单兵筒式武器浮动发动机系统内弹道过程数值仿真研究

为研究浮动发动机的内弹道问题,该文对其发射过程进行了建模及计算分析.首先探讨了浮动发射系统的结构设计与工作原理,运用经典内弹道理论建立了发射系统内弹道过程的数学模型,并运用龙格-库塔公式进行数值计算,最后给出某组数值仿真及地面试验的研究结果.试验验证了模型的合理性,为单兵筒式武器浮动发动机发射系统的设计提供了理论指导.     

基于Pro／E软件进行固体火箭发动机内弹道计算的方法初探

固体火箭发动机内弹道计算给出的推力、质量流量随时间变化的曲线一直是导弹或卫星外弹道设计的计算依据。为适应需求,固体火箭发动机装药的几何形状需要反复调整,复杂的几何形状使内弹道计算成为一项繁琐的工作。本文利用Pro／E软件强大的三维建模能力,通过参数化设计模拟发动机燃烧的全过程,编制简单程序实现发动机零维内弹道计算,为繁琐的计算提供了一条便捷的途径。     

装药设计软件的设计与实现

为了配合国营某厂在固体推进剂研制和应用基础技术设计理论方面的提高,对火箭发动机内弹道进行预估仿真计算,应用相关软件技术和基础理论,开发设计了火箭发动机装药设计软件,可利用推进剂的性能参数,进行火箭内弹道的仿真模拟,同时可进行药型设计,预估P-t曲线、预估R-t曲线、计算内弹道参数及点火药量等,为内弹道测试服务,进一步提高了固体推进剂技术的研发水平。     

活塞式高低压发射系统的膛内流场仿真分析与实验

为了优化活塞式高低压发射系统的结构,基于经典内弹道方程和计算流体动力学方程建立内弹道耦合方程,利用Fluent软件建立活塞式高低压发射系统膛内空间的三维气流模型,对发射过程中的膛内流场进行仿真分析,并进行发射实验验证仿真分析结果. 仿真与实验结果表明,基于发射筒内气流的三维模型可以得到高低压内部火药气体流场的细节,为高低压发射系统的设计提供理论依据.      

火箭发射系统的动力学控制

该文探讨了火箭发射系统的动力学控制问题。传统的动力学控制方法被引入文中，其控制思路得到详细叙述。运用此方法建立了火箭发射系统的动力学控制方程，并编制了相应的控制软件。文末给出了一个控制实例以演示整个控制过程和控制效果，结果表明，对火箭炮系统实施恰当的动力学控制，有助于抑制发射系统的振动和减小火箭弹的起始扰动。     

单和双燃速固体发动机零维内弹道方程探讨

基于热力学第一定律的一般表达式,推导了单燃速和双燃速固体火箭发动机零维内弹道能量方程,并指出一些有关固体火箭发动机原理的教材中给出的单燃速零维内弹道方程在理论上并不严格一致的两个原因:一是忽略了发动机点火启动过程中燃烧室内的温度变化;二是忽略了因推进剂燃面退移控制系统所做的容积功.在一个算例中,教材中的内弹道方程计算出的点火启动时间比本文方程计算出的时间约长40%,说明不宜忽略点火启动过程中燃烧室内燃气温度的变化.     

拦截器毁伤元囊式发射系统内弹道过程数值仿真与试验研究

针对拦截器毁伤元囊式发射系统内弹道问题,采用数值模拟与试验相结合的方法进行了研究.首先探讨了拦截器囊式发射系统的结构和工作原理;利用经典内弹道理论建立其抛射过程的内弹道模型,根据气囊膨胀过程的特点建立了气囊容积及有效推力面积模型;数值仿真及地面试验研究结果验证了模型的合理性,为拦截器囊式发射系统结构设计提供了理论研究方法.     

