双轨火箭橇全时程动力学仿真分析研究

随着用于武器系统的新理论、新技术和新材料的发展,火箭橇的应用越来越广泛。本文针对双轨火箭橇系统,建立了橇轨-滑车系统的动力学分析模型。建立了橇车三维实体模型的简化与优化匹配方法,推导了考虑阻尼、橇轨间隙以及不平顺度的火箭橇运动动力学方程组并进行了求解。对于橇车动态特性计算问题、橇车设计与载荷预测,具有重要的理论与应用价值。     

位移约束下火箭橇结构拓扑优化方法研究

兼顾安全性与经济性的高性能结构优化设计是结构设计领域的重要需求,面向火箭橇结构的拓扑优化设计对火箭橇试验具有重要意义.本文在火箭橇结构动力学仿真分析的基础上,基于变密度法建立了火箭橇结构的拓扑优化模型,利用伴随矢量求解了目标函数与约束函数关于设计变量的灵敏度,通过移动渐近线算法驱动了设计变量的更新迭代,最后对拓扑优化设...     

一种基于火箭橇轨道的动基座重力 测量系统评价方法

传统的重力仪精度评价方法为重力仪测量值与静态定点值或飞行状态下的重力线网格参考值进行比较,根据差值或相对异常值来评价重力仪的精度指标,但其缺点是飞行轨迹重复性差.火箭橇轨道是进行火箭橇测试的重要组成部分,它严格按照设计建设,长达数公里,拥有完整已知的地理数据信息,且沿着火箭橇轨道布有众多的绝对重力基准点.提出一种基于火箭橇轨道的重力测量系统评价方法,通过火箭橇轨道上的众多绝对重力基准点和重力仪测量得到的重力值比较,评价重力仪的精度指标性能.其优点是该方法能够连续、快速、可重复评价重力测量系统的精度指标,为重力仪研制提供精确的评价手段和鉴定方法.     

单轨火箭橇阻力板刹车技术研究

简要介绍了火箭橇刹车技术, 着重阐述阻力板刹车技术原理, 阻力板设 计、优化方法,并以某型试验为例,对阻力板在多级单轨火箭橇试验中的应用方法以及 阻力板设计,气动仿真结果进行详细分析和研究。该研究首先通过气动仿真分析对已完 成试验的火箭橇进行气动分析计算,通过对比试验结果验证分析计算的正确性;再通过 相同的方法对某型设计有阻力板的火箭橇进行分析计算,计算出此火箭橇气动阻力。分 析显示,本研究有效提高了火箭橇无损回收的可靠性。     

火箭橇系统的摩擦力分析与计算

根据火箭橇动态试验非线性和非定常特点,以及火箭橇与轨道的摩擦特性,对某型火箭橇系统进行了动力学分析、建模和流场数值模拟,界定了不同运动状态的动力学特点,得到了系统的气动力特性。研究结果表明:在60～90m/s速度条件下,该型火箭橇阻力系数约为0.58,升力系数约为0.003,气动力主要表现为气动阻力,升力与火箭橇自重相比相对较小,约占自重的0.5%～1.2%。同时结果表明,火箭橇运动速度是影响摩擦因数的主要因素,摩擦因数随运动速度的增大而减小。在数值模拟和试验数据基础上,确定了幂函数形式的摩擦因数计算公式,公式以运动速度为底数,系数为2.554,指数为-0.756。并在多种工况下,对火箭橇运动参数进行预测和验证,与试验数据符合良好。      

惯导装置精度试验火箭橇弹道设计

以9km 火箭橇试验设施为基础, 就惯导装置精度试验所需的长时、大过载 弹道条件, 提出了一种火箭橇弹道的设计方法。建立了火箭橇主动段和刹车段运动方 程, 针对火箭发动机推力、气动力、摩擦力和刹车力等主要动力学因素, 结合工程经 验,提出了选取原则和方法。以某惯导装置精度试验为背景,设计了火箭橇试验弹道, 通过试验验证,设计结果与实测数据基本一致,满足总体要求,并对其中出现的主要误 差进行了分析和评估。该研究能够为惯导装置开展精度试验奠定良好的火箭橇弹道设计 基础。     

某型飞机尾橇装置收放系统设计与研究

尾橇装置是飞机最小离地速度科目试飞中的核心装置，在做科目试飞滑跑过程中，尾橇装置可以吸收飞机尾部与地面撞击产生的冲击能量。尾橇装置的收放系统性能需要满足两个设计指标：一是在飞机离地起飞后尾橇装置能够达到完全收起状态，以减小该装置暴露在蒙皮外的部分对飞机气动外形的影响；二是在飞机地面停机状态下，尾橇装置能够达到完全伸长状态，以保证下一次最小离地速度科目试飞时有足够大的缓冲行程用以吸收冲击能量。针对该尾橇装置设计了一套收放系统，分析了其收放原理，并通过MSC.ADAMS软件和AMEsim系统控制模型联合仿真计算其收放性能，研究了气囊初始充压对收放性能的影响。结果表明：该收放系统设计合理、性能可靠，在气囊初始充压4 bar时可以同时满足两个收放设计指标的要求。     

