多联装导弹发射箱的密封

本文介绍把燃气排入公用增压室的多联装导弹发射装置的燃气控制系统，它包括自动后端密封构件，该构件起关闭通向空发射箱的燃气流动通道的作用，但在进行导弹发射时，它又能为发射箱排出的燃气打开通道，这种控制系统能防止排出的燃气回流到导弹喷嘴出口上游的发射箱内。     

制动发射条件下的降温系统和方法

本发明提供了在制动发射条件下消除发射箱中导弹周围的热量的系统和方法。导弹发射箱有一中空的壁，并且在内侧壁上配置了许多分配孔，冷却剂箱经冷却剂输入口与发射箱壁相通，当出现制动发射条件时，导弹底部产生燃气，此时，导弹仍被制动在发射箱内，燃气压力冲击在冷却剂箱挠性面上，使冷却剂箱的容积减小，从而促使冷却剂进入发射壁，并从分配孔喷出。     

导弹的贮能发射系统

本文介绍的导弹发射系统包括一个能源（如加压流体）、发射筒内的导弹（发射筒与加压流体相连通）、加压流体源与发射筒之间的流体通道（至少有一个流孔）、堵块（至少能堵塞一个流孔）和阀门（可使堵块移动，从而使加压流体进入发射筒并发射导弹）。可使堵块移动的阀门与发射系统的贮能装置直接连通，且可通过背面加注流体使堵块装置移动。在本发明的方案中，堵块可以是一种活动提升阀芯，也可以是导弹本身。本发明发射系统结构简单     

潜艇发射导弹的上浮系统

用于从潜航的潜艇或其它水下发射装置发射导弹的上浮发射系统，采用套在导弹上的轻质刚性圆筒作为发射装置，其中装有导弹，以便不占用附加的容积。在发射时，利用燃气发生器使导弹的发射筒向上延伸，以构成浮力室，这样，便在导弹重心的前部产生了附加的浮力，并且浮到水面时仍然连接着，头部朝上，在水面处浮力室分离，导弹助推器点火。     

发射过程中导弹喷管降载方法研究

发射过程中工质气体从侧向进入发射筒作用在导弹底部,导弹发动机喷管上将承受较大载荷,针对该问题建立了发射筒底部三维非稳态流场的数值模拟方法,并利用试验数据对该方法进行了校验。数值模拟结果表明,发射用工质气体近乎集中的作用到喷管特定区域是导致喷管载荷较大的主要原因。本文提出了一种能够改善发射筒底部流场结构、降低喷管受力的降载装置。进一步的数值模拟结果表明降载装置可以使喷管所受的最大总力矩下降26%,试验验证结果表明所提出的改进措施能够有效降低喷管所受载荷。     

火箭非定常燃气流与发射筒壁的相互作用

在火箭从发射筒发射的初始阶段中可以测出强大的和潜在的破坏性压力。这可以用一种行波系来解释。这种行波系是由于火箭喷管和发射筒口的临界气流状态之间的不可逆压力级的拟周期变化引起的。行波系和火箭底部附近的尾流区及其气流控制机构之间的相互作用，能使超音速气流区和亚音速气流区之间发生复杂的非定常相互作用。由液压模拟法取得的观测结果可以识别组成机构，随之可对组成机构进行非常简易的分析，并最后在实验室条件下与试验结果进行比较。理论结果和试验结果（压力值和频率）之间的大致吻合证明了所推荐的分析方法的有效性。     

导弹筒内弹道的稳定方法和装置

本文介绍的是能使弹射气体在密封环周围的某个区域旁通的装置和方法。该密封环安装在导弹后端与发射筒之间，可对导弹后端提供一个定心力，以确保导弹发射期间稳定筒内弹道。     

燃气发生器导弹发射系统

燃气发生器导弹发射系统是由内腔光滑的发射筒、活塞、内环和燃气发生器构成的，位于导弹和发射筒后端之间。活塞的截面积与发射筒的横截面积基本相同。邻近发射筒后端的内环构成燃气从后端排出的喉道，活塞截面积与喉道面积的比Ａｐ／Ａｔ可用与推进剂物理特性有关的函数式表示。     

导弹紧固装置

本文介绍了一种改进型导弹紧固装置 ,它可以有效地防止导弹受到外部的冲击 ,并当发射导弹时 ,能使导弹迅速处于释放状态。该装置包括一对安装在导弹尾部的具有圆形横截面的突出柱体 ,一对固定在发射筒内表面的支撑架 ,其位置要使与该突出柱体对应的一对箝固凹槽处于预定的方向。其中一个箝固凹槽具有圆形横截面 ,另一个箝固凹槽为椭圆形 ,在径向方向有比突出柱体直径长的延长轴 ,而在垂直方向有与箝固凹槽相同的短轴     

舰艇导弹发射筒开盖机构模拟装置数学模型研究

本文应用机械原理与理论力学的理论对舰艇导弹发射筒开盖机构模拟装置建立了数学模型，预报并分析开盖机构模拟装置在执行动作过程，对液压系统压力、流量等性能参数的动、静态影响，并找出解决这些影响的办法，满足导弹发射武器系统的要求。     

