余 芳，李 屹*，李家春，吳 兵，張建明

（1.貴州大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，貴州 貴陽(yáng) 550025；2.貴州哈雷空天環(huán)境工程有限公司，貴州 安順 561000）

0 引 言

閉鎖機(jī)構(gòu)是火箭發(fā)射系統(tǒng)中防止彈體前后移動(dòng)及對(duì)火箭彈進(jìn)行定位的關(guān)鍵裝置，其閉鎖性能的好壞直接影響到火箭發(fā)射的效率、射擊精度以及運(yùn)輸過程的安全。若機(jī)構(gòu)閉鎖力太大，彈體點(diǎn)火發(fā)射瞬間初始擾動(dòng)會(huì)增大，發(fā)射的精度及效率會(huì)受到影響；閉鎖力太小，同樣會(huì)導(dǎo)致定位精度差，也不能進(jìn)行有效定位，且當(dāng)機(jī)構(gòu)閉鎖力小于彈體發(fā)射所需的最小閉鎖力時(shí)，在運(yùn)輸過程中會(huì)由于彈體自重、慣性等多重因素導(dǎo)致彈體非正常脫落，將造成意外事故。所以合理及精確的閉鎖力設(shè)計(jì)是閉鎖機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵問題之一。

當(dāng)前對(duì)閉鎖力的設(shè)計(jì)值定義還存在分歧，陳四春等[1]用有限元方法對(duì)某型閉鎖機(jī)構(gòu)進(jìn)行了分析研究，提出了閉鎖力的設(shè)計(jì)值應(yīng)為定向鈕穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)且運(yùn)動(dòng)速度達(dá)到火箭彈設(shè)計(jì)初速1%時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力值；姜勇等[2]用理論推導(dǎo)結(jié)合有限元方法對(duì)某型閉鎖體進(jìn)行了分析研究，提出了卡簧式閉鎖器產(chǎn)生的閉鎖力很不穩(wěn)定，實(shí)際值跳動(dòng)很大，因此不能以閉鎖擋彈器的最大約束力作為有效閉鎖力，應(yīng)該把約束力跳動(dòng)之前的穩(wěn)定值作為有效閉鎖力；武秋生等[3]通過有限元方法對(duì)發(fā)射條件下定向鈕與閉鎖機(jī)構(gòu)之間相互作用歷程進(jìn)行了分析，認(rèn)為應(yīng)將定向鈕所受最大約束力作為閉鎖機(jī)構(gòu)的閉鎖力。

火箭彈質(zhì)量和閉鎖機(jī)構(gòu)的工作原理是閉鎖力設(shè)計(jì)的主要依據(jù)[4]，不同工作原理的閉鎖機(jī)構(gòu)，對(duì)閉鎖力的影響因素也不同。為了獲得設(shè)計(jì)所需的閉鎖力，在閉鎖機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)，常規(guī)設(shè)計(jì)大多是先根據(jù)理論分析計(jì)算，試制出機(jī)構(gòu)實(shí)物后，再采用靜態(tài)法對(duì)閉鎖力進(jìn)行測(cè)試。若理論分析計(jì)算的準(zhǔn)確性較差，則這一過程需要多次反復(fù)。

針對(duì)這一問題，本文將應(yīng)用有限元分析方法，結(jié)合Abaqus/Explicit顯示非線性動(dòng)態(tài)法對(duì)某型閉鎖機(jī)構(gòu)的掛鉤脫鉤過程及主要影響因素進(jìn)行數(shù)值模擬，研究分析主要影響閉鎖機(jī)構(gòu)閉鎖力大小的3種因素。

1 閉鎖機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)及受力分析

1.1 閉鎖體結(jié)構(gòu)

常用的彈體閉鎖機(jī)構(gòu)有4種：摩擦式、彈簧式、杠桿式以及剪切銷式閉鎖機(jī)構(gòu)[5]。本文研究的機(jī)構(gòu)屬于彈簧式閉鎖機(jī)構(gòu)，其簡(jiǎn)化模型如圖1所示。

圖1 閉鎖機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)化模型1—主彈簧鋼墊片；2—副彈簧鋼片；3—副彈簧鋼墊片；4—掛鉤；5—螺釘；6—螺釘；7—螺釘

該閉鎖機(jī)構(gòu)主要由主/副彈簧鋼片、副彈簧鋼墊片、掛鉤和螺釘?shù)冉M成。其中，主/副彈簧鋼片為柔性體，掛鉤、螺釘及副彈簧鋼墊片在研究時(shí)可視為剛體；掛鉤與主彈簧鋼片接觸用螺釘固定連接，副彈簧鋼墊片與主彈簧鋼片接觸用螺釘固定連接，主/副彈簧鋼片尾部接觸，并一起用螺釘固定在炮管上。

1.2 閉鎖機(jī)構(gòu)工作原理

閉鎖機(jī)構(gòu)主要閉鎖方法有兩種:利用彈簧能量閉鎖和利用閉鎖體自身彈性進(jìn)行閉鎖[6]。本文研究的機(jī)構(gòu)屬于第2種，其簡(jiǎn)化模型如圖2所示。

圖2 閉鎖機(jī)構(gòu)工作原理簡(jiǎn)化模型1—火箭彈尾部溝槽；2—閉鎖體掛鉤；3—火箭彈；4—固定點(diǎn)；5—第194號(hào)節(jié)點(diǎn)