火箭橇水刹车戽斗入水运动的阻力预测

火箭橇水刹车戽斗作为火箭橇高速试验的减速装置,附加质量较大,运行速度快,在利用水的冲击作用减速时,承受很大的载荷。为了确保火箭橇水刹车戽斗的安全,同时达到预期的减速效果,对火箭橇水刹车戽斗的运动情况进行数值仿真分析。借助Abaqus中的流固耦合技术,通过CEL方法对火箭橇水刹车戽斗入水运动情况进行分析,得到火箭橇水刹车戽斗在多种不同运动情况下的阻力曲线,并根据流体阻力理论计算公式,拟合出该火箭橇水戽斗入水的流体阻力计算公式。利用该公式可对该火箭橇水刹车戽斗在不同速度、不同初始水位高度下所受的阻力进行预测。     

导航系统高动态校准火箭橇试验平台研制

火箭橇试验是在地面实现导航系统高动态校准的最佳方法。针对国内导航系统校准火箭橇试验尚处在起步阶段且缺乏通用试验设施的现状,提出了构建校准火箭橇试验平台的设想,以提高试验安全性和数据有效性。完成了最高速度2Ma、最大航向过载30g的校准平台研制,详细介绍了结构设计和仿真分析过程,开展了最高速度306m/s、最大过载11g的火箭橇验证试验。试验结果表明：校准平台运行安全、回收可靠、数据全面,能够满足导航系统高动态校准的指标要求。后续将在此平台上开展更高速度的多套、多类型导航系统校准火箭橇试验研究。     

导引头火箭橇试验振动力学环境控制技术研究

针对导引头系统的特点, 从火箭橇试验系统的振动源分析, 开展导引头系 统火箭橇试验的振动力学环境控制技术分析,通过对火箭橇体结构的气动优化设计及聚 氨酯泡沫填充剂的吸振作用和硅橡胶的减振作用的组合方式相结合降低导引头系统振动 环境,并利用仿真分析和火箭橇试验验证力学环境控制系统设计的合理性。     

火箭橇结构动力学仿真分析技术研究

火箭橇系统是一种以火箭发动机为动力沿地面固定轨道高速飞行的地面试 验设备,在试验过程中,其外界激励复杂,所提供的力学环境条件较为恶劣,因此在试 验前对火箭橇结构系统进行动力学分析在火箭橇结构设计中是必不可少的。主要针对某 火箭橇减振结构平台进行动力学分析, 利用ANSYS 的动力响应分析系统对典型火箭橇 减振结构系统进行模态分析、谐响应分析、瞬态响应分析以及谱分析的仿真分析,并与 实验室结果进行了对比分析。通过以上分析可以解决火箭橇减振设计中的振动分析问 题,并对结构的减振设计提供依据。     

火箭橇运动计算算法优化与试验验证

对火箭橇试验系统进行了动力学分析,研究了火箭橇运动计算方法,在常规算法基础上对各参量计算方法进行改进,并引入了新的参量能量耗散阻力,进而得到优化算法。取四次不同速度的双轨橇车试验结果分别与常规算法和优化算法计算结果进行比较,得到:常规算法计算结果误差最小为7.67%,误差最大为37.91%,优化后算法计算结果误差最小为0.48%,误差最大为5.0%;取四次不同速度的单轨橇车试验结果分别与常规算法和优化算法计算结果进行比较,得到:常规算法计算结果误差最小为11.78%,误差最大为43.64%,而优化算法计算结果误差最小为0.11%,误差最大为5.31%。结果表明火箭橇运动计算优化算法相比常规算法能有效提高计算结果精度,计算结果对火箭橇试验设计具有一定工程指导意义。      

低亚声速火箭橇尾流场特性分析

采用三维不可压Navier-Stokes方程和Realizable k-ε湍流模型,对低亚声速条件下火箭橇试验的流场进行数值模拟,得到了有/无护板火箭橇的流场特性,并对比分析了火箭橇尾流场与飞机尾流场。结果表明,60~90m/s速度条件下,火箭橇受到的气动阻力约为自重的4.8%~8.6%,阻力系数约为0.65,气动升力仅为自重的0.84%~1.9%,升力系数约为-0.005,动力学分析中可以忽略气动升力的影响。不同来流速度下,尾流探测区的无量纲流向速度差值小于8%,无量纲压力差值小于0.5%。低亚声速情况下,来流速度对尾流场特性的影响可以忽略。此外,火箭橇尾流场结构与飞机尾流场结构具有较好的相似性,满足相关速度条件下的动态试验要求。     

