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战斗部舱体对半穿甲弹侵彻性能影响
1
作者 陈斌 祖旭东 +1 位作者 杜艳龙 陈少伟 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第S2期11-18,共8页
为系统研究舱体结构在巡飞弹或巡航导弹的战斗部侵彻过程中对侵彻效能的影响,以半穿甲战斗部侵彻921A舰船钢靶板为研究对象,构建包含舱体结构的数值仿真模型。通过LS-DYNA显式动力学分析软件,系统性开展120~200 m/s速度梯度下的侵彻过... 为系统研究舱体结构在巡飞弹或巡航导弹的战斗部侵彻过程中对侵彻效能的影响,以半穿甲战斗部侵彻921A舰船钢靶板为研究对象,构建包含舱体结构的数值仿真模型。通过LS-DYNA显式动力学分析软件,系统性开展120~200 m/s速度梯度下的侵彻过程模拟,考察了舱体变形模式、能量耗散特性及其与主战斗部的耦合作用,为验证数值模型可靠性,同步设计了在火箭橇试验平台上的140 m/s侵彻试验。研究发现:舱体结构在侵彻初始阶段通过塑性变形吸收主战斗部动能,导致有效侵彻能量降低8%~12%,产生1°左右的偏转角,开孔能力降低1.31%~6.35%,且速度增加时舱体弹体的剩余速度和开孔能力明显降低,弹体偏移角减小。研究结果反映了舱体结构在侵彻过程中的能量屏蔽效应,可为智能化弹药战斗部-载体一体化设计提供参考。 展开更多
关键词 半穿甲弹 火箭橇试验 侵彻性能 921A钢靶板 数值仿真
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两级推进单轨火箭橇试验研究 被引量：4
2
作者 夏有财 孔维红 +5 位作者 孙其会 张浩 刘奎显 安明明 李俊耀 马骏 《航空动力学报》 北大核心 2025年第3期467-473,共7页
为了在现有条件下提高火箭橇试验速度,设计了两级推进单轨火箭橇车结构,开发了软件进行试验弹道设计和计算。采用减速伞对一级橇车、泡沫水盒对二级橇车进行减速回收,试验验证了减速效果;研究了多级单轨橇车高速运动过程中发动机动点火... 为了在现有条件下提高火箭橇试验速度,设计了两级推进单轨火箭橇车结构,开发了软件进行试验弹道设计和计算。采用减速伞对一级橇车、泡沫水盒对二级橇车进行减速回收,试验验证了减速效果;研究了多级单轨橇车高速运动过程中发动机动点火技术和橇车级间分离技术,试验验证了时控器控制二级发动机点火和减速伞抛出方案效果;使用高速相机、网靶等进行测量,得到了橇车运动速度、图像等数据。结果表明:两级橇车结构合理可靠,较好完成试验任务;时控器按设定时间触发二级发动机和减速装置,表明其能安全、可靠应用于火箭橇试验;减速伞在高过载下被提前甩出,需对减速装置改进设计;二级橇车在轨道上成功刹车回收,泡沫水盒对单轨橇车减速效果高效可靠。 展开更多
关键词 两级火箭橇 单轨火箭橇 火箭橇试验 弹道计算 火箭橇车回收 减速伞
原文传递
基于单目视觉的阻力伞摆角测量方法
3
作者 刘增源 齐晓 +1 位作者 罗国雄 张卫生 《中国测试》 北大核心 2025年第S1期87-92,共6页
针对当前阻力伞摆角解算过程复杂的问题,该研究融合摄影测量与空间解析几何提出了基于单目视觉的阻力伞摆角解算方法。将单目车载高速相机安装在火箭橇滑车舱内,相机范围覆盖阻力伞主伞绳末端结点的运动范围,以阻力伞主伞绳摆动角度作... 针对当前阻力伞摆角解算过程复杂的问题,该研究融合摄影测量与空间解析几何提出了基于单目视觉的阻力伞摆角解算方法。将单目车载高速相机安装在火箭橇滑车舱内,相机范围覆盖阻力伞主伞绳末端结点的运动范围,以阻力伞主伞绳摆动角度作为阻力伞摆角;运用光束平差法对车载高速相机进行标定,解算其内外方位元素;运用共线条件方程、旋转矩阵、空间坐标平移解算主伞绳结点末端的像空间坐标;计算阻力伞主伞绳结点末端的运动轨迹与过主伞绳结点的物点、车载相机投影中心的空间直线的交点,该交点为主伞绳末端结点的真实空间坐标;进而计算出阻力伞的俯仰、水平摆角;将单目视觉伞摆角测量结果与双目视觉精密跟踪转台跟踪测量结果进行对比,单目视觉测量阻力伞俯仰摆角、水平摆角结果相较于双目视觉测量结果的均方根误差分别0.28°、0.3°,该结果表明单目视觉测量阻力伞摆角具有较高的准确性;分析单目视觉相较于双目视觉测量方法存在测量误差的来源;开发火箭滑车抛伞试验中阻力伞摆角计算软件,实现阻力伞摆角的高效解算。 展开更多
