火箭多級筒燃氣彈射動力學(xué)特性及影響因素

潘霄，姜毅，王勃漫，任燁波

(1.北京理工大學(xué) 宇航學(xué)院，北京 100081；2.北京電子工程總體研究所，北京 100854)

0 引言

火箭彈射技術(shù)是未來火箭發(fā)射技術(shù)的重點發(fā)展方向之一。火箭彈射是在火箭自身發(fā)動機不提供推力的情況下彈出發(fā)射裝置的一種發(fā)射技術(shù)，因此也被稱作冷發(fā)射技術(shù)；其作為一種可以有效簡化發(fā)射陣地、降低地面裝置和箭體燒蝕損失、減輕火箭燃料載重、方便發(fā)射前布置及發(fā)射后撤離的發(fā)射方式，從發(fā)展之初便受到極大的關(guān)注?；鸺龔椛溥^程中使用的工質(zhì)有壓縮空氣、燃氣、燃氣- 蒸汽等，傳統(tǒng)發(fā)射裝置主要有筒式和活塞氣缸式兩種；近年來，隨著技術(shù)的發(fā)展，電磁彈射等新型彈射方式、多級活塞缸式燃氣彈射、無桿式氣缸彈射器等新型彈射裝置也陸續(xù)被提出，接受反復(fù)的研究論證。

多級筒燃氣彈射方案是一種新型火箭彈射方案，其彈射動力機構(gòu)主要是在低壓室之上設(shè)計的多個活塞缸，是一種結(jié)合筒式發(fā)射和活塞氣缸式發(fā)射的優(yōu)點、對火箭更加安全的彈射方式?；鸺谑褂枚嗉壨踩細鈴椛溲b置發(fā)射時，高溫燃氣迅速膨脹，推動活塞缸逐級展開；活塞缸展開的推力隨之作用于火箭底部，使其向發(fā)射方向快速運動，最終達到彈出的目的。與傳統(tǒng)的筒式彈射裝置相比，多級筒燃氣彈射裝置的燃氣全程被封閉在活塞筒內(nèi)，既避免了高溫燃氣流與火箭接觸，降低液體火箭表面和其他發(fā)射裝置的熱防護性要求，也省去了傳統(tǒng)筒式發(fā)射的固定發(fā)射筒結(jié)構(gòu)，方便火箭發(fā)射裝置的安裝和轉(zhuǎn)載；與傳統(tǒng)活塞氣缸式(提拉桿式)彈射裝置相比，多級筒燃氣彈射裝置結(jié)構(gòu)簡單、容錯率高、燃氣反應(yīng)速度快、推力大，這些優(yōu)點都可以與新型火箭的彈射性能需求相匹配。

目前，關(guān)于這種新型多級筒燃氣彈射方案的文獻較少，相關(guān)研究也主要集中在動力裝置的燃氣及流場特性，對于其彈射過程中結(jié)構(gòu)的動力學(xué)特性及發(fā)射的影響因素研究不多。因此，本文分析了一套火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)方案，通過實驗方法得到該彈射裝置的火箭速度、火箭俯仰角、位移等結(jié)果，并使用有限元方法對該套裝置的彈射過程進行仿真，比較得到了計算模型的有效性。在有效模型的基礎(chǔ)上，分析了筒節(jié)間隙、推力偏心和發(fā)射角度對多級筒彈射的影響，為火箭多級筒燃氣彈射方式的應(yīng)用提供了參考。

1 火箭多級筒燃氣彈射裝置總體設(shè)計

火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)通過活塞筒將火箭與高溫燃氣分隔開；其工作原理是高溫燃氣膨脹對多級活塞筒做功使其逐級伸展，再由活塞筒推動火箭底部對火箭做功，獲得發(fā)射需要的初始速度、位移條件。另外，多級筒彈射方案中，活塞筒本身就能夠形成封閉環(huán)境，而不需要發(fā)射筒與彈射底座，也有利于提高結(jié)構(gòu)的可靠性。

本文討論的火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)由火箭、發(fā)射架、多級筒模塊、燃氣發(fā)生器、防護裝置等構(gòu)成，圖1為火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和多級筒模塊工作原理組成的示意圖。多級筒模塊包括15節(jié)活塞筒和緩沖裝置。采用發(fā)射架和適配器組合技術(shù)，可以通過使用不同的適配器，以適配不同型號的火箭。

