【摘要】：為了解決火箭彈增程技術(shù)的不足和局限,提出了伸縮式彈翼技術(shù)的火箭彈增程方案,對伸縮翼的結(jié)構(gòu)及展開裝置進(jìn)行設(shè)計,并對伸縮翼展開過程中的驅(qū)動系統(tǒng)、運動學(xué)、動力學(xué)、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度方面的相關(guān)性能參數(shù)作了定性分析,從而為火箭彈增程性能的進(jìn)一步完善提供了新的途徑。本課題從實際出發(fā),以飛機(jī)機(jī)翼形狀為背景,利用翼型庫軟件導(dǎo)出升阻比較高的翼型,用簡單可靠的壓簧鎖緊結(jié)構(gòu)將各節(jié)翼殼裝配一起,引用內(nèi)彈道壓力-時間的理論計算對驅(qū)動裝置火藥氣體燃燒產(chǎn)生的推力大小運用Matlab進(jìn)行仿真計算,并對伸縮翼推開過程的速度、位移、接觸力、摩擦力利用動力學(xué)仿真軟件Adams進(jìn)行分析,得到它們隨時間的變化關(guān)系,有助于對展開過程進(jìn)行精確控制。利用有限元分析軟件Workbench對設(shè)計的伸縮翼機(jī)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)度和模態(tài)分析校核,從而得到翼面展開過程中應(yīng)力的分布,對翼片進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化。對伸縮翼展開過程中所涉及的影響因素包括氣體泄漏及展開速度引起的伸縮翼橫向共振,進(jìn)行理論計算及仿真分析,以便使伸縮翼可靠展開到工作狀態(tài)及避免由于翼片共振引起的疲勞破壞。經(jīng)仿真證明所設(shè)計的伸縮翼結(jié)構(gòu)及運動學(xué)、動力學(xué)和強(qiáng)度可作為火箭彈伸縮彈翼的設(shè)計方案。本課題的研究實踐表明采用計算機(jī)輔助設(shè)計編程和有限元分析、多體動力學(xué)仿真方法進(jìn)行伸縮翼的設(shè)計開發(fā)不僅縮短了研發(fā)時間且產(chǎn)品投入減少,同時也有助于加強(qiáng)伸縮翼各性能方面的薄弱環(huán)節(jié),為火箭彈滑翔增程提供一種新型的設(shè)計思路。
【圖文】：

圖 1.1 火箭彈彈道軌跡示意圖彈添加伸縮翼后，伸縮翼在初始階段處于彈體內(nèi)部，這不僅減小了的摩擦力，還降低了發(fā)射要求。在主動段，依靠自身結(jié)構(gòu)特點伸縮安裝在戰(zhàn)斗部殼體內(nèi)，因此在主動段飛行過程中空氣阻力明顯減小得到有效提高，助推段將按曲線Ⅱ的彈道軌跡飛行。在0t 點主動段結(jié)慣性力飛行至 B 點。為了使火箭彈獲得最大動能，在火箭彈發(fā)射離筒作用下快速飛行至 B 點，此時助推階段結(jié)束，助推器本身成為冗余箭彈分離，使火箭彈獲得較高的飛行速度，將按照慣性繼續(xù)沿拋物 C 點，然后利用自身攜帶的控制器發(fā)出控制指令，，驅(qū)動燃?xì)獍l(fā)生器縮翼按照設(shè)計的要求順利展開到工作位置，并準(zhǔn)確鎖定，火箭彈將。由于伸縮翼對火箭彈氣動力的改變，火箭彈將按照曲線Ⅱ的滑翔通過對圖 1.1 中的兩組彈道曲線進(jìn)行對比，可以明顯地看出，在主

中北大學(xué)學(xué)位論文控式伸縮翼增程技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀控式伸縮翼發(fā)展現(xiàn)狀面的變形使得氣動力發(fā)生改變，滿足了許多飛行任務(wù)的特殊要求，的熱點方向。2003 年，美國最先啟動伸縮翼的設(shè)計研究。洛克希折疊型機(jī)翼，如圖 1.2(a)為由航空公司研究創(chuàng)新的蒙皮型機(jī)翼，如翼，其設(shè)計成本高，難度大，雷聲公司已放棄研發(fā)。
【學(xué)位授予單位】：中北大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類號】：TJ415

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本文編號：2656727