关键词 单目视觉 火箭橇 摆角 阻力伞 相机标定
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高速绕流下火箭橇喷管射流气动干扰分析
4
作者 张小莉 靳晨晖 +3 位作者 李永照 肖峰 李立 杨振虎 《航空科学技术》 2025年第9期31-36,共6页
针对火箭橇试验高速运动产生的复杂流场特性进行分析是提升火箭橇试验技术的关键。针对火箭橇试验中高速来流与动力干扰带来流场结构复杂、气动特性变化规律不明等问题,本文建立了火箭橇高速绕流与火箭喷管相互干扰的高精度数值预测方... 针对火箭橇试验高速运动产生的复杂流场特性进行分析是提升火箭橇试验技术的关键。针对火箭橇试验中高速来流与动力干扰带来流场结构复杂、气动特性变化规律不明等问题,本文建立了火箭橇高速绕流与火箭喷管相互干扰的高精度数值预测方法。选取火箭喷管标准试验模型,验证了所建立的喷流—绕流相耦合的高精度数值模拟方法的可靠性。通过构建推力发动机多喷管模型,系统性地研究了火箭橇在静止/高速运动状态下不同数量火箭喷管射流流场气动和推力特性。研究结果表明,在零速度下随着喷管数量的增加,推力值也随之增大,多喷管间的气动干扰使得每个喷管平均推力相比于单喷管有所下降;高速来流状态下,喷管的出口压力保持相对稳定,使得不同马赫数下静/动推力变化相对较小。本文的研究为揭示火箭橇高速绕流与火箭喷管相互扰动下的复杂流动机理、高速火箭橇试验技术发展提供基础支撑。 展开更多
关键词 火箭橇 高速绕流 气动干扰 数值模拟 推力特性
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基于无翼载荷的火箭橇多场耦合特性分析
5
作者 王文杰 马鑫雨 +3 位作者 赵旭 李濠君 向粤 杨龙 《兵工学报》 北大核心 2025年第4期382-394,共13页
无翼有效载荷是火箭橇试验系统的常见载荷类型,在宽速域水平滑跑时由于非定常气动力、振动与噪声等多场耦合在分离时易出现抬头、低头现象。以双轨火箭橇的无翼有效载荷试验系统为研究对象,对宽速域(马赫数0.4~2.0)水平助推滑跑的声振... 无翼有效载荷是火箭橇试验系统的常见载荷类型,在宽速域水平滑跑时由于非定常气动力、振动与噪声等多场耦合在分离时易出现抬头、低头现象。以双轨火箭橇的无翼有效载荷试验系统为研究对象,对宽速域(马赫数0.4~2.0)水平助推滑跑的声振力耦合进行高精度数值模拟。研究结果表明:在滑跑过程中,有效载荷与助推器中间产生低压区,且随滑跑速度不断扩大作用范围;高速流场的气动载荷会逐渐使火箭橇在有效载荷头部和尾部位置处产生较大变形,主要表现为抬头现象;宽速域水平助推滑跑的气动噪声随滑跑速度增大,高声压级区域由中心逐渐向外扩展;相关研究可为新一代高超声速火箭橇试验系统设计与高精度地面动态测试提供技术支持。 展开更多
关键词 火箭橇 水平滑跑 多场耦合 气动特性 噪声特性
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高超声速地面试验系统头部气动滚转增稳构型研究 被引量：1
6
作者 景建斌 吕水燕 +1 位作者 庞超 郝芬芬 《西北工业大学学报》 北大核心 2025年第1期40-48,共9页