圖1 火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)組成示意圖Fig.1 Schematic diagram of composition of rocket multistage canister ejection system

本文采用實驗方法對該結(jié)構(gòu)的彈射性能進行驗證，火箭由質(zhì)量和直徑都相當?shù)呐渲卮妗Ｔ诙嗉壨材K下連接燃氣發(fā)生器，燃氣發(fā)生器產(chǎn)生的高壓燃氣推動1級到14級活塞筒沿著豎直方向向上運動，運動到位時受下一節(jié)筒的限位約束而停止，火箭在適配器與導(dǎo)軌的相互接觸作用下被活塞筒推動，沿導(dǎo)軌向上運動。彈射機構(gòu)的示意圖如圖2所示。

圖2 彈射機構(gòu)的示意圖Fig.2 Schematic diagram of ejection structure

2 仿真模型分析驗證

為分析火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)的動力學(xué)響應(yīng)，建立有限元動力學(xué)模型，進行計算分析。有限元模型將去除模型的圓孔、倒角和螺紋孔的結(jié)構(gòu)全部處理成柔性體，以盡可能地逼近真實模型。在建立有限元分析模型之前，還需要建立數(shù)學(xué)模型，對低壓室內(nèi)的推力進行推導(dǎo)。

2.1 火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)內(nèi)彈道計算

(1)

式中：為燃氣比熱比相關(guān)常量；為裝藥氣體常數(shù)；為燃氣比熱比。在燃氣的影響下，多級活塞筒內(nèi)低壓室中的燃氣質(zhì)量微分方程和瞬時燃氣狀態(tài)方程為

(2)

(3)

火箭在發(fā)射過程中受彈射力、摩擦力、重力3種外力作用，當彈射力大于火箭重力時火箭開始運動，此時火箭運動方程為

(4)

式中：為火箭質(zhì)量；為火箭在多級筒燃氣彈射器內(nèi)的瞬時運動速度。對于多級筒燃氣彈射熱力系統(tǒng)，在d時間內(nèi)，質(zhì)量為δ、體積為d的燃氣流入進口截面，質(zhì)量為δ、體積為d的燃氣流出出口截面，使多級筒燃氣彈射熱力系統(tǒng)增加熱量δ。同時，燃氣對活塞筒做功，使得活塞筒對火箭做功δ。根據(jù)熱力學(xué)第一定律，多級筒燃氣彈射熱力系統(tǒng)增加的總能量d為

d=d+d+δ-d-d-δ

(5)

式中：d、d分別為d時間內(nèi)燃氣流入和流出系統(tǒng)的總能；d、d分別為燃氣流入和流出系統(tǒng)的推動功。

進入多級筒燃氣彈射熱力系統(tǒng)的能量等于燃氣帶入系統(tǒng)的焓d、流入燃氣的宏觀動能d、重力勢能d、系統(tǒng)增加熱量δ之和。同時基于內(nèi)彈道基本假設(shè)，多級筒燃氣彈射系統(tǒng)與外界沒有熱交換，則δ=0 J；忽略其重力勢能，即令d≈0 J。離開系統(tǒng)的能量也有類似關(guān)系，假設(shè)泄露燃氣的宏觀動能為d、重力勢能為d，則得到進入和離開系統(tǒng)的能量滿足：

d+d+δ=δ

(6)

d+d+δ=d+d+d+δ

(7)

式中：為燃氣比定壓熱容；d為燃氣流出導(dǎo)致系統(tǒng)焓的下降量。

多級筒燃氣彈射系統(tǒng)對外所做的功δ推動彈射質(zhì)量運動，使之具有相應(yīng)的運動動能；對于多級筒燃氣彈射模型，低壓室無燃氣流出，故d=0 J。則有

(8)

d+d+δ=δ+δ

(9)

式中：為高壓室流向低壓室的氣體速度。

根據(jù)內(nèi)彈道基本假設(shè)，認為燃氣在低壓室內(nèi)無流動，則低壓室內(nèi)燃氣宏觀動能d=0 J；忽略其重力勢能，即d≈0 J；對于理想氣體，通常取0 K時比熱力學(xué)能的值為0 J，為燃氣的定容比熱容，則多級筒燃氣彈射系統(tǒng)貯存能量的增加值為

d=d=δ=δ

(10)

式中：d為多級筒燃氣彈射熱力系流增加的內(nèi)能；為比內(nèi)能。

在d時間內(nèi)，有

(11)