高精度火箭橇试验轨道随机不平顺分析

对实测高精度火箭橇试验轨道随机不平顺功率谱密度(PSD)进行B样条插值,得到拟合用PSD平均曲线.对此曲线采用最小X方回归与粒子群优化算法,得到了指数函数形式的PSD函数参数值.基于PSD进行频率采样,利用Monte Carlo法模拟得到随机相位,然后利用Blackman-Turkey法模拟得到试验轨道空间域内的不平顺大小.分析与模拟结果表明:高精度火箭橇轨道随机不平顺具有低频、低幅值和低功率特性.随机不平顺对数PSD值随频率的增加而趋于稳定值.     

火箭橇试验滑轨的发展与展望

本文主要阐释火箭橇滑轨的用途、配套设施、试验方法和试验内容,介绍国内外滑轨建设状况及试验范围拓展情况,对我国火箭橇滑轨试验的未来发展提出建议。     

单轨火箭橇在轨动力特性数值分析

为系统性分析火箭橇在轨动力特性，采用三维Eluer-Bernouli梁单元对火箭橇系统进行离散，通过重构生成长程不平顺轨建立考虑轨道不平顺及滑靴磨损的靴轨非线性接触力模型，由Newmark-β结合Newton-Raphson局部迭代求解非线性动力学方程获得火箭橇在轨动力特性数值解，并通过试验验证，计算结果表明：马赫数为2的速度下火箭橇质心竖向过载峰值约为2 700g；火箭橇在轨占空比与航向速度成正比，马赫数为2的速度下竖向火箭橇在轨占空比为16%；高速段滑靴磨损量占全弹道磨损量的84%，靴轨单次接触磨损量与航向速度3次方成正比。     

火箭橇速度测试雷达合作目标设计

为提高测速雷达对长距离火箭橇全程速度测试作用距离, 从增大目标雷达 截面积的角度提出了无源角反射器与有源雷达目标模拟器两种橇载雷达合作目标设计思 路,重点阐述了有源雷达目标模拟器设计方案,明确了有源雷达目标模拟器设计中需解 决的关键技术。文中设计的雷达合作目标能够满足靶场长距离火箭橇试验全程速度测试 要求,具有较高的实际使用价值。     

惯性制导火箭橇试验橇体结构减振隔振设计

主要针对惯性制导火箭橇试验中惯性测量装置力学环境要求严格的难题, 提出采用斜劈面外形控制和发动机斜置的方式对火箭橇系统进行减振处理,对减振平台 施加柔性预紧力的方式进行隔振处理,有效控制惯性测量装置在火箭橇运行过程中所处 的加速度环境。通过模拟仿真与试验验证,该方法有效地将惯性制导段切向加速度控制 在3g 以下,竖向加速度控制在4g 以下,大幅度减小试验过程中切向和竖向振动值。为 以后惯性制导火箭橇试验力学环境控制提供重要支撑。     

弹用涡轮喷气发动机火箭橇试验研究

为了研究弹用涡轮喷气发动机动态启动加速过程，开展了发动机火箭橇试验研究。通过火箭橇试验，可掌握导弹发射条件下弹用涡轮喷气发动机启动加速特征，暴露发动机在启动加速方面的设计缺陷。火箭橇试验能够真实的模拟导弹发射条件，它对于弹用涡轮喷气发动机研究具有十分重要的意义。     

模糊PID控制对轮橇式起落架飞机滑行减振的影响研究

飞机在地面滑跑过程中产生的振动严重威胁着飞机起降安全。针对新型轮橇式起落架飞机在滑行时受到地面随机激励而产生剧烈振动的问题，本文在多体动力学软件LMS Virtual.Lab Motion中建立了轮橇式起落架飞机全机着陆滑跑动力学模型，基于高斯白噪声经典随机过程建立随机道面激励模型，在MATLAB/Simulink中设计了半主动控制缓冲器，通过LMS Virtual.Lab Motion与MATLAB的联合仿真方法，分析对比了缓冲器被动减振、半主动PID控制和半主动模糊PID控制三种控制律作用下轮橇式飞机的滑行振动特性。研究结果表明，所设计的模糊PID半主动控制缓冲器，能够有效减小机体垂向振动位移和垂向载荷，并且可消除飞机刹停后的动态误差，使飞机更快达到静止状态。通过多工况仿真验证了该控制方法的适应性和有效性。