火箭橇试验是一种可模拟实际工况地面高速、高动态、高可信度的试验技术,单轨火箭橇系统具有质量轻、阻力小的特点,是发展高超声速地面试验系统的优选橇型。但其沿单根滑轨高速滑行时受到冲击而产生滚转的现象不可避免,若发生滚转失稳... 火箭橇试验是一种可模拟实际工况地面高速、高动态、高可信度的试验技术,单轨火箭橇系统具有质量轻、阻力小的特点,是发展高超声速地面试验系统的优选橇型。但其沿单根滑轨高速滑行时受到冲击而产生滚转的现象不可避免,若发生滚转失稳将导致火箭橇系统出现严重失效。为防止单轨火箭橇系统发生滚转失稳,采用计算流体力学方法以类高超声速单轨火箭橇模型为研究对象,对其两侧空间流场进行研究,探究影响单轨火箭橇系统滚转静稳定性的流动机理,发现火箭橇系统发生滚转时,其头部锥形结构会在两侧形成非对称类收缩流道,直接影响火箭橇头部两侧流速及静压分布,产生滚转恢复气动力矩,且随着滚转角增大,滚转恢复力矩呈增大趋势,最终形成单轨火箭橇滚转静稳定性。从滚转增稳流动机理出发,提出2种局部气动增稳外形设计思想,包括:①扩大非对称类收缩流道作用面积实现气动增稳;②设计二次类收缩流道实现气动增稳。对应这2种外形设计思想分别设计出增稳舵构型和头部类翼构型,两构型均实现了滚转增稳效果,其中前者增稳40%,而后者增稳91%。 展开更多
关键词 高超声速流动 火箭橇 滚转静稳定性 计算流体力学
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严酷载荷工况下火箭橇结构拓扑优化设计方法研究
7
作者 李泽商 王磊 顾凯旋 《固体力学学报》 北大核心 2025年第6期742-752,共11页
火箭橇试验能在地面模拟高速飞行器在飞行环境中的动态性能,火箭橇结构性能对试验的准确性与安全性至关重要.飞行器马赫数不断提高的同时也对火箭橇试验提出了更高要求,火箭橇结构的轻量化水平需要进一步提升,拓扑优化成为提升其轻量化... 火箭橇试验能在地面模拟高速飞行器在飞行环境中的动态性能,火箭橇结构性能对试验的准确性与安全性至关重要.飞行器马赫数不断提高的同时也对火箭橇试验提出了更高要求,火箭橇结构的轻量化水平需要进一步提升,拓扑优化成为提升其轻量化水平的关键手段.本文提出了一种基于水平集法的火箭橇结构拓扑优化方法,首先,对火箭橇结构开展了刚柔耦合的动力学分析,通过ANSYS和ADAMS联合仿真得到了火箭橇结构的动力学响应历程,提取了火箭橇结构的严酷载荷工况作为拓扑优化的输入条件;然后,以结构减重为优化目标、以结构位移可靠性为约束条件构建了火箭橇结构的拓扑优化模型;最后,将所提方法应用于火箭橇结构拓扑优化,结构减重超过30%,结构可靠度不低于90%,说明了所提方法的有效性和高效性.研究结果表明,该方法能够有效获得火箭橇结构的拓扑构型,在显著减轻结构质量的同时保证结构可靠度满足设计要求,为火箭橇结构的轻量化设计与性能提升提供了一种高效、可靠的新途径. 展开更多
关键词 火箭橇结构 拓扑优化 水平集法 结构可靠性 严酷载荷工况
原文传递
非对称翼型火箭橇耦合动响应分析及参数设计
8
作者 范坤 董龙雷 +1 位作者 杨珍 赵项伟 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第2期98-104,共7页
针对超声速下非对称翼型火箭橇运动稳定性分析与控制难题,采用模态分析优化了非对称结构的振动频率特性,并对翼型火箭橇在非对称载荷下,400~1 200 m/s速度工况下的橇轨耦合动态响应特性进行分析。对翼面的不同气动下压力、不同靴轨间隙... 针对超声速下非对称翼型火箭橇运动稳定性分析与控制难题,采用模态分析优化了非对称结构的振动频率特性,并对翼型火箭橇在非对称载荷下,400~1 200 m/s速度工况下的橇轨耦合动态响应特性进行分析。对翼面的不同气动下压力、不同靴轨间隙对橇体振动的影响进行对比分析,并对橇体关键部件材料进行分析,最终得到1 000 Hz内滑靴和翼面的动态载荷预示值与实测值的偏差不大于15%。该分析方法可为非对称翼型结构设计及橇体参数的选取提供数据支撑,保证火箭橇在轨安全运行,为非对称翼型火箭橇试验平台的构建提供了技术支撑。 展开更多
关键词 非对称翼型火箭橇 橇轨耦合 动响应分析 参数设计 运动稳定性
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基于数据融合的火箭橇振动冲击现场校准技术
9
