNi2A钢均表现出较强的热软化效应,温度敏感系数随着温度的升高而升高;Johnson-Cook本构模型能够有效预测出不同温度、不同应变速率条件下30CrMnSiNi2A钢的真实响应行为。

翼型火箭橇弹橇分离过程气动特性研究

针对翼型橇终点效应试验攻角控制问题,采用基于耦合流场数值模拟方法与刚体六自由度运动方程的被试品飞行攻角工程预示程序,获取了弹-橇分离过程中被试品攻角和特征位置处弹-橇相对位置与飞行时间、距离的关系,分析了地面效应、橇体气流扰动作用下被试品气动力矩变化趋势,研究了预置攻角、分离速度、轨道参数对分离过程中被试品压心位置及攻角变化的影响规律,为翼型橇弹-橇分离方案优化设计提供技术支持。

火箭橇弹射救生试验测试技术现状及发展趋势

通过查阅大量国内外飞机弹射救生文献资料和实施多次火箭橇弹射救生通道清理试验,对火箭橇弹射救生试验测试技术进行了系统梳理,从光学图像测试和力学测试这2个方面对通道清理、座椅弹射、氧气供给、人-椅分离、乘伞下降和安全着陆这6个试验分系统凝练试验测试内容,并按测试对象进行相应测试方法介绍,提出未来火箭橇弹射救生试验测试将朝着火箭橇平台高超声速试验能力、飞机变姿态试验和测试系统智能安全小型化的方向发展。

固体火箭发动机火箭橇过载模拟试验方法

以火箭橇作为过载加载平台和回收载体,通过结构强度及振动模态仿真确定火箭橇系统结构,设计推力控制方案满足试验弹道要求,建立了固体发动机火箭橇地面过载模拟试验方法。在国内首次开展了全尺寸固体发动机火箭橇试验,橇体大于16g的航向过载持续时间约为2.258 s,满足设计要求,试验全程监测并采集到发动机压强及振动数据。被试发动机在过载条件下出现了与飞行试验相似的压强振荡特性,复现了导弹飞行过载诱发的固体发动机不稳定燃烧现象。

火箭橇加载试验技术研究

根据空气动力学和火箭发动机的相关理论,针对600 m长无缝滑车轨道,对搭载50 kg有效载荷、速度为45 m/s和搭载100 kg有效载荷、速度为200 m/s的两种双轨滑车进行了理论估算和试验验证。试验中,滑车的速度测试采用磁感应法、激光法和高速摄影法三种方法。试验结果表明,三种测试方法获得的滑车速度值一致,测试结果与理论计算值符合得较好。

高能固体发动机火箭橇试验及数值模拟

为了对高能固体火箭发动机进行冲击安全性评价,进行了480 mm×640 mm高能发动机的火箭橇冲击试验,试验结果表明,高能发动机在冲击作用下存在无反应、燃烧和爆炸3个反应级别,且明显受到推进剂损伤程度的影响,测试获得了各反应级别对应的冲击速度区间,并分析了推进剂损伤对反应剧烈程度的影响规律。建立了高能发动机冲击起爆的数值仿真模型,该模型基于计算单元压力大小作为是否起爆的判据,可用于分析冲击起爆的初始位置,计算结果与试验基本吻合,验证了仿真模型的正确性。该项研究可为高能发动机冲击安全性研究与评价提供参考。

惯导系统火箭撬试验数据处理方法(英文)

惯导系统火箭橇试验技术在国内还属于一门新兴的试验技术,刚处于起步探索阶段。惯导系统火箭橇试验是验证惯导系统在复合环境下的误差模型、评定制导系统误差模型精度以及分离大过载条件下惯导系统误差系数的有效手段。主要探讨了惯导系统的误差模型,提出了基于火箭橇试验的动态条件下的误差分离和数据处理方案,并对火箭橇试验中数据处理方法进行了分析。这些研究为在我国进一步开展惯性装置火箭橇试验研究提供理论基础。

面向火箭滑车底盘设计的变密度多载荷拓扑优化方法

针对火箭滑车底盘设计中的应用,提出一种变密度多载荷拓扑优化方法.在分析火箭滑车底盘优化设计要点的基础上,采用变密度多载荷拓扑优化方法,基于ANSYS系统实现了火箭滑车底盘的拓扑优化建模和求解,并对滑车底盘拓扑优化结果进行处理及分析,获得火箭滑车底盘的结构优化布局.实例结果表明,该方法能够提高产品设计质量与效率,可以为火箭滑车设计人员提供参考.

冲击片雷管在大型战斗部传爆序列中的应用

针对大型战斗部高安全性、高可靠性的起爆要求,设计了一种以冲击片雷管起爆传爆药柱的直列式传爆序列,分析了试验用冲击片雷管的起爆感度,并对冲击片雷管在静态以及动态条件下的传爆性能进行了试验验证。结果表明:冲击片雷管在70℃、-40℃、常温以及1.6mm的传爆间隙条件下,能够可靠起爆聚黑传爆药柱;在高速740m/s、低速370 m/s条件下传爆序列能够可靠传爆并作用,试验结果说明冲击片雷管的起爆性能满足大型战斗部的要求。

火箭橇水刹车高速入水冲击数值模拟

针对目前对火箭橇水刹车高速撞水研究的不足,采用流固耦合方法进行了数值研究,得到了超空泡、水隆起、溅水、水压力等水形态,获得了水刹车的速度、加速度和阻力系数随时间的变化曲线。研究表明:水刹车刀片和侧板头部形成的超空泡对水阻力影响最大、水隆起影响次之、溅水则基本无影响,水刹车阶梯式入水结构可以有效降低入水冲击力峰值。所采用的方法为火箭橇水刹车设计提供了依据,可为其他相关物体高速入水问题研究提供参考。