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象,以發(fā)射裝置設(shè)計理論和發(fā)射動力學(xué)分析為基礎(chǔ),對導(dǎo)軌式非同時離軌、適配器非同時離軌、導(dǎo)軌式同時離軌等不同發(fā)射形式進(jìn)行了初步設(shè)計和動力學(xué)響應(yīng)的對比分析。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)用價值。論文首先對火箭、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內(nèi)容和研究方法。在此基礎(chǔ)上,結(jié)合發(fā)射動力學(xué)理論基礎(chǔ)和計算多體動力學(xué)方法,建立了適用于發(fā)射過程復(fù)雜動力學(xué)響應(yīng)特性分析的多體動力學(xué)模型。計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。利用多體動力學(xué)模型,對國內(nèi)外常見的導(dǎo)軌式同時離軌、適配器非同時離軌和導(dǎo)軌式非同時離軌等三種傾斜發(fā)射定向方式的動力學(xué)響應(yīng)特性進(jìn)行了深入的對比分析,從彈體下沉量、姿態(tài)角的擾動量以及對后續(xù)飛行的影響等方面進(jìn)行了重點考核�？紤]到同時離軌具有姿態(tài)角變化小的優(yōu)勢和適配器在支承、減震以及分離上的優(yōu)點,論文綜合上述三種發(fā)射方式的優(yōu)點,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

【文章頁數(shù)】：83 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

彈體簡化外形

圖 2.8 發(fā)射系統(tǒng)模型的載荷主要為重力、發(fā)動機推力，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發(fā)射過程的影響，在仿真計算先進(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機推力達(dá)到推動彈體運動的數(shù)值前，彈體由模擬擋動機推力超過彈體動力后（約點火后 0.004s），固定下運動。

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)動機推力，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°，為避免重力加載對發(fā)射過程的影響，在仿真計算先進(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)動機推力載荷的添加用 STEP 函數(shù)和 force 力實現(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)動機推力達(dá)到推動彈體運動的數(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)動機推力超過彈體動力后（約點火后 0.004s），固定副失效，彈體在發(fā)動機推力作用下運動。

【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：2973736