作者 黄相华 商飞 +5 位作者 刘福宝 张琦 张庆柏 江宇璇 杨水旺 郑焯文 《宇航计测技术》 2025年第3期32-40,共9页
随着产品试验技术需求的发展,对火箭橇试验系统振动冲击参数的校准提出了更高的要求。传统的计量检定方式受到传感器及测试系统安装刚度、位置变化、激励信号等引起的灵敏度测量误差,在校准的准确性方面难以满足要求。针对以上问题,提... 随着产品试验技术需求的发展,对火箭橇试验系统振动冲击参数的校准提出了更高的要求。传统的计量检定方式受到传感器及测试系统安装刚度、位置变化、激励信号等引起的灵敏度测量误差,在校准的准确性方面难以满足要求。针对以上问题,提出了一种火箭橇试验系统振动冲击参数的现场校准方法,采用传感器阵列结合橇载数据采集的方式,利用数据融合技术,实现现场高精度的校准工作。并对火箭橇校准装置抗过载性及抗环境干扰设计,实现校准装置安装位置及结构的优化。试验结果及不确定度分析表明,火箭橇振动冲击加速度测量结果相对扩展不确定度为5.0%,该方案能够满足火箭橇试验系统的校准,为后续进一步开展校准工作提供了依据。 展开更多
关键词 火箭橇 加速度 数据融合 校准
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基于LS-DYNA的SPH-FEM火箭橇垂直水戽斗流固耦合仿真研究
10
作者 张宁 董龙雷 +2 位作者 吕水燕 刘洋 付良 《装备环境工程》 2025年第11期1-9,共9页
目的更准确地得出火箭橇垂直水戽斗在超音速条件下,对不同水层的完整刹车过程的力学响应特性。方法采用HyperMesh划分高质量的有限元网格,基于LS-DYNA,采用FEM模拟垂直水戽斗的有限元模型,采用无网格的SPH粒子模拟长柱形水域粒子在刹车... 目的更准确地得出火箭橇垂直水戽斗在超音速条件下,对不同水层的完整刹车过程的力学响应特性。方法采用HyperMesh划分高质量的有限元网格,基于LS-DYNA,采用FEM模拟垂直水戽斗的有限元模型,采用无网格的SPH粒子模拟长柱形水域粒子在刹车时的飞散过程,对火箭橇垂直水戽斗与水层之间的交互行为进行数值模拟仿真,得出垂直水戽斗在运动过程中的最大应力点,以及应力变化的全过程时域响应和不同工况下戽斗刹车力的理论-仿真误差特性,并结合火箭橇垂直水戽斗刹车试验数据结果,验证不同工况下戽斗刹车力的仿实误差特性的结果。结果通过数据分析可以发现,仿真结果的平均误差和最大误差分别为6%和10%。结论结合理论推导、模拟仿真与试验测试,验证了基于LS-DYNA的SPH-FEM流固耦合的数值模拟方法能有效预测火箭橇垂直水戽斗完整刹车过程中的力学响应。 展开更多
关键词 火箭橇 水戽斗 LS-DYNA SPH-FEM方法 流固耦合 动态响应
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火箭橇试验轨道振动响应特性测试与分析
11
作者 申晓敏 马方远 +2 位作者 王艳艳 党峰 缪海斌 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第S1期366-372,共7页
针对火箭橇轨道振动响应分布式测试存在大跨度、多点位、复杂干扰环境难以准确测量的难题,提出一种基于多点位时间统一、安装标定及温度补偿修正的测试方法。通过在火箭橇轨道多点布设小型化时间统一触发装置、研究轨道传感器安装及标... 针对火箭橇轨道振动响应分布式测试存在大跨度、多点位、复杂干扰环境难以准确测量的难题,提出一种基于多点位时间统一、安装标定及温度补偿修正的测试方法。通过在火箭橇轨道多点布设小型化时间统一触发装置、研究轨道传感器安装及标定方法、振动传感器温度响应特性标定及数据处理补偿修正方法等,并经过应用验证。该方法能准确、可靠、有效测量火箭橇轨道多点位振动参数,提高测试精度,获取火箭橇轨道的固有频率特征,可为橇体结构优化设计提供参考。 展开更多
关键词 火箭橇 轨道 振动 响应 测试
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基于空气弹簧的火箭橇减振系统建模及效能分析