单兵火箭燃气射流冲击噪声场的形成与发展

该文以单兵火箭冲击射流流场为研究对象，采用数值模拟技术，对定向器管尾附近区域的燃气流场进行了数值计算，给出了发动机工作早期阶段冲击射流噪声场形成过程的计算结果。通过对计算结果的分析可知：对于开放式定向器尾管结构，燃气射流压缩空气产生的冲击波会对局部发射环境造成较为严重的破坏，在进行单兵火箭结构设计时应充分考虑这一影响因素，采用合理的设计结构以避免这一现象发生。     

高低压发射火箭内弹道方程

高低压原理用于发射火箭的试验研究已取得初步成果,但其内弹道理论解法尚在探讨中。本文在若干简化条件下,参考火炮内弹道和火箭发动机原理,将箭、炮结合起来考虑,初步给出了高低压无后座发射火箭的内弹道方程。     

AMSAA模型在火箭导弹发射系统可靠性评估中的应用

AMSAA模型是目前应用最广泛的可靠性增长模型。文中给出了运用AMSAA模型对具有离散试验数据的某火箭导弹发射系统的可靠性增长过程进行评估的方法。     

高低压室平衡炮内弹道数值模拟及试验研究

针对高低压室平衡炮内弹道问题，提出了数值模拟与试验相结合的研究方法。首先探讨了针对平衡炮而设计的高低压室装药结构；利用经典内弹道理论与动量平衡原理建立了平衡炮发射过程的内弹道数理模型；分析了数值模拟和试验结果。试验验证了所建模型的合理性．为平衡炮的结构设计和装药设计提供了理论分析方法。     

多管火箭发射动力学普遍方程的研究

多管火箭武器系统的总体论证，总体设计，需要对系统进行发射动力学分析。该文用图论的观点分析多管火箭发射系统的结构，用多刚体动力学的分析方法，把多管火箭系统风化为火箭弹，俯仰部分，回转部分和载体部分４部分刚体，适当改进了多刚体动力学中动力学增广体的概念，使之更适合于多管火箭武器这一特殊系统的发射动力学分析。     

一种自动迫击炮发射动力学的仿真

该文研究某自动迫击炮发射时的动力学仿真问题。在分析该火炮发射特点的基础上，把火炮系统简化成3个刚体和一个弹性体组成的多体系统，建立了相应的动力学模型。重点考虑后坐部分变质量、多体动力学方程与内弹道方程的耦合等因素。通过数值仿真计算，获得了火炮连发时的运动受力规律，对该类系统的结构设计和实际使用均有参考价值。     

火箭安全控制智能决策支持系统的设计与实现

安全控制问题是火箭发射中的首要问题,也是各个航天国家关注的焦点问题.文章论述了火箭安全控制的重要性,对现有安全控制系统进行了分析,针对其特点,结合人工智能技术特别是专家系统,提出了火箭安全控制智能决策支持系统.介绍了系统的结构和功能,引入了把产生式表示和面向对象表示相结合的一种混合性的知识表示方法,并对系统的推理控制策略进行了研究,提出了与/或决策网和基于规则的通用不确定推理模型.     

短管炮模块装药两相流内弹道模拟

大口径火炮模块发射装药通常由多个模块组成,流场结构复杂。该文对燃烧场进行分区模化,并在此基础上给出两相流内弹道理论模型和计算步骤,编制程序对短管试验炮膛内发射过程进行了数值模拟。结果表明,膛内的压力、压差及弹丸速度等参量的理论计算结果与实验吻合得较好,模拟结果有较高的置信度。该模型和计算程序可用于模块装药结构火炮内弹道模拟、装药设计和安全性能分析     

大长径比固体火箭发动机旋转发射过程装药结构完整性分析

以某防空导弹大长径比双推力固体火箭发动机装药为研究对象,为全面分析导弹旋转发射出筒过程中承受的各类载荷,采用基于三维黏弹性有限元法,对发动机点火出筒过程应力-应变场进行了数值计算. 结果表明,内压载荷、轴向过载及角加速度过载是影响装药结构安全的主要载荷因素,装药的凸台后端面是危险部位,悬臂段的轴向过度伸长可能造成通道阻塞现象,可引发内压剧升甚至壳体破坏的危险. 提出改进装药工装,防止微裂纹的出现;设置有效的装药悬臂段固定支撑机构;优化发动机燃气通道燃通比等方法优化发动机结构.