本發(fā)明涉及一種氣體彈射牽引裝置，特別是針對導彈發(fā)射試驗或碰撞試驗的裝置。

背景技術：

導彈采用外加動力方式發(fā)射的方式稱為彈射。為導彈發(fā)射提供外加動力的裝置稱為彈射裝置，彈射裝置是導彈成功發(fā)射的關鍵，針對彈射裝置，國內外對其進行了大量研究，也發(fā)展了很多彈射裝置，美國軍方研制的先進彈射裝置AMELT成功應用于F-102飛機發(fā)射“獵鷹”導彈，英國弗雷澤納什公司也研制了類似彈射裝置。美國EDO公司研制的LAU-142/A氣動彈射裝置配備在F-22飛機發(fā)射“AIM-120AMRAAM”導彈。國內慶安集團有限公司及空空導彈研究院等單位也逐步研制了某些型號導彈彈射系統(tǒng)。而隨著科技水平的發(fā)展，現(xiàn)有的彈射裝置已不能滿足現(xiàn)實需求，如彈射速度，現(xiàn)有的彈射裝置速度約10m/s，而最新的技術要求為100m/s，由于導彈型號眾多，所需的彈射裝置也很多，研制彈射裝置本身也面臨諸多問題，現(xiàn)有的試驗研究手段只有實彈發(fā)射，這種方式具有成本高、試驗不確定因素較多、試驗可重復性差、試驗精度低等特點，配套型號研制時間和質量都不能保證，且不能適應經濟、可靠、精確的要求。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明解決的技術問題在于：克服現(xiàn)有技術的不足，提供一種經濟、環(huán)保、低危險、試驗精度高的氣體彈射牽引裝置，用于彈體彈射機構的試驗研究。

本發(fā)明的氣體彈射牽引裝置包括供氣單元、氣缸單元、牽引單元、緩沖器和歸位機構，所述氣缸單元包括氣缸、活塞和排氣艙，所述供氣單元與所述氣缸的前段連通，用以向氣缸前壁與活塞之間供氣，所述氣缸的中段設置有排氣艙，位于所述排氣艙中的氣缸壁上設置有排氣槽，所述氣缸的后端設置有防撞墊，所述牽引單元包括導向輪，鋼絲繩、導軌和滑車，所述導軌與所述氣缸并排設置，所述鋼絲繩的一端經由密封段與所述活塞的前端連接，所述鋼絲繩經過導向輪導向后，其另一端與配置于所述導軌上的滑車相連，所述滑車用以放置試驗件，所述導軌的末端下方設置有緩沖器，所述導軌的前端下方設置有所述歸位機構。

優(yōu)選在所述平行導軌中段的兩側分別配置有LD激光器和計時器。

優(yōu)選所述活塞的前端設置有加速度傳感器。

優(yōu)選所述導軌為平行導軌，其間距可選擇70mm～1000mm。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比有益效果為：

1、本發(fā)明采用壓縮空氣作為動力源代替現(xiàn)有的用實彈發(fā)射，降低了試驗的成本，且試驗無污染，大大降低了試驗的危險性；

2、本發(fā)明采用的平行導軌使用間距可在70mm～1000mm范圍內靈活選取，現(xiàn)有的實彈發(fā)射試驗一種尺寸對應一種彈相比，大大提高了試驗效率；

3、本發(fā)明采用的壓縮空氣壓力可以根據試驗件速度需求自由調節(jié)，與現(xiàn)有實彈發(fā)射試驗相比，試驗的精準度得以提高、試驗不確定性也得以降低。

附圖說明

附圖1為本發(fā)明的系統(tǒng)組成原理圖；

附圖2為本發(fā)明的氣缸內彈道運動原理圖；

附圖3為本發(fā)明的高速速度測量原理圖。

具體實施方式

以下根據附圖對本發(fā)明進行詳細說明，文中以試驗件運動方向定義前后。

如圖1所示，本發(fā)明氣體彈射牽引裝置由進氣閥1、氣瓶2、泄氣閥3、壓力表4、安全閥5、切斷閥6、密封段7、轉接段8、加速度傳感器9、活塞10、氣缸11、排氣艙12、排氣槽13、排氣閥14、防撞墊15、導向輪16、鋼絲繩17、平行導軌18、液壓緩沖器19、LD激光器20、計時器21、滑動小車22、試驗件23、歸位機構24等組成。氣源通過進氣閥1進入氣瓶2，氣瓶2上安裝有泄氣閥3、壓力表4及安全閥5，氣瓶1后安裝切斷閥6，切斷閥6后安裝轉接段8，轉接段8與氣缸11連接，用以向氣缸前壁與活塞之間供氣，氣缸11前端與密封段7連接，氣缸11中段壁面開有排氣槽13，氣缸11后端安裝有防撞墊15，包含排氣槽13的氣缸11中段整體罩于排氣艙12，活塞10前端安裝有加速度傳感器9，活塞10前端與鋼絲繩17一端連接，鋼絲繩17另一端與滑動小車22連接，試驗件23放置于滑動小車22上方，鋼絲繩17中段經過滑輪16進行轉向，滑動小車22配置于平行導軌18上，平行導軌可使用間距70mm～1000mm的導軌，通過配套的滑動小車22以適應試驗件的尺寸，歸位機構24位于平行導軌18后端下方，液壓緩沖器19位于平行導軌18前端下方，LD激光器20位于平行導軌18中段的一側，計時器21與LD激光器20對應安裝在平行導軌18的另一側。氣瓶2先由空壓機向其充氣，達到與試驗速度需求對應的預定壓力后停止充氣，打開切斷閥6，壓縮空氣瞬間膨脹并推動活塞10牽引鋼絲繩17運動，與鋼絲繩17另一端連接的滑動小車22及試驗件23也一起沿平行導軌18運動，當活塞10運動到氣缸11中段排氣槽13處時壓縮空氣經排氣槽13進入排氣艙12并排出，活塞10繼續(xù)沿氣缸11運動并壓縮氣缸11后段氣體進行減速，同時滑動小車22與液壓緩沖器19碰撞并減速直至停止，與此同時，試驗件23與滑動小車22分離，分離加速度及速度分別由位于活塞10前端的加速度傳感器9與LD激光器20和計時器21測量給出結果。試驗件23分離并獲得需求速度后進行碰撞試驗，主要進行彈體彈射機構的制動研究試驗。試驗完成后啟動歸位機構24，歸位機構24將活塞10及滑動小車22拉回至起始位置。

