气体弹射牵引装置的制作方法

本发明涉及一种气体弹射牵引装置，特别是针对导弹发射试验或碰撞试验的装置。

背景技术：

导弹采用外加动力方式发射的方式称为弹射。为导弹发射提供外加动力的装置称为弹射装置，弹射装置是导弹成功发射的关键，针对弹射装置，国内外对其进行了大量研究，也发展了很多弹射装置，美国军方研制的先进弹射装置AMELT成功应用于F-102飞机发射“猎鹰”导弹，英国弗雷泽纳什公司也研制了类似弹射装置。美国EDO公司研制的LAU-142/A气动弹射装置配备在F-22飞机发射“AIM-120AMRAAM”导弹。国内庆安集团有限公司及空空导弹研究院等单位也逐步研制了某些型号导弹弹射系统。而随着科技水平的发展，现有的弹射装置已不能满足现实需求，如弹射速度，现有的弹射装置速度约10m/s，而最新的技术要求为100m/s，由于导弹型号众多，所需的弹射装置也很多，研制弹射装置本身也面临诸多问题，现有的试验研究手段只有实弹发射，这种方式具有成本高、试验不确定因素较多、试验可重复性差、试验精度低等特点，配套型号研制时间和质量都不能保证，且不能适应经济、可靠、精确的要求。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题在于：克服现有技术的不足，提供一种经济、环保、低危险、试验精度高的气体弹射牵引装置，用于弹体弹射机构的试验研究。

本发明的气体弹射牵引装置包括供气单元、气缸单元、牵引单元、缓冲器和归位机构，所述气缸单元包括气缸、活塞和排气舱，所述供气单元与所述气缸的前段连通，用以向气缸前壁与活塞之间供气，所述气缸的中段设置有排气舱，位于所述排气舱中的气缸壁上设置有排气槽，所述气缸的后端设置有防撞垫，所述牵引单元包括导向轮，钢丝绳、导轨和滑车，所述导轨与所述气缸并排设置，所述钢丝绳的一端经由密封段与所述活塞的前端连接，所述钢丝绳经过导向轮导向后，其另一端与配置于所述导轨上的滑车相连，所述滑车用以放置试验件，所述导轨的末端下方设置有缓冲器，所述导轨的前端下方设置有所述归位机构。

优选在所述平行导轨中段的两侧分别配置有LD激光器和计时器。

优选所述活塞的前端设置有加速度传感器。

优选所述导轨为平行导轨，其间距可选择70mm～1000mm。

本发明与现有技术相比有益效果为：

1、本发明采用压缩空气作为动力源代替现有的用实弹发射，降低了试验的成本，且试验无污染，大大降低了试验的危险性；

2、本发明采用的平行导轨使用间距可在70mm～1000mm范围内灵活选取，现有的实弹发射试验一种尺寸对应一种弹相比，大大提高了试验效率；

3、本发明采用的压缩空气压力可以根据试验件速度需求自由调节，与现有实弹发射试验相比，试验的精准度得以提高、试验不确定性也得以降低。

附图说明

附图1为本发明的系统组成原理图；

附图2为本发明的气缸内弹道运动原理图；

附图3为本发明的高速速度测量原理图。

具体实施方式

以下根据附图对本发明进行详细说明，文中以试验件运动方向定义前后。

如图1所示，本发明气体弹射牵引装置由进气阀1、气瓶2、泄气阀3、压力表4、安全阀5、切断阀6、密封段7、转接段8、加速度传感器9、活塞10、气缸11、排气舱12、排气槽13、排气阀14、防撞垫15、导向轮16、钢丝绳17、平行导轨18、液压缓冲器19、LD激光器20、计时器21、滑动小车22、试验件23、归位机构24等组成。气源通过进气阀1进入气瓶2，气瓶2上安装有泄气阀3、压力表4及安全阀5，气瓶1后安装切断阀6，切断阀6后安装转接段8，转接段8与气缸11连接，用以向气缸前壁与活塞之间供气，气缸11前端与密封段7连接，气缸11中段壁面开有排气槽13，气缸11后端安装有防撞垫15，包含排气槽13的气缸11中段整体罩于排气舱12，活塞10前端安装有加速度传感器9，活塞10前端与钢丝绳17一端连接，钢丝绳17另一端与滑动小车22连接，试验件23放置于滑动小车22上方，钢丝绳17中段经过滑轮16进行转向，滑动小车22配置于平行导轨18上，平行导轨可使用间距70mm～1000mm的导轨，通过配套的滑动小车22以适应试验件的尺寸，归位机构24位于平行导轨18后端下方，液压缓冲器19位于平行导轨18前端下方，LD激光器20位于平行导轨18中段的一侧，计时器21与LD激光器20对应安装在平行导轨18的另一侧。气瓶2先由空压机向其充气，达到与试验速度需求对应的预定压力后停止充气，打开切断阀6，压缩空气瞬间膨胀并推动活塞10牵引钢丝绳17运动，与钢丝绳17另一端连接的滑动小车22及试验件23也一起沿平行导轨18运动，当活塞10运动到气缸11中段排气槽13处时压缩空气经排气槽13进入排气舱12并排出，活塞10继续沿气缸11运动并压缩气缸11后段气体进行减速，同时滑动小车22与液压缓冲器19碰撞并减速直至停止，与此同时，试验件23与滑动小车22分离，分离加速度及速度分别由位于活塞10前端的加速度传感器9与LD激光器20和计时器21测量给出结果。试验件23分离并获得需求速度后进行碰撞试验，主要进行弹体弹射机构的制动研究试验。试验完成后启动归位机构24，归位机构24将活塞10及滑动小车22拉回至起始位置。

