本文以火箭、導(dǎo)彈傾斜發(fā)射的定向形式作為主要研究對(duì)象,以發(fā)射裝置設(shè)計(jì)理論和發(fā)射動(dòng)力學(xué)分析為基礎(chǔ),對(duì)導(dǎo)軌式非同時(shí)離軌、適配器非同時(shí)離軌、導(dǎo)軌式同時(shí)離軌等不同發(fā)射形式進(jìn)行了初步設(shè)計(jì)和動(dòng)力學(xué)響應(yīng)的對(duì)比分析。在此基礎(chǔ)上,提出了一種采用適配器和定向件支承相結(jié)合的同步新型離軌方式,具有一定的理論意義和工程應(yīng)用價(jià)值。論文首先對(duì)火箭、導(dǎo)彈傾斜發(fā)射方式以及研究方法進(jìn)行了全面系統(tǒng)的闡述,進(jìn)而明確了論文的具體研究?jī)?nèi)容和研究方法。在此基礎(chǔ)上,結(jié)合發(fā)射動(dòng)力學(xué)理論基礎(chǔ)和計(jì)算多體動(dòng)力學(xué)方法,建立了適用于發(fā)射過程復(fù)雜動(dòng)力學(xué)響應(yīng)特性分析的多體動(dòng)力學(xué)模型。計(jì)算模型以多剛體模型為基礎(chǔ),并通過基于赫茲碰撞理論的接觸模型、基于彈簧阻尼器的柔性連接模型等考察發(fā)射系統(tǒng)部件間的相互作用關(guān)系。利用多體動(dòng)力學(xué)模型,對(duì)國(guó)內(nèi)外常見的導(dǎo)軌式同時(shí)離軌、適配器非同時(shí)離軌和導(dǎo)軌式非同時(shí)離軌等三種傾斜發(fā)射定向方式的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)特性進(jìn)行了深入的對(duì)比分析,從彈體下沉量、姿態(tài)角的擾動(dòng)量以及對(duì)后續(xù)飛行的影響等方面進(jìn)行了重點(diǎn)考核�？紤]到同時(shí)離軌具有姿態(tài)角變化小的優(yōu)勢(shì)和適配器在支承、減震以及分離上的優(yōu)點(diǎn),論文綜合上述三種發(fā)射方式的優(yōu)點(diǎn),提出一種結(jié)合適配器和定向件支承... 

【文章來源】：北京理工大學(xué)北京市 211工程院校 985工程院校

【文章頁(yè)數(shù)】：83 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

彈體簡(jiǎn)化外形

圖 2.8 發(fā)射系統(tǒng)模型的載荷主要為重力、發(fā)動(dòng)機(jī)推力，模型中各種載荷的力載荷直接通過重力加速度方式指定。在仿真分析避免重力加載對(duì)發(fā)射過程的影響，在仿真計(jì)算先進(jìn)行射系統(tǒng)達(dá)到靜平衡狀態(tài)。載荷的添加用 STEP 函數(shù)和 force 力實(shí)現(xiàn)，具體取值2.9 所示。導(dǎo)彈推力函數(shù)為：STEP（time，0，0，0機(jī)推力達(dá)到推動(dòng)彈體運(yùn)動(dòng)的數(shù)值前，彈體由模擬擋動(dòng)機(jī)推力超過彈體動(dòng)力后（約點(diǎn)火后 0.004s），固定下運(yùn)動(dòng)。

圖 2.8 發(fā)射系統(tǒng)模型仿真模型中的載荷主要為重力、發(fā)動(dòng)機(jī)推力，模型中各種載荷的具體設(shè)置方法和依據(jù)如下所述。模型中的重力載荷直接通過重力加速度方式指定。在仿真分析中，發(fā)射角度統(tǒng)一采用為 45°，為避免重力加載對(duì)發(fā)射過程的影響，在仿真計(jì)算先進(jìn)行重力作用下的靜平衡分析，使發(fā)射系統(tǒng)達(dá)到靜平衡狀態(tài)。發(fā)動(dòng)機(jī)推力載荷的添加用 STEP 函數(shù)和 force 力實(shí)現(xiàn)，具體取值由公開文獻(xiàn)近似取值得到，如圖 2.9 所示。導(dǎo)彈推力函數(shù)為：STEP（time，0，0，0.02，100000），仿真模型中，在發(fā)動(dòng)機(jī)推力達(dá)到推動(dòng)彈體運(yùn)動(dòng)的數(shù)值前，彈體由模擬擋彈閉鎖結(jié)構(gòu)的固定副約束；當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)推力超過彈體動(dòng)力后（約點(diǎn)火后 0.004s），固定副失效，彈體在發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用下運(yùn)動(dòng)。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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碩士論文
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本文編號(hào)：2973736