12
作者 赵项伟 周学文 +3 位作者 郝芬芬 杨洋 淮荣华 谢林清 《振动与冲击》 北大核心 2025年第17期290-294,共5页
为显著改善被试品在轨力学环境,基于空气弹簧设计了适用于火箭橇的减振系统。通过建立空气弹簧理论模型联立减振系统运动方程非线性求解,获得了减振系统动态响应,并采用全尺寸原理样机振动台试验验证了预示的准确性。理论分析表明,在实... 为显著改善被试品在轨力学环境,基于空气弹簧设计了适用于火箭橇的减振系统。通过建立空气弹簧理论模型联立减振系统运动方程非线性求解,获得了减振系统动态响应,并采用全尺寸原理样机振动台试验验证了预示的准确性。理论分析表明,在实测时域信号激励下,以设计指标及安全性为边界,空气弹簧的许用充气压力范围为0.20~0.47 MPa;在0.4 MPa充气压力下,减振系统可将冲击峰值由1900 g衰减至18g,对频域高于50 Hz的激励信号具备极好的减振效能。 展开更多
关键词 火箭橇 空气弹簧 减振 非线性 振动
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高速火箭橇气动热预测与试验分析
13
作者 周学文 张晨辉 +2 位作者 吕水燕 刘禁 巴玮韬 《弹箭与制导学报》 北大核心 2025年第6期1310-1317,共8页
气动热研究在火箭橇试验中具有至关重要的作用,它不仅能够为火箭橇的结构设计提供关键依据,还能确保其在高速运行中的安全性和可靠性。文章重点研究了空间离散格式、湍流模型、法向第一层网格高度等因素对气动热计算结果的影响,并以典... 气动热研究在火箭橇试验中具有至关重要的作用,它不仅能够为火箭橇的结构设计提供关键依据,还能确保其在高速运行中的安全性和可靠性。文章重点研究了空间离散格式、湍流模型、法向第一层网格高度等因素对气动热计算结果的影响,并以典型高速火箭橇简化模型为研究对象,开展了详细的气动热计算,通过分析橇体关键特征位置热流分布规律,揭示了轨道反射激波和整流帽对舱体侧面的干扰机制。此外,基于某单轨火箭橇试验数据,对仿真与实验结果的一致性进行了定量分析。研究结果表明:(1)火箭橇气动热预示中,空间离散格式宜选用Roe格式,湍流模型宜采用S-A模型,且法向第一层网格高度应不大于1×10^(-7) m;(2)典型橇体中无干扰区域的热流峰值为24 050 kW/m^(2),主要集中在连接段;轨道反射激波在锥段舱体下半部分形成干扰,整流帽对舱体侧面形成明显的干扰,均使得干扰区域热流显著增大;(3)温度仿真结果与试验结果的最大偏差为17.88%,表明该数值方法可用于后续火箭橇气动热预测。本文的研究成果为火箭橇试验的工程应用提供了重要的理论支持。 展开更多
关键词 火箭橇 数值模拟 气动热 热流密度 试验验证
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火箭橇卡瓣垫环设计及气动参数数值研究
14
作者 郝芬芬 周学文 +2 位作者 程明灿 杨洋 庞超 《航空动力学报》 北大核心 2025年第11期341-349,共9页
针对火箭橇试验中弹橇低扰动分离的关键需求,提出一种基于脱壳机理的内凹型卡瓣垫环结构应用于被试产品和火箭橇体之间,以增强弹橇解除约束后的气动分离力。设计了4种具有不同外延长度的内凹型卡瓣垫环,卡瓣外延长度与垫环厚度比值分别... 针对火箭橇试验中弹橇低扰动分离的关键需求,提出一种基于脱壳机理的内凹型卡瓣垫环结构应用于被试产品和火箭橇体之间,以增强弹橇解除约束后的气动分离力。设计了4种具有不同外延长度的内凹型卡瓣垫环,卡瓣外延长度与垫环厚度比值分别为0.5、1、1.5、2。通过CFD方法对应用传统垫环和4种卡瓣垫环的火箭橇体进行气动特性仿真,系统分析了传统平面垫环与卡瓣垫环橇体的气动特性、卡瓣外延长度及马赫数对气动特性的影响规律。结果表明:相较于传统平面垫环,内凹型卡瓣垫环能显著提升弹橇分离过程中其相对于被试产品的外扩力;卡瓣垫环外延长度增加对自身气动阻力影响较小,但会增加弹体阻力并减小橇体阻力,同时提升垫环的升力和侧向力,利于弹橇分离;马赫数小于2时,短外延垫环可能产生不利侧向力,但随着马赫数提高,长外延垫环的升力与侧向力均有所增加,有利于实现弹橇分离。研究结果可为火箭橇弹橇低扰动分离试验的设计提供新的解决方案和理论支撑。 展开更多