本发明采用的压缩空气作为动力源，本发明根据试验需求设计了气缸11及活塞10及钢丝绳17等重要部件，气缸11内径的大小是影响活塞10运动的关键因素，在其它条件相同特别是气源压力及行程条件相同的条件下，气缸11口径越大活塞10运动所能达到的速度越大，原因在于气缸11内径越大，活塞10受力面越大，活塞10运动加速度就越大，同理，其它条件相同的条件下特别是出口速度要求相同的条件下，大口径气缸11对气源压力要求低于小口径气缸11，因此，选择较大的气缸11口径有利于提高活塞10运动速度。

根据试验性能要求，试验件23质量介于10kg～50kg之间，速度最大达80m/s，加速及减速距离均为2.5m，考虑到试验用气压力及试验行程的要求，兼顾调压便利性，并结合国内加工深孔炮管能力及经济因素，确定气缸11内径选为400mm，确定气源选用8MPa中压气源。

下面给出活塞运动到L处时的速度与其余各物理量的关系。如图2所示，气瓶2容积为V1，活塞10开始运动前气瓶2内压力为P1，温度为T1，当活塞10运动x处时活塞10左侧气体压力为Px，温度为Tx，容积为Vx。活塞10质量为m，气缸11总长为L，气缸内筒有效截面积为A。

气体质量为m_g，可依据气体状态方程求得

将气体膨胀及活塞运动过程所产生的损耗等效于活塞10质量增量，系数为ε，K取值为1.0～1.1。

按气体多变过程原理，气体膨胀过程方程为P1V1^γ＝PxVx^γ

根据牛顿第二定理可得其中

将带入上式可得

将上式积分可得：

由此可见，速度和气瓶2初始压力、气缸2内径、气体组成、气瓶2初始容积、加速行程等有关，最大的决定因素为气缸2内径、气瓶2初始压力与加速行程，其次为气瓶2容积，在弹射装置确定的情况下，调节气瓶2初始压力可以实现不同速度需求的试验状态，与现有实弹发射试验的火药填充相比，试验的精准度得以提高、试验不确定性也得以降低。

由于试验件23分离速度为弹射机构制动研究的关键指标，要求速度精确测量，为此，本发明采用激光式测速法，当试验件23运动到第一束LD激光器20处阻挡其光线，测速装置发出脉冲，左侧计时器21记录第一时刻，试验件23运动到第二束LD激光器20处阻挡其光线，测速装置发出第二次脉冲，右侧计时器21记录第二时刻，两束光路之间的间距为定值d，两时刻之差Δt为时间，则可求得分离速度

本装置通过气源经由进气阀向气瓶供气，达到与试验速度需求对应的预定压力后停止充气，打开切断阀，压缩空气瞬间膨胀并推动活塞牵引钢丝绳运动，与钢丝绳另一端连接的滑动小车及试验件也一起沿平行导轨运动，当活塞运动到气缸中段排气槽处时压缩空气经排气槽进入排气舱并排出，活塞继续沿气缸运动并压缩气缸后段气体进行减速，同时滑动小车与液压缓冲器碰撞并减速直至停止，与此同时，试验件与滑动小车分离，分离加速度及速度分别由位于活塞前端的加速度传感器与LD激光器和计时器测量给出结果。试验件分离并获得需求速度后进行碰撞试验，主要进行弹体弹射机构的制动研究试验。试验完成后启动归位机构，归位机构通过液压驱动丝杠将活塞及滑动小车拉回至起始位置。