本發(fā)明采用的壓縮空氣作為動力源，本發(fā)明根據試驗需求設計了氣缸11及活塞10及鋼絲繩17等重要部件，氣缸11內徑的大小是影響活塞10運動的關鍵因素，在其它條件相同特別是氣源壓力及行程條件相同的條件下，氣缸11口徑越大活塞10運動所能達到的速度越大，原因在于氣缸11內徑越大，活塞10受力面越大，活塞10運動加速度就越大，同理，其它條件相同的條件下特別是出口速度要求相同的條件下，大口徑氣缸11對氣源壓力要求低于小口徑氣缸11，因此，選擇較大的氣缸11口徑有利于提高活塞10運動速度。

根據試驗性能要求，試驗件23質量介于10kg～50kg之間，速度最大達80m/s，加速及減速距離均為2.5m，考慮到試驗用氣壓力及試驗行程的要求，兼顧調壓便利性，并結合國內加工深孔炮管能力及經濟因素，確定氣缸11內徑選為400mm，確定氣源選用8MPa中壓氣源。

下面給出活塞運動到L處時的速度與其余各物理量的關系。如圖2所示，氣瓶2容積為V1，活塞10開始運動前氣瓶2內壓力為P1，溫度為T1，當活塞10運動x處時活塞10左側氣體壓力為Px，溫度為Tx，容積為Vx?；钊?0質量為m，氣缸11總長為L，氣缸內筒有效截面積為A。

氣體質量為m_g，可依據氣體狀態(tài)方程求得

將氣體膨脹及活塞運動過程所產生的損耗等效于活塞10質量增量，系數為ε，K取值為1.0～1.1。

按氣體多變過程原理，氣體膨脹過程方程為P1V1^γ＝PxVx^γ

根據牛頓第二定理可得其中

將帶入上式可得

將上式積分可得：

由此可見，速度和氣瓶2初始壓力、氣缸2內徑、氣體組成、氣瓶2初始容積、加速行程等有關，最大的決定因素為氣缸2內徑、氣瓶2初始壓力與加速行程，其次為氣瓶2容積，在彈射裝置確定的情況下，調節(jié)氣瓶2初始壓力可以實現(xiàn)不同速度需求的試驗狀態(tài)，與現(xiàn)有實彈發(fā)射試驗的火藥填充相比，試驗的精準度得以提高、試驗不確定性也得以降低。

由于試驗件23分離速度為彈射機構制動研究的關鍵指標，要求速度精確測量，為此，本發(fā)明采用激光式測速法，當試驗件23運動到第一束LD激光器20處阻擋其光線，測速裝置發(fā)出脈沖，左側計時器21記錄第一時刻，試驗件23運動到第二束LD激光器20處阻擋其光線，測速裝置發(fā)出第二次脈沖，右側計時器21記錄第二時刻，兩束光路之間的間距為定值d，兩時刻之差Δt為時間，則可求得分離速度

本裝置通過氣源經由進氣閥向氣瓶供氣，達到與試驗速度需求對應的預定壓力后停止充氣，打開切斷閥，壓縮空氣瞬間膨脹并推動活塞牽引鋼絲繩運動，與鋼絲繩另一端連接的滑動小車及試驗件也一起沿平行導軌運動，當活塞運動到氣缸中段排氣槽處時壓縮空氣經排氣槽進入排氣艙并排出，活塞繼續(xù)沿氣缸運動并壓縮氣缸后段氣體進行減速，同時滑動小車與液壓緩沖器碰撞并減速直至停止，與此同時，試驗件與滑動小車分離，分離加速度及速度分別由位于活塞前端的加速度傳感器與LD激光器和計時器測量給出結果。試驗件分離并獲得需求速度后進行碰撞試驗，主要進行彈體彈射機構的制動研究試驗。試驗完成后啟動歸位機構，歸位機構通過液壓驅動絲杠將活塞及滑動小車拉回至起始位置。