关键词 火箭橇 卡瓣垫环 计算流体力学 气动特性 弹橇分离
原文传递
基于隧道磁电阻的高速火箭橇速度测试技术研究
15
作者 马溯 钱礼华 +3 位作者 申晓敏 段晨 赵轶男 陈亚奇 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第5期272-278,共7页
目前火箭橇测速用断靶、遮光板和测速雷达存在布设量大、易受油污和发动机火焰干扰等问题,开展基于高频响、长探测距离的非接触式磁区截测速技术研究,包括永磁体空间磁场分布仿真、磁电阻传感器选型、增益放大和整形电路和信号展宽电路... 目前火箭橇测速用断靶、遮光板和测速雷达存在布设量大、易受油污和发动机火焰干扰等问题,开展基于高频响、长探测距离的非接触式磁区截测速技术研究,包括永磁体空间磁场分布仿真、磁电阻传感器选型、增益放大和整形电路和信号展宽电路设计。仿真和试验测试结果表明,电磁测速模块能够在探测距离大于20 cm,速度大于2 Ma的超高速火箭撬试验中稳定触发,突破了常规电磁探测距离短、频率响应低的技术瓶颈,速度测量值与实际值的均方根误差为0.57%,满足优于1%的精度需求,验证了该电磁测速技术具有良好的应用前景,可以推动火箭橇试验技术的发展。 展开更多
关键词 长探测距离 高频响 隧道磁电阻 信号调理 火箭橇
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翼型火箭橇振动特性分析与试验验证
16
作者 杨珍 王磊 +1 位作者 周学文 郑珂 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第3期129-136,共8页
为解决非对称带翼火箭橇在轨稳定运行和动态载荷准确预示难题,采用工程算法快速估算靴轨间磨损量得到最大速度工况下的靴轨间隙,建立翼型橇与轨道的耦合动力学模型,对侧翼气动力进行寻优设计,详细分析翼型火箭橇系统的振动特性,并进行... 为解决非对称带翼火箭橇在轨稳定运行和动态载荷准确预示难题,采用工程算法快速估算靴轨间磨损量得到最大速度工况下的靴轨间隙,建立翼型橇与轨道的耦合动力学模型,对侧翼气动力进行寻优设计,详细分析翼型火箭橇系统的振动特性,并进行试验验证。研究结果表明:侧翼最优气动下压力为20 kN,能有效抑制侧滑靴振动,防止系统发生滚转;翼型火箭橇系统的前三阶弯曲模态频率在90 Hz内,与轨道不会发生橇轨耦合共振,侧翼出现上下摆动、上拱等振动特点;滑靴表现出明显的随机持续性冲击响应特性,动应力峰值达到1500 MPa,而橇体的动应力在400 MPa以内;翼型橇侧滑靴振动量最大峰值是对称结构火箭橇滑靴的5倍;侧滑靴随系统低频运行过程中产生高频谐振;实测振动均方根与仿真值量级相同,趋势相同。翼型火箭橇试验的顺利实施,为武器装备地面动态试验提供了一种新的低成本验证方法。 展开更多
关键词 翼型火箭橇 运动稳定性 橇轨耦合 振动
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基于薄壁结构的高精度火箭橇建模技术
17
作者 景建斌 赵思伟 +1 位作者 付良 王化轲 《弹箭与制导学报》 北大核心 2025年第6期995-1001,共7页
