本發(fā)明涉及一種氣體彈射裝置，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(nèi)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飛機上發(fā)射“AIM-120AMRAAM”導彈。國內(nèi)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、危險性高、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(zhì)量都不能保證，且不能適應經(jīng)濟、環(huán)保、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(jīng)濟、低危險、試驗精度高的氣體彈射裝置，用于彈體彈射機構的試驗研究。本發(fā)明的氣體彈射裝置包括氣瓶、氣缸組、消聲器、緩沖器和平行導軌，所述氣缸組為氣缸內(nèi)安裝有活塞，所述活塞連接有活塞桿，所述活塞桿另一端安裝有消聲器，并在消聲器覆蓋的氣缸壁上開設有多個小孔；所述氣缸經(jīng)由閉鎖器與所述氣瓶相連，所述氣缸的前端設置有緩沖器，所述緩沖器中間有通孔，所述通孔與所述活塞桿同軸，并且其直徑大于所述活塞桿的直徑但小于所述活塞的直徑，所述平行導軌離地面一定高度鋪設在所述緩沖器的前方，當將試驗件放置在所述平行導軌上時，所述試驗件剛好擋住所述緩沖器的通孔，并且所述試驗件的質(zhì)心位于所述通孔中心的高度，所述試驗件能夠在所述平行導軌上滑動。優(yōu)選所述活塞桿的末端部設置有加速度傳感器。優(yōu)選在所述導軌的末端的兩側相對地設置有LD激光器和計時器，當所述試驗件滑過所述平行導軌剛飛出去時，會從所述LD激光器和所述計時器中間穿過去。優(yōu)選還包括轉接件，所述轉接件能夠在所述平行導軌上滑動，所述試驗件可拆卸地安裝在所述轉接件上。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)有的實彈發(fā)射試驗的火藥，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(nèi)靈活選取，與現(xiàn)有的實彈發(fā)射試驗一種尺寸彈體對應一種彈射裝置相比，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(jù)試驗件速度需求自由調(diào)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)結構示意圖；附圖2為本發(fā)明的氣缸內(nèi)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。具體實施方式如圖1所示，本發(fā)明氣體彈射裝置由氣瓶1、泄氣閥2、壓力表3、安全閥4、閉鎖器5、活塞6、氣缸7、活塞桿8、消聲器9、緩沖器10、加速度傳感器11、試驗件12、平行導軌13、歸位機構14、LD激光器15、計時器16等組成。氣瓶1與氣缸7連接，氣瓶1上安裝有泄氣閥2、壓力表3及安全閥4，閉鎖器5安裝在氣缸7與氣瓶1連接端的氣缸1上，活塞6位于氣缸7內(nèi)，氣缸7后段壁部開有多個小孔，活塞桿8與活塞6連接，消聲器9安裝在氣缸7末端，包裹氣缸7帶有多個小孔的壁部。緩沖器10位于氣缸7末端，緩沖器10中間設有與所述活塞桿8同軸的通孔，其直徑大于活塞桿8的直徑但小于活塞6的直徑，加速度傳感器11安裝在活塞桿8末端，平行導軌13離地面一定高度鋪設在緩沖器10的前方，當將試驗件12放置在平行導軌13上時，試驗件12剛好擋住緩沖器10的通孔，并且試驗件的質(zhì)心位于通孔中心的高度上，試驗件12能夠在平行導軌13上滑動。試驗件12位于平行導軌13上時，與活塞桿8接觸但不連接，平行導軌13的間距可以調(diào)節(jié)，用以滿足不同尺寸的試驗件12需求，歸位機構14位于平行導軌末端下方，LD激光器15位于平行導軌13后一側，計時器16與LD激光器15對應安裝在平行導軌13的另一側。當試驗件12滑過平行導軌13剛飛出去時，會從LD激光器15和計時器16中間穿過去。進行試驗時，先由空壓機向氣瓶1充氣，達到與試驗速度需求對應的預定壓力后停止充氣，打開閉鎖器5，壓縮空氣瞬間膨脹并推動活塞6帶動活塞桿8運動，與活塞桿8末端接觸的試驗件12也一起沿平行導軌13運動，當活塞6運動到氣缸7后段設有小孔處時，壓縮空氣經(jīng)氣缸7小孔進入消聲器9并排出，活塞6與緩沖器10碰撞并減速直至停止，與此同時，試驗件12與活塞桿8分離，分離加速度及速度分別由活塞桿8末端的加速度傳感器11與平行導軌13末端的LD激光器15和計時器16測量記錄并給出結果。試驗件12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14，歸位機構14通過電機驅(qū)動絲杠將活塞6及活塞桿8推回至起始位置。本發(fā)明采用的壓縮空氣作為動力源，本發(fā)明根據(jù)試驗需求設計了氣缸7及活塞6及活塞桿8等重要部件，氣缸7內(nèi)徑的大小是影響活塞6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7口徑越大活塞6運動所能達到的速度越大，原因在于氣缸7內(nèi)徑越大，活塞6受力面越大，活塞6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7對氣源壓力要求低于小口徑氣缸7，因此，選擇較大的氣缸7口徑有利于提高活塞6運動速度。根據(jù)試驗性能要求，試驗件12質(zhì)量介于20kg～500kg之間，速度最大達100m/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(diào)壓便利性，并結合國內(nèi)加工深孔炮管能力及經(jīng)濟因素，確定氣缸7內(nèi)徑選為400mm，確定氣源選用9MPa中壓氣源。下面給出活塞運動到L處時的速度vL與其余各物理量的關系。如圖2所示，氣瓶7容積為V1，活塞6開始運動前氣瓶7內(nèi)壓力為P1，溫度為T1，當活塞6運動x處時活塞6左側氣體壓力為Px，溫度為Tx，容積為Vx。活塞6質(zhì)量為m，氣缸7總長為L，內(nèi)筒截面積為A。氣體質(zhì)量為mg，可依據(jù)氣體狀態(tài)方程求得將氣體膨脹及活塞運動過程所產(chǎn)生的損耗等效于活塞6質(zhì)量增量，系數(shù)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P1V1γ＝PxVxγ根據(jù)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，活塞運動到L處時的速度xL和氣瓶7初始壓力、氣缸7內(nèi)徑、氣體組成、氣瓶7初始容積、加速行程等有關，最大的決定因素為氣缸7內(nèi)徑、氣瓶7初始壓力與加速行程，其次為氣瓶7容積，在彈射裝置確定的情況下，調(diào)節(jié)氣瓶7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12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12運動到第一束LD激光器15處時阻擋其光線，測速裝置發(fā)出脈沖，左側計時器16記錄第一時刻，試驗件12運動到第二束LD激光器15處時阻擋其光線，測速裝置發(fā)出第二次脈沖，右側計時器16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，則可求得分離速度由于試驗件12尺寸為變化值，直徑或邊長處于50mm～1000mm之間，因此平行導軌13需適應試驗件12的變化，但試驗對平行導軌13精度要求很高，若采用改變平行導軌13間距來適應試驗件12一則調(diào)試時間長、費時費力，二則頻繁改變平行導軌13間距傷害平行導軌13本體，對保證平行導軌13精度不利，三則在長距離范圍多次高精度調(diào)節(jié)平行導軌13難度較大，因此，本系統(tǒng)采用固定平行導軌13、使用間距可調(diào)的方案，不同試驗件12與平行導軌13之間加適配轉接件的方式來達到試驗要求。