式中：為低壓室散熱修正系數(shù)；為總溫；為低壓室承壓面積。

將多級活塞筒內(nèi)彈道方程組通過4階龍格- 庫塔算法進行時間迭代求解。根據(jù)多級活塞筒的工作特性在求解過程中對隨著展開級數(shù)變化的參量進行判斷與修正，整個求解流程如圖3所示。圖3中為導(dǎo)彈在彈射器內(nèi)的行程，為活塞筒高度。

圖3 多級活塞筒內(nèi)彈道求解流程Fig.3 Flow chart for solving zero-dimensional interior ballistics of multistage canister

通過解算，得到多級活塞筒系統(tǒng)在彈射過程中的壓強曲線如圖4所示。

圖4 多級活塞筒燃氣彈射系統(tǒng)在彈射過程中的壓強曲線Fig.4 Curve of pressure in multistage canister system during ejection

2.2 有限元模型

根據(jù)模型基本假設(shè)對火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)進行簡化，建立火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)有限元模型如圖5所示。

圖5 火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)有限元模型Fig.5 Finite element model of rocket multistage canister system

由圖5可知：火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)有限元模型同樣包括火箭、發(fā)射架、適配器、導(dǎo)軌和由15節(jié)活塞筒構(gòu)成的多級筒模塊，活塞筒由內(nèi)到外分別為1級活塞筒到15級活塞筒。發(fā)射架底面與地面固定；第15級活塞筒與地面固定；火箭在發(fā)射架內(nèi)運動時，適配器與火箭固定。燃氣發(fā)生器產(chǎn)生的高壓燃氣推動1級到14級活塞筒向上運動，運動到位時依靠緩沖裝置緩沖，相鄰活塞筒相互接觸?；鸺c活塞筒相互接觸作用、適配器與導(dǎo)軌相互接觸作用，引導(dǎo)火箭沿著導(dǎo)軌向上運動。綜上所述，火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)有限元模型的拓撲關(guān)系如圖6所示。

圖6 有限元模型拓撲關(guān)系示意圖Fig.6 Topological relations of finite element model

對于有限元模型，將內(nèi)彈道計算所得到的燃氣發(fā)生器產(chǎn)生的壓強加載到1～14級活塞筒底面和內(nèi)壁上，活塞筒運動到位時依靠緩沖裝置緩沖?；鸺c活塞筒、適配器與導(dǎo)軌在整個發(fā)射過程中會發(fā)生接觸作用，需要根據(jù)材料的自身屬性和裝置的實際加工精度，定義相對應(yīng)的摩擦特性。

2.3 實驗和模擬結(jié)果分析

將實驗中測得的火箭速度、火箭俯仰角與仿真結(jié)果進行比較，結(jié)果如圖7所示。由圖7可見，火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)實驗數(shù)據(jù)和有限元仿真的彈射速度大致相同，俯仰角趨勢相同，誤差較小。

圖7 仿真和實驗結(jié)果對比圖Fig.7 Comparison of simulated and test results

綜上所述，通過對比可知，火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)有限元模型可靠性好、精度較高，模型結(jié)果有效、可信，能夠支撐本文對多級筒燃氣彈射系統(tǒng)的研究工作。

3 火箭多級筒燃氣彈射影響因素討論

由于火箭多級筒燃氣彈射是一種新的彈射方式，其運動安全性需要經(jīng)過細致的討論?；鸺嗉壨踩細鈴椛溥^程中，由于加工精度等會引入外界擾動，進而可能影響彈射的安全性，研究不同因素對火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)彈射過程的影響，計算仿真火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)的動力學(xué)響應(yīng)，可以評估火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)的可靠性并為后續(xù)結(jié)構(gòu)優(yōu)化提出建議，對火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)的設(shè)計有重要意義。

下面在第2節(jié)火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)有限元模型的基礎(chǔ)上，研究活塞筒筒節(jié)間隙、推力偏心和發(fā)射角度對發(fā)射過程的影響。根據(jù)第2節(jié)模型驗證結(jié)果可知，總推力未達到火箭自重時的閉鎖期間，火箭姿態(tài)、各部件受力沒有明顯變化，因此為提高計算效率，略去這一段時間計算，從閉鎖力解除階段直接計算，推力持續(xù)時間252 s，計算時間26 s。