火箭橇对飞机、导弹、航空飞行器等速度与加速动态试验测试至关重要。采用有限元分析预示试验工况是成功开展火箭橇试验不可或缺的部分。随着火箭橇试验速度的不断增加,对有限元模型的精度要求也相应提高。因此,需要提升火箭橇的整体建... 火箭橇对飞机、导弹、航空飞行器等速度与加速动态试验测试至关重要。采用有限元分析预示试验工况是成功开展火箭橇试验不可或缺的部分。随着火箭橇试验速度的不断增加,对有限元模型的精度要求也相应提高。因此,需要提升火箭橇的整体建模技术,以满足各类试验需求。为更准确地预示火箭橇试验的动态响应,构建了基于薄壁结构的高精度模型,采用壳-实体混合单元实现薄壁结构的精确建模,并利用满足位移协调的网格,确保壳-实体单元间的位移一致性和载荷的准确传递,以提高模型的计算精度和稳定性。高、低速火箭橇运行过程的仿真结果表明,混合单元的薄壁结构在振动响应预示方面优于实体单元结构。试验结果与仿真结果的对比显示,在研究范围内,该模型的误差满足试验需求,其有效性和可靠性得到了验证。因此,采用混合单元薄壁结构进行建模能够更准确地预测火箭橇的动态响应。这一建模方法为火箭橇结构的设计和优化提供了重要技术支持,对提升火箭橇性能具有重要意义。 展开更多
关键词 火箭橇 有限元分析 薄壁结构 动态载荷预示
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美国高超声速滑轨设施和试验能力综述
18
作者 胡兵 任淑红 +1 位作者 王磊 屈小婷 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第S2期327-333,共7页
介绍了美国高超声速武器地面试验能力,梳理了美国火箭橇滑轨设施发展历程与应用领域,重点分析了霍洛曼高速滑轨的试验能力现状,阐述了美国通过磁悬浮火箭橇和高空模拟舱计划解决振动环境恶劣与低空模拟限制的新动向。美国火箭橇最大速... 介绍了美国高超声速武器地面试验能力,梳理了美国火箭橇滑轨设施发展历程与应用领域,重点分析了霍洛曼高速滑轨的试验能力现状,阐述了美国通过磁悬浮火箭橇和高空模拟舱计划解决振动环境恶劣与低空模拟限制的新动向。美国火箭橇最大速度约为3000 m/s,振动环境控制、雨场模拟、热防护等高超声速试验能力持续提升,为高超声速武器研发提供了关键地面验证手段,对国内相关设施与能力建设具有重要参考价值。 展开更多
关键词 高超声速武器 火箭橇 地面试验 霍洛曼高速滑轨 磁悬浮 高空模拟舱
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雷弹水下发射安全试验方法研究
19
作者 沈永福 余周辉 +1 位作者 赵永涛 王婷婷 《装备环境工程》 2025年第6期20-25,共6页
目的提出一种考核导弹、鱼水雷等武器水下发射安全性的试验方法。方法通过分析雷弹发射出管速度量级,提出一种基于火箭撬试验装置的雷弹水下发射安全试验方法,用火箭发动机推动雷弹在滑轨上滑行,模拟其在发射筒内的运动,达到预设状态时... 目的提出一种考核导弹、鱼水雷等武器水下发射安全性的试验方法。方法通过分析雷弹发射出管速度量级,提出一种基于火箭撬试验装置的雷弹水下发射安全试验方法,用火箭发动机推动雷弹在滑轨上滑行,模拟其在发射筒内的运动,达到预设状态时,释放并撞击固定的发射管盖,基于观测到的异常现象判定雷弹的安全反应等级。结果给出了试验系统的主要组成,并对相关技术要求进行了分析。结论提出的方法可为开展雷弹水下发射安全试验提供参考。 展开更多
关键词 水下发射 雷弹 发射管 安全性 火箭撬
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固体火箭发动机火箭橇过载模拟试验方法 被引量：18
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作者 张翔宇 甘晓松 +2 位作者 高波 马亮 周艳青 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第6期751-754,共4页
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... 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。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 火箭橇 过载 不稳定燃烧
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