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《固体火箭技术》2015,(5)
双面导流器将车载垂直发射导弹在发射过程中产生的燃气射流大部分排导到发射车尾部或两侧,但仍有部分高温燃气流冲击到发射车底盘处,对发射车轮胎及车底安装的线缆等设备造成严重的烧蚀。为实现热防护,本文提出对尾焰流场喷水降温措施,通过在发射车底盘安装喷水管,利用液态水的汽化吸热原理对燃气流降温,同时利用喷水射流的冲击作用使燃气流冲击距离减小,实现对发射车轮胎及发射装备的保护,计算结果表明降温效果明显。同时,为研究喷水流速与降温效果之间的关系,利用耦合Mixture多相流模型与组分输运模型建立液态水汽化模型,对不同喷水流速下降温过程进行数值计算,得出喷水流速与降温效果之间的变化规律以及最优化设计指标,为发射车降温装置设计提供参考。 相似文献
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根据模态综合理论,将导弹发射车划分为若干子结构,用Ⅰ—DEAS建立各子结构的有限元模型,并进行约束模态分析和模态综合,建立了整车的动响应分析模型,并计算了导弹发射车对随机路面激励的响应。本文考虑了各部件的弹性变形对动响应的影响。所建的模型反映了油气弹簧的连通结构的特点。 相似文献
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半挂车车架是导弹发射车的关键结构,在路面不平度的随机激励下,结构的力学特性和动响应是车架设计和结构安全可靠的重要依据。本文建立的半挂车车架结构有限元计算模型具有新颖性和优越性。用实测路面不平度数据作为激励计算发射车车架的动响应具有重要的实用价值。对动荷系数进行了探讨,并给出了最大动应力值作为车架结构设计时的动强度参考。 相似文献
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导弹发射车减重要求越来越高,起竖液压缸是导弹发射车液压系统中质量较大的元件,所以液压缸的材料开始选用30CrMnSiA,35CrMnSi等钢材及7A04-T6超硬铝,这些高强度材料的使用,使得缸筒的应力集中问题变得十分突出,本文用有限元法对起竖液压缸缸筒的应力集中进行计算并得出了一些可供设计参考的结论。 相似文献
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阐述了箱式发射的意义,说明,并建立了模型并推导出公式,例计算。对导弹采用不同的离轨、离箱过程进行了最后,根据导弹具体设计情况,进行了实 相似文献
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用数值模拟的方法求解炮射导弹发射过程的主要空气动力系数,以某炮射导弹的气动外形为基础,以优秀的计算流体力学软件FLUENT、为工具。在数值模拟中全部计算网格采用结构化网格,紊流模型采用适于空气动力计算的一方程模型中SPALART-ALLMARAS模型,差分方程的求解采用一阶迎风格式和二阶迎风格式相配合的方式,所有这些保证在数值模拟中的物理模型、数学模型、以及方程的求解等方面提高数值模拟结果的精度,最后给出了主要的空气动力系数,并对其进行了简单的分析。 相似文献
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根据一般导弹发射车电源供电的形式和集中供电存在的弊端,提出了导弹发射车主机发电的研究课题,即利用导弹发射车自身行驶用的汽车发动机作为原动力,通过能量转换,变成导弹发射车所需的一次电源。介绍了实现主机发电的技术难点,及为解决这些技术难点所采取的技术措施。实际应用表明,主机发电除具有重量轻、体积小外,还保持了原有的操作位置,克服了集中供电的不足。 相似文献
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用动网格方法模拟导弹发射过程中的燃气射流流场 总被引:8,自引:0,他引:8
采用局部非结构网格弹性变形方法和网格再生方法相结合的动网格技术,计算导弹与发射简具有相对运动的燃气射流非定常流场。计算中将安置在发射简内的导弹作为运动实体,随着导弹运动,相应流场计算域边界发生变化。计算结果表明,采用动网格技术模拟导弹发射过程中燃气射流的非定常流场,具有较高的精度。 相似文献
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对发射箱支承状态的导弹进行振动计算,具有十分重要的工程意义。出用大刚度弹簧或大质量来处理发射箱支承类型的约束,用传递矩阵法和有限元法进行计算。计算结果与试验值的比较结果表明,该方法在工程上是可行的。 相似文献
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叙述了车辆导航系统的概念模型,详细介绍了车辆导航定位系统的关键技术。针对导弹发射车在行进中的定向定位问题,提出了将车辆导航定位技术应用于导弹发射车快速定向定位的方案,通过建立发射车车辆导航系统,可以很好地实现导弹在行进中的快速定向定位。 相似文献
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导弹发射特性的刚体动力学仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
应用ADAMS虚拟样机软件,建立了某地空导弹简化的发射系统虚拟样机。通过调试该样机,对发射进行刚体动力学仿真,获得了发射导轨存在波纹度以及弹性发射梁条件下导弹的运动参数。该方法具有表达直观、工作效率高的优点,适用于各种发射方式。 相似文献
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传统发射动力系统使用定能量系数修正内弹道计算模型,提高了内弹道特征值计算精度,但内弹道参数曲线计算值与测试值存在一定偏差。某型燃气蒸汽式发射动力系统发射筒内压力计算值与测试值存在一定的偏差,经分析内弹道模型中假设能量系数为常数是造成发射筒内压力计算偏差的主要因素。为了获得能量系数随时间的变化规律,通过使用热损失经典算法和试验研究相结合的方法,对发射动力系统工作过程中的热损失进行了计算研究,发射动力系统总的热损失为32 969.6 kJ,能量系数随发射动力系统工作逐渐增加。使用变能量系数修正内弹道计算模型对发射内弹道进行计算,计算结果表明变能量系数可有效提高导弹发射筒内压力的计算精度,同时经过分析燃气发生器和弯管仍具有降低热损失的潜力。 相似文献