3.1 筒節(jié)間隙影響

由于火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)中活塞筒的加工工藝和安裝時的誤差，多級筒模塊的相鄰?fù)补?jié)之間會產(chǎn)生不可避免的間隙?；钊餐补?jié)的間隙會使活塞筒的導(dǎo)向作用變小，相鄰?fù)补?jié)產(chǎn)生碰撞，因此考慮筒節(jié)間隙對活塞筒彈射的安全性影響非常有必要。從工程經(jīng)驗和相關(guān)文獻可知，活塞筒筒節(jié)間隙在03 mm以內(nèi)，因此需要對筒節(jié)間隙分別為01 mm、02 mm、03 mm 3種工況進行仿真，從而對3種筒節(jié)間隙工況下火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)的動力學(xué)響應(yīng)進行分析。

3.2 推力偏心影響

由于火箭質(zhì)心偏移和安裝誤差等原因，火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)會產(chǎn)生推力偏心，使得火箭受到額外的力矩，從而可能影響火箭發(fā)射精度和多級筒燃氣彈射系統(tǒng)的穩(wěn)定性。從工程經(jīng)驗和相關(guān)文獻可知，推力偏心在30 mm以內(nèi)，因此考慮推力偏心分別為0 mm、10 mm、20 mm、30 mm 4種工況進行仿真，分析4種工況下火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)的動力學(xué)響應(yīng)。由于火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)的對稱性以及坐標系定義軸方向為火箭俯仰方向，將推力偏心方向設(shè)置為軸正方向。

3.3 發(fā)射角度影響

小角度傾斜發(fā)射可以防止在火箭彈射后不能點火的情況下，火箭掉落與火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)發(fā)射平臺相碰撞，造成二次傷害。研究發(fā)射角度對火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)的影響，對該系統(tǒng)的設(shè)計有重要意義。對垂直發(fā)射的火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)偏轉(zhuǎn)角度分別為0°、1°、2°、3° 4種工況進行仿真分析，得到4種工況下的動力學(xué)響應(yīng)。由于火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)的對稱性以及坐標系定義軸方向為火箭俯仰方向，發(fā)射角度偏轉(zhuǎn)方向設(shè)為軸正方向。

4 結(jié)果與分析

活塞筒筒節(jié)間隙、推力偏心和發(fā)射角度對發(fā)射過程的影響，主要體現(xiàn)在火箭在彈射過程中的運動姿態(tài)、筒節(jié)間的相互作用力以及筒節(jié)上的自身響應(yīng)。

4.1 各影響因素對火箭運動姿態(tài)的影響

圖8為火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)不同筒節(jié)間隙下火箭彈射方向的速度。由圖8可以看出，火箭彈射方向的速度受活塞筒筒節(jié)間隙的影響極小，3條曲線幾乎重合。各工況下，火箭在活塞筒推動下速度不斷提高，火箭在234 s時與活塞筒分離，分離后火箭受自重影響速度開始降低。

圖8 不同筒節(jié)間隙下火箭彈射方向速度Fig.8 Ejection velocity of rocket under different gaps between the cylinder sections

圖9為火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)不同筒節(jié)間隙下火箭俯仰角、偏航角、俯仰角速度、偏航角速度曲線。由圖9可以看出：筒節(jié)間隙越大，對火箭姿態(tài)越不利；火箭的俯仰角和角速度隨筒節(jié)間隙增大而增大，偏航角和角速度隨筒節(jié)間隙增大而減小并逐漸向反方向偏轉(zhuǎn)；當活塞筒間隙小于03 mm時，火箭彈射的偏轉(zhuǎn)較小；當活塞筒間隙為03 mm時，火箭彈射的偏轉(zhuǎn)較為明顯。

圖9 不同筒節(jié)間隙下火箭姿態(tài)Fig.9 Rocket attitudes under different gaps between cylinder sections

通過計算推力偏心分別為0 mm、10 mm、20 mm、30 mm 4種工況的火箭運動數(shù)據(jù)可知，火箭彈射方向速度不受推力偏心的影響。圖10為火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)不同推力偏心下火箭俯仰角、偏航角、俯仰角速度、偏航角速度曲線。由圖10可以看出：推力偏心越大，對火箭姿態(tài)越不利；火箭的俯仰角和俯仰角速度隨推力偏心增大而增大，推力偏心每增加10 mm，俯仰角增加008 °，俯仰角速度增加006 °s；偏航角和偏航角速度隨推力偏心增大而減小。

