伸缩筒燃气弹射系统动力学特性

doi:10.3969/j.issn.1009-086x.2025.05.009

摘要/Abstract

摘要：

为降低弹射载荷并提高火箭的发射精度，提出了一种伸缩筒燃气弹射系统。基于理论分析和数值计算方法研究了该弹射系统的动力学特性。火箭出筒速度的仿真值和理论值的最大相对误差为-0.98%，验证了该弹射系统有限元模型的正确性。基于有限元模型，开展了该弹射系统的降压效果及发射角度、推力偏心和风载荷对火箭运动姿态和内筒振动响应影响的研究。结果表明：相比单筒弹射系统，该弹射系统的平均降压效果和最大降压效果约为30.3%和35.1%；发射角度、推力偏心和风载荷越大，火箭运动姿态与内筒振动响应越恶劣；其中，发射角度是影响火箭发射精度的主要因素，且发射角度对发射精度的最大影响效果是其他2个因素最大影响效果的2.3~4.4倍。该研究成果可为伸缩筒燃气弹射系统的设计与优化提供参考。

关键词: 伸缩筒, 动力学, 有限元, 降压, 发射精度

Abstract:

To reduce the ejection load and improve the launch accuracy of rockets， a telescopic canister gas ejection system was proposed. The dynamic characteristics of this ejection system were studied based on theoretical analysis and numerical calculation. The maximum relative error between the simulated and theoretical velocities of the rocket exiting the canister was -0.98%， and the accuracy of the finite element model of the ejection system was verified. Based on the finite element model， the depressurization effects of the ejection system and the effects of launch angle， thrust misalignment， and wind load on the rocket’s motion attitude and the inner canister’s vibrational response were investigated. The results show that compared to the single canister ejection system， the average and maximum depressurization effects of the ejection system are about 30.3% and 35.1%， respectively. Larger launch angle， thrust misalignment， and wind load indicate worse motion attitude of the rocket and vibrational response of the inner canister. The launch angle is the main factor affecting the launch accuracy of the rocket， and the maximum effect of the launch angle on the launch accuracy is 2.3 to 4.4 times that of the other two factors. The research can provide references for the design and optimization of telescopic canister gas ejection systems.

Key words: telescopic canister, dynamics, finite element, depressurization, launch accuracy

中图分类号:

TJ762.2

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图/表 21

图1 伸缩筒燃气弹射系统模型

Fig. 1 Model of telescopic canister gas ejection system

图2 伸缩筒零维内弹道方程组求解流程

Fig. 2 Flowchart for solving zero-dimensional internal ballistic equations of telescopic canister

表1 内弹道方程组输入参数

Table1 Input parameters for the set of internal ballistic equations

高、低压室初始参数	数值	质量与结构参数	数值
高压室初始压强/MPa	0.1	导弹质量/kg	17 780
低压室初始压强/MPa	0.1	内筒质量/kg	853
低压室初始温度/K	300	内筒长度/m	8.7
燃气气体常数/ （J·（kg·K）^-1）	287	外筒筒内长度/m	9
燃气绝热指数	1.4	阻拦环长度/m	0.9
燃气比定压热容/ （J·（kg·K）^-1）	1 004.5	导弹最大外径/m	0.84
燃气比定容热容/ （J·（kg·K）^-1）	717.5	内筒外径/m	1.06
低压室初始自由容积/m³	0.43	内筒内径/m	1.02
高压室喷管流量修正系数	1.1	外筒内径/m	1.16
低压室间隙修正系数	1	喷管喉部直径/m	0.126

图3 高压室压强曲线

Fig. 3 Pressure curve of high-pressure chamber

图4 低压室压强曲线

Fig. 4 Pressure curve of low-pressure chamber

图5 伸缩筒有限元模型

Fig. 5 Finite element model of telescopic canister

表2 部件材料参数

Table 2 Material parameters of components

部件	材料	密度/ （kg·m^-3）	弹性模量/ Pa	泊松比
内筒	玻璃钢	1.5×10³	2.1×10¹¹	0.30
阻拦环（楔形环）	铝	2.7×10³	7.1×10¹⁰	0.33
阻拦环（柱形环）	聚乙烯	1.2×10³	9.03×10⁸	0.39
适配器	聚乙烯	1.2×10³	9.03×10⁸	0.39
其他部件	钢	7.8×10³	2.1×10¹¹	0.30

图6 弹射过程示意图

Fig. 6 Schematic of ejection progress

图7 弹射系统速度理论曲线与仿真曲线的对比

Fig. 7 Comparison between theoretical and simulation curves of the ejection system's velocity

图8 单筒式和伸缩筒式速度曲线的对比

Fig. 8 Comparison of velocity curves between single canister and telescopic canister

图9 单筒式和伸缩筒式压强曲线的对比

Fig. 9 Comparison of pressure curves between single canister and telescopic canister

图10 倾斜角度方向

Fig. 10 Direction of the inclination angle

图11 不同发射角度下火箭姿态

Fig. 11 Rocket attitudes at different launch angles

图12 不同发射角度下内筒筒口位移量

Fig. 12 Displacement of rocket inner canister at different launch angles

图13 推力偏心方向

Fig. 13 Direction of thrust eccentricity

图14 不同推力偏心下火箭姿态

Fig. 14 Rocket attitudes under different thrust eccentricities

图15 不同推力偏心下内筒筒口位移量

Fig. 15 Displacement of rocket inner canister under different thrust eccentricities

图16 风载荷方向

Fig. 16 Direction of wind load

图17 不同风载荷下火箭姿态

Fig. 17 Rocket attitudes under different wind loads

图18 不同风载荷下内筒筒口位移量

Fig. 18 Displacement of rocket inner canister under different wind loads

表3 3种因素对发射精度的影响

Table 3 Effect of three factors on launch accuracy

影响因素	变量数值	火箭运动姿态		内筒振动响应
影响因素	变量数值	最大偏航角/（°）	最大偏航角速度/（（°）·s^-1）	最大位移/ mm
发射角度/（°）	0	0.000 59	0.001 68	0.183 80
	1	0.080 01	0.564 13	-3.359 70
	2	0.153 71	1.016 86	-6.331 54
	3	0.207 16	1.414 97	-8.844 94
推力偏心/mm	0	0.000 59	0.001 68	0.183 80
	10	0.019 48	0.199 70	-1.177 83
	20	0.041 06	0.409 36	-1.475 75
	30	0.062 36	0.586 32	-1.989 33
风速/ （mm·s^-1）	0	0.000 59	0.001 68	0.183 80
	8	0.007 79	0.073 18	-0.863 47
	16	0.039 4	0.250 61	-2.001 46
	24	0.077 94	0.449 00	-3.820 08

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