限制导弹燃气回流的装置

褶扇状结构是沿发射箱瓣式后盖的各对顶部分的底面设置的、当后盖的各瓣在导弹排气的冲击作用下打开时，扇状结构朝向开口的角落覆盖对顶区域。这样，可以防止增压室的排出燃气经开角区域回流入发射箱内，并且能在导弹发射完成之后，增加关闭力使瓣恢复到原位。     

潜射导弹燃气蒸汽式发射装置的内弹道建模

发射过程中的内弹道建模是潜射导弹变深度发射的关键技术之一。按冷却水状态将燃气—蒸汽式发射装置发射过程分为4个阶段,本文主要针对各阶段的内弹道进行理论分析和建模,得出了整个发射过程中发射筒内的内弹道模型。将该内弹道模型应用于某实例,计算结果和实验结果吻合较好,这表明该内弹道模型具有一定的准确性和实用性,一定程度上可以预示发射筒内工质气体的状态参数及导弹运行参数。     

双筒导弹发射箱

本发明介绍一种能装载2枚导弹的发射箱，它与以前仅容纳1枚导弹的发射箱大小相同。本发明的发射箱具有改进的结构强度、较简单的密封盖板、电子操作系统以及改进的震动隔离系统。这种改进的结构为双筒和支承架结构。铰接密封盖板利用重力或导弹燃气流完成关闭。电子系统采用触发器开关，震动隔离系统采用具有小孔或气穴的尿烷衬垫和硅敷层。     

组合减振和导弹支撑系统

在发射筒和导弹之间的环形空间配置组合减振和支撑系统，该系统采用的第１个可压缩部分是用以支撑比导弹直径大的钢性或半刚环的轴向人字形预弯支柱，第２个可压缩部分或泡沫衬垫配置在环的内径上，比导弹和环之间的环形空间厚的泡沫衬垫成缓和冲击的空间有效系统，并于发射筒内横向支撑导弹。     

舰载导弹发射筒指向精度研究

指向精度是衡量导弹发射筒发射精度的一项重要指标,为导弹提供了初始的出筒角度,是导弹是否能够准确命中目标的关键因素之一。本文通过剖析某舰载倾斜固定式导弹发射筒的总体结构,确定了影响导弹发射筒指向精度的因素,运用基于均方根值和最大值相结合的误差分析理论对导弹发射筒的指向精度进行统计计算,结合数据对比分析,提出1套可靠且系统的研究方法。该研究方法在一定程度上解决了影响导弹发射筒指向精度各个因素之间的相位角问题,较为客观地反映了指向精度的真实情况,对导弹发射筒总体设计具有一定的指导意义和应用价值。     

导弹轨上运动参数测量系统设计与应用

为了在导弹发射的强烈冲击振动和高温环境下得出导弹在发射导轨上的运动规律,介绍了采用光电探测、数字存储测试（黑匣子）技术结合基于VC平台下的数据处理方法来获取导弹在发射筒中运动的时间、位移、速度和加速度等数据,实现了导弹发射试验中轨上运动参数的精确测量,保证了导弹内弹道分析的试验数据需要。     

导弹发射系统的冷却设备

本文涉及的是具有多个导弹隔舱与一个共用压力室相连的导弹发射装置的冷却系统。在每枚导弹下方的增压室中 ,位于导弹热燃气流必经的通道处配置了一个碰撞板。碰撞板下面安装了一个冷却水喷管 ,在导弹热发射时 ,喷管喷出冷却水以冷却热燃气和压力室     

同心发射筒系留盖体燃气开启技术

为实现同心发射筒上的系留盖体在燃气作用下打开,讨论盖体分为4片被燃气吹开和盖体整体被燃气吹开2种方案,并对盖体被燃气吹开过程进行模拟分析。计算结果表明,盖体分为4块被燃气吹开速度快,筒内压强降低速度快。因此,盖体分为4块的方案对筒内导弹发射环境更有利。     

“标准“SM-2 BlockⅣ导弹和舰艇的一体化

用于海军垂直发射系统（ＶＬＳ）的最新导弹是“标准”ＳＭ－２ＢｌｏｃｋⅣ导弹。该导弹采用Ｍｋ７２推力矢量控制（ＴＶＣ）助推器，这种助推器可使导弹的射高、横向距离和射程增大。Ｍｋ７２助推器的燃气质量流量比旧式导弹大２～３倍（这是在评估最坏情况下燃气流对舰艇甲板设备的影响时得到的）。为了确定标准ＢｌｏｃｋⅣ导弹的装舰效果进行了一些试验。这些试验的总目的是保证“标准”ＢｌｏｃｋⅣ导弹装舰顺利和紧凑。通过装舰前的一体化试验，可了解“标准”ＢｌｏｃｋⅣ导弹的发射对有关人员和设备的危险性，并采取措施以消除这些危险。本文对Ｍｋ７２火箭发动机的燃气流对装有“宙斯盾”垂直发射系统的舰艇甲板设备的影响进行了研究。试验型火箭发动机的静态点火试验和垂直发射系统的发射试验均在白沙导弹靶场进行。     

舰载导弹垂直发射装置燃气流场数值模拟

应用Fluent软件数值模拟三维垂直发射装置燃气流场,得到导弹发射过程中发射装置内燃气流场分布。通过分析发射装置内燃气射流、压力室底板燃气冲击区和排烟道内的流场分布特性和变化规律,为垂直发射装置的设计提供参考。