圖10 不同推力偏心下火箭姿態(tài)Fig.10 Rocket attitudes under different thrust eccentricities

通過計算垂直發(fā)射的火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)偏轉(zhuǎn)角度分別為0°、1°、2°、3° 4種工況的火箭運動數(shù)據(jù)可知，火箭彈射方向速度受發(fā)射角度的影響極小，可以忽略。圖11為火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)不同發(fā)射角度下火箭俯仰角、偏航角、俯仰角速度、偏航角速度曲線。由圖11可以看出：發(fā)射角度越大，對火箭姿態(tài)越不利；火箭的俯仰角和俯仰角速度隨發(fā)射角度增大而增大，發(fā)射角度每增加1°，俯仰角增加03°，俯仰角速度增加02°s；偏航角和偏航角速度隨發(fā)射角度增大而減小并逐漸向反方向偏轉(zhuǎn)；當發(fā)射角度為3 °時，影響較為明顯。

圖11 不同發(fā)射角度下火箭姿態(tài)Fig.11 Rocket attitudes at different launch angles

4.2 各影響因素對筒節(jié)間相互作用力的影響

在外界因素的影響下，筒節(jié)與筒節(jié)之間的相互作用力也會隨之改變。通過計算，可以得到外界影響因素與筒節(jié)間緩沖裝置在3個坐標方向受力的關(guān)系。

筒節(jié)間隙、推力偏心和發(fā)射角度越大，緩沖裝置軸、軸方向受力越大，相互作用力的相對振幅也越大。筒節(jié)間隙對緩沖裝置軸、軸方向的影響都較大，對軸方向受力影響較小，推力偏心對緩沖裝置軸、軸方向的影響不大，在軸方向受力的影響基本可以忽略；4種發(fā)射角度下緩沖裝置對軸方向的受力和軸方向的力矩影響十分巨大，對軸方向的影響極小。

3種影響因素影響下，筒節(jié)之間三方向相互作用力曲線趨勢大致相同。圖12為火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)不同筒節(jié)間隙下緩沖裝置軸、軸、軸3個方向受力。

圖12 不同筒節(jié)間隙下筒節(jié)間相互作用力Fig.12 Interaction force between canisters under different gaps between canister sections

4.3 各影響因素對活塞筒自身響應(yīng)的影響

根據(jù)分析無外界因素影響的有限元模型計算結(jié)果，可以發(fā)現(xiàn)在火箭多級筒彈射系統(tǒng)彈射過程中，多級筒模塊的15級活塞筒應(yīng)力和1級活塞筒位移最大；當火箭與多級筒模塊分離后，應(yīng)力和位移的最大點都集中在1級活塞筒上，在繼續(xù)上升一段時間后于252 s同時達到峰值。在考慮外界因素的影響后，計算結(jié)果依然滿足該規(guī)律。

計算結(jié)果顯示：火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)多級筒模塊的最大應(yīng)力和軸方向最大位移都隨筒節(jié)間隙增大而增大，增大幅度較低；最大應(yīng)力隨推力偏心增大而增大，軸方向最大位移隨推力偏心增大而減小，變化范圍都不大；最大應(yīng)力隨發(fā)射角度增大而增大，軸方向最大位移隨發(fā)射角度增大而迅速上升。圖13和圖14為不同發(fā)射角度下1級活塞筒最大應(yīng)力和軸方向最大位移分布云圖。

圖13 發(fā)射角度為0°、1°、2°、3°時1級活塞筒應(yīng)力Fig.13 Stresses on 1st canister at the launch angles of 0°，1°，2°，3°

圖14 發(fā)射角度為0°、1°、2°、3°時y軸方向位移Fig.14 y direction displacements on 1st canister at the launch angles of 0°，1°，2°，3°

4.4 各因素影響效果分析

表1和表2為火箭多級筒彈射系統(tǒng)活塞筒筒節(jié)間隙、推力偏心和發(fā)射角度對發(fā)射過程的影響。

表1 3種因素對火箭運動的影響Tab.1 Influence of 3 factors on rocket motion

對比表1和表2中的數(shù)據(jù)可知：

表2 3種因素對筒節(jié)自身的影響Tab.2 Influence of 3 factors on the interaction force，stress and displacement of canisters

