气体弹射装置的制作方法

本发明涉及一种气体弹射装置，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飞机上发射“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、危险性高、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、环保、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、低危险、试验精度高的气体弹射装置，用于弹体弹射机构的试验研究。本发明的气体弹射装置包括气瓶、气缸组、消声器、缓冲器和平行导轨，所述气缸组为气缸内安装有活塞，所述活塞连接有活塞杆，所述活塞杆另一端安装有消声器，并在消声器覆盖的气缸壁上开设有多个小孔；所述气缸经由闭锁器与所述气瓶相连，所述气缸的前端设置有缓冲器，所述缓冲器中间有通孔，所述通孔与所述活塞杆同轴，并且其直径大于所述活塞杆的直径但小于所述活塞的直径，所述平行导轨离地面一定高度铺设在所述缓冲器的前方，当将试验件放置在所述平行导轨上时，所述试验件刚好挡住所述缓冲器的通孔，并且所述试验件的质心位于所述通孔中心的高度，所述试验件能够在所述平行导轨上滑动。优选所述活塞杆的末端部设置有加速度传感器。优选在所述导轨的末端的两侧相对地设置有LD激光器和计时器，当所述试验件滑过所述平行导轨刚飞出去时，会从所述LD激光器和所述计时器中间穿过去。优选还包括转接件，所述转接件能够在所述平行导轨上滑动，所述试验件可拆卸地安装在所述转接件上。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实弹发射试验的火药，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，与现有的实弹发射试验一种尺寸弹体对应一种弹射装置相比，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为本发明的系统结构示意图；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。具体实施方式如图1所示，本发明气体弹射装置由气瓶1、泄气阀2、压力表3、安全阀4、闭锁器5、活塞6、气缸7、活塞杆8、消声器9、缓冲器10、加速度传感器11、试验件12、平行导轨13、归位机构14、LD激光器15、计时器16等组成。气瓶1与气缸7连接，气瓶1上安装有泄气阀2、压力表3及安全阀4，闭锁器5安装在气缸7与气瓶1连接端的气缸1上，活塞6位于气缸7内，气缸7后段壁部开有多个小孔，活塞杆8与活塞6连接，消声器9安装在气缸7末端，包裹气缸7带有多个小孔的壁部。缓冲器10位于气缸7末端，缓冲器10中间设有与所述活塞杆8同轴的通孔，其直径大于活塞杆8的直径但小于活塞6的直径，加速度传感器11安装在活塞杆8末端，平行导轨13离地面一定高度铺设在缓冲器10的前方，当将试验件12放置在平行导轨13上时，试验件12刚好挡住缓冲器10的通孔，并且试验件的质心位于通孔中心的高度上，试验件12能够在平行导轨13上滑动。试验件12位于平行导轨13上时，与活塞杆8接触但不连接，平行导轨13的间距可以调节，用以满足不同尺寸的试验件12需求，归位机构14位于平行导轨末端下方，LD激光器15位于平行导轨13后一侧，计时器16与LD激光器15对应安装在平行导轨13的另一侧。当试验件12滑过平行导轨13刚飞出去时，会从LD激光器15和计时器16中间穿过去。进行试验时，先由空压机向气瓶1充气，达到与试验速度需求对应的预定压力后停止充气，打开闭锁器5，压缩空气瞬间膨胀并推动活塞6带动活塞杆8运动，与活塞杆8末端接触的试验件12也一起沿平行导轨13运动，当活塞6运动到气缸7后段设有小孔处时，压缩空气经气缸7小孔进入消声器9并排出，活塞6与缓冲器10碰撞并减速直至停止，与此同时，试验件12与活塞杆8分离，分离加速度及速度分别由活塞杆8末端的加速度传感器11与平行导轨13末端的LD激光器15和计时器16测量记录并给出结果。试验件12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14，归位机构14通过电机驱动丝杠将活塞6及活塞杆8推回至起始位置。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7及活塞6及活塞杆8等重要部件，气缸7内径的大小是影响活塞6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7口径越大活塞6运动所能达到的速度越大，原因在于气缸7内径越大，活塞6受力面越大，活塞6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7对气源压力要求低于小口径气缸7，因此，选择较大的气缸7口径有利于提高活塞6运动速度。根据试验性能要求，试验件12质量介于20kg～500kg之间，速度最大达100m/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7内径选为400mm，确定气源选用9MPa中压气源。下面给出活塞运动到L处时的速度vL与其余各物理量的关系。如图2所示，气瓶7容积为V1，活塞6开始运动前气瓶7内压力为P1，温度为T1，当活塞6运动x处时活塞6左侧气体压力为Px，温度为Tx，容积为Vx。活塞6质量为m，气缸7总长为L，内筒截面积为A。气体质量为mg，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6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P1V1γ＝PxVxγ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，活塞运动到L处时的速度xL和气瓶7初始压力、气缸7内径、气体组成、气瓶7初始容积、加速行程等有关，最大的决定因素为气缸7内径、气瓶7初始压力与加速行程，其次为气瓶7容积，在弹射装置确定的情况下，调节气瓶7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12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12运动到第一束LD激光器15处时阻挡其光线，测速装置发出脉冲，左侧计时器16记录第一时刻，试验件12运动到第二束LD激光器15处时阻挡其光线，测速装置发出第二次脉冲，右侧计时器16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，则可求得分离速度由于试验件12尺寸为变化值，直径或边长处于50mm～1000mm之间，因此平行导轨13需适应试验件12的变化，但试验对平行导轨13精度要求很高，若采用改变平行导轨13间距来适应试验件12一则调试时间长、费时费力，二则频繁改变平行导轨13间距伤害平行导轨13本体，对保证平行导轨13精度不利，三则在长距离范围多次高精度调节平行导轨13难度较大，因此，本系统采用固定平行导轨13、使用间距可调的方案，不同试验件12与平行导轨13之间加适配转接件的方式来达到试验要求。