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。     

基于火箭橇的无人机碰撞民用飞机试验技术研究

无人机碰撞民用飞机关键部位损伤程度的研究是民航领域关注的新型热点问题。本文首次提出采用 火箭橇试验评估无人机碰撞民用飞机的安全性。通过对碰撞速度、碰撞位置、无人机姿态、参数测量等进行研 究,设计碰撞技术方案,论述火箭橇的设计、弹道控制设计、强度校核和测试方案,并进行试验验证和仿真计算。 结果表明:本文设计的火箭橇碰撞试验方案是可行的,实现了单一弹道上的连续多点碰撞及多视角、全覆盖、高 稳定的全过程记录;可为后续开展同类碰撞试验提供必要的技术参考,所开展的多发次碰撞试验也为无人机碰 撞民用飞机的安全性评估提供了有效的试验数据。     

稳定环境下的高精度光纤捷联惯导精度探索研究

在分析法国MARINS光纤惯导方案及温度试验的基础上,论证提出了一种带温控高精度光纤陀螺捷联惯导设计方法,并在温箱稳定环境下进行了试验验证。试验表明,在温箱温控精度为0.1℃的条件下,惯导系统精度可以达到1nmile/10d;若实装,温控精度将优于0.02℃,光纤惯导精度还可进一步提高。     

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。     

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.     

基于动网格的火箭橇刹车系统仿真研究

为了解决火箭橇刹车系统工作时的非稳态特性在流场分析中难以采用相对 运动理论及迎风阻力的算法问题,采用Fluent 动网格技术对缆绳水刹车以及戽斗水刹车 进行了非稳态工况仿真计算研究,得到了缆绳水刹车的刹车力特性曲线以及戽斗水刹车 的刹车力随时间变化曲线,缆绳刹车仿真结果与理论解析结果进行了对比吻合较好。戽 斗水刹车进行了仿真和试验值对比, 结果表明水戽斗在750m/s 速度下仿实误差为 3.92%,在590m/s 时仿实误差为6.01%,该计算为火箭橇刹车工程设计提供了算法参考。     

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。     

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。      

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。      

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。     

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。     

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。