火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)活塞筒筒節(jié)間隙、推力偏心和發(fā)射角度對于火箭彈射過程中彈射方向最大速度的影響均比較小，但是對于火箭彈出后的偏轉(zhuǎn)有明顯影響，3個因素的影響效果為發(fā)射角度>推力偏心>活塞筒筒節(jié)間隙；當發(fā)射角度為3°時，火箭在彈出過程中俯仰偏轉(zhuǎn)到達1°，此時最大俯仰角速度也達到了076°s，是其他影響因素最大影響效果的4～24倍。

與推力偏心相比，筒節(jié)間隙和發(fā)射角度對筒節(jié)間的橫向相互作用力影響較大，當發(fā)射角度從0°偏轉(zhuǎn)到3°時，軸方向的最大力矩增大了21倍，軸方向的最大力矩增大了14倍。3個影響因素對筒節(jié)間橫向相互作用力和活塞筒上最大應(yīng)力影響較小，但是發(fā)射角度會極大地影響活塞筒在橫向的最大位移：當發(fā)射角度從0°偏轉(zhuǎn)到3°時，活塞筒在水平方向的最大位移從1225 mm增大到1870 mm。

綜合以上分析，可知影響彈射安全性的3個因素中，發(fā)射角度對彈射安全性的影響最大，是主要影響因素，火箭彈射偏轉(zhuǎn)、筒節(jié)間相互作用力和橫向最大位移都受其影響較大；推力偏心會引起火箭偏轉(zhuǎn)、筒節(jié)間隙會引起筒節(jié)間相互作用力增大，這兩個因素的影響力沒有發(fā)射角度大，影響范圍也比較單一，是次要影響因素，但是在分析設(shè)計中也需要考慮其對安全性的作用。

5 結(jié)論

本文對一種新型火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)進行了建模、仿真和實驗驗證，推導(dǎo)了多級活塞筒系統(tǒng)在彈射過程中的壓強曲線，并結(jié)合實驗結(jié)果對該系統(tǒng)有限元仿真模型的計算結(jié)果可靠性進行了分析，在分析基礎(chǔ)上討論了活塞筒筒節(jié)間隙、推力偏心和發(fā)射角度等外界影響因素對火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)的影響，通過對動力學(xué)響應(yīng)的計算結(jié)果分析了多級筒燃氣彈射系統(tǒng)的火箭姿態(tài)和結(jié)構(gòu)受力等規(guī)律。得到如下主要結(jié)論：

1) 使用有限元模型計算火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)發(fā)射過程，與實驗結(jié)果相吻合，證明了有限元模型的可靠性，對系統(tǒng)設(shè)計具有應(yīng)用價值。

2) 無論是否有外界影響因素干擾，在彈射過程中，多級筒模塊的15級活塞筒應(yīng)力最大；當火箭與多級筒模塊分離后，應(yīng)力和位移的最大點集中在1級活塞筒上并繼續(xù)增大和增加，在252 s時達到多級筒模塊的應(yīng)力、位移峰值。

3) 活塞筒筒節(jié)間隙、推力偏心和發(fā)射角度對火箭多級筒燃氣彈射系統(tǒng)發(fā)射安全性具有較大的影響，并且筒節(jié)間隙、推力偏心和發(fā)射角度越大，對火箭彈射越不利。當活塞筒筒節(jié)間隙小于03 mm時，間隙對火箭彈射方向速度、各活塞筒的最大應(yīng)力和位移影響較小，當活塞筒筒節(jié)間隙增至03 mm時，火箭偏轉(zhuǎn)和筒間相互作用力會大幅度提高；彈射系統(tǒng)不同推力偏心距離會導(dǎo)致火箭產(chǎn)生較大的偏轉(zhuǎn)，對火箭彈射方向速度、筒間相互作用力、各活塞筒的最大應(yīng)力和位移影響較?。恍〗嵌葍A斜發(fā)射主要會增大火箭偏轉(zhuǎn)、筒間相互作用力和多級筒模塊的橫向位移，對于火箭彈射方向速度、各活塞筒的最大應(yīng)力影響較小。

4) 活塞筒筒節(jié)間隙、推力偏心和發(fā)射角度3個外界影響因素中，發(fā)射角度是影響彈射安全性的主要因素，筒節(jié)間隙、推力偏心是次要因素。在這3個因素的影響下，火箭彈射偏轉(zhuǎn)、筒節(jié)間相互作用力和橫向最大位移增大都是這些因素影響的主要表現(xiàn)。