該閉鎖體掛鉤底部卡入火箭彈尾部溝槽內(nèi)，通過主/副彈簧自身的彈性進(jìn)行閉鎖，防止火箭彈前后移動(dòng)?；鸺龔楛c(diǎn)火發(fā)射時(shí)，火箭彈受到推力與閉鎖體發(fā)生高速碰撞。當(dāng)推力加載到足夠大時(shí)，火箭彈向右移動(dòng)，強(qiáng)制迫使主/副彈簧鋼片圍繞其固定點(diǎn)A沿Y軸正向順時(shí)針變形轉(zhuǎn)動(dòng)，直到火箭彈完全掙脫閉鎖機(jī)構(gòu)。

1.3 火箭彈脫鉤受力分析

火箭彈燃燒室點(diǎn)火發(fā)射時(shí)，彈體沖擊掛鉤機(jī)構(gòu)向前脫鉤受力示意圖如圖3所示。

圖3 機(jī)構(gòu)向前脫鉤受力示意圖

設(shè)掛鉤底部受到火箭彈向右的外載荷沖擊力為F1，在外載荷的作用下掛鉤與彈體接觸面正壓力為FN，彈體脫鉤過程中閉鎖機(jī)構(gòu)的變形量及速度與火箭彈推力F1相關(guān)。閉鎖機(jī)構(gòu)所承受的最大推力（閉鎖力）與機(jī)構(gòu)零件材料、鋼片厚度和寬度等因素有關(guān)。

根據(jù)彈體發(fā)射時(shí)受力情況，則有：

FN-F1sinα=0

（1）

式中：α—水平載荷F1與掛鉤接觸面之間夾角（α在彈體掙脫掛鉤過程中呈規(guī)律變化）。

fF1sinα-F1cosα=0

（2）

式中：f—彈體與掛鉤接觸面的摩擦系數(shù)。

2 建模及邊界設(shè)置

2.1 計(jì)算方法

閉鎖機(jī)構(gòu)閉鎖力分析除考慮機(jī)構(gòu)零件材料及眾多因素外，還涉及到剛性體與剛性體接觸面的接觸和碰撞、剛性體和柔性體的面接觸、柔性體和柔性體的面接觸及螺栓的緊固連接等問題。針對(duì)碰撞過程中復(fù)雜的接觸問題以及柔體的變形特性，考慮到收斂問題，為提高求解的效率，本文采用Abaqus/Explicit顯示非線性動(dòng)態(tài)分析方法。

程序求解動(dòng)力學(xué)平衡方程為:

Mu=P-I

（3）

式中：M—節(jié)點(diǎn)質(zhì)量矩陣；u—節(jié)點(diǎn)加速度。

u=（M）-1（P（t）-I（t））

（4）

式中：P—所施加外力；I—單元內(nèi)力；t—增量步開始時(shí)刻。

σ（t+Δt）=f（σ（t）,dε）

（5）

式中：б—單元應(yīng)力；ε—應(yīng)變率；dε—應(yīng)變?cè)隽縖7]。

2.2 網(wǎng)格劃分

本研究采用SolidWorks軟件對(duì)整個(gè)機(jī)構(gòu)進(jìn)行一比一數(shù)字化建模，用hyper mesh對(duì)模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分等前處理。針對(duì)機(jī)構(gòu)各零部件的特殊接觸，筆者對(duì)柔性變形體部分主彈簧鋼片/副彈簧鋼片及彈簧鋼墊片進(jìn)行六面體網(wǎng)格劃分，對(duì)剛性體掛鉤部件進(jìn)行四面體和六面體網(wǎng)格劃分，模擬彈與掛鉤接觸部分進(jìn)行六面體網(wǎng)格劃分，劃分節(jié)點(diǎn)數(shù)為229 157，單元數(shù)為211 200。

2.3 邊界條件定義及材料參數(shù)

筆者對(duì)主/副彈簧鋼片尾部進(jìn)行固定約束，掛鉤和主/副彈簧鋼片一起隨著主/副彈簧鋼片發(fā)生擠壓變形而圍繞主彈簧鋼片尾部固定點(diǎn)在XOY平面順時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)，模擬彈沿X軸正向移動(dòng)，對(duì)其余運(yùn)動(dòng)方向進(jìn)行約束，螺栓與各零部件的連接采用綁定約束。

機(jī)構(gòu)中各零件接觸定義如表1所示。

表1 機(jī)構(gòu)各部件接觸定義

材料參數(shù)按各零部件實(shí)際情況進(jìn)行設(shè)定。變形部分柔性體為彈簧鋼，主/副彈簧鋼片及彈簧鋼墊片采用一套材料參數(shù)，設(shè)置密度ρ=7 850 kg/m3，彈性模量E=2.07×1011Pa，泊松比u=0.3；掛鉤部分設(shè)置密度ρ=2 600 kg/m3，彈性模量E=7×1010Pa，泊松比u=0.33；火箭彈與掛鉤接觸面設(shè)置密度ρ=8 500 kg/m3，彈性模量E=1.05×1011Pa，泊松比u=0.34。[8]

3 仿真結(jié)果與分析

3.1 火箭彈脫鉤過程模擬

彈體從火箭彈燃燒室點(diǎn)火受到?jīng)_擊撞擊掛鉤，到彈體掙脫閉鎖體的脫鉤過程如圖4所示。

圖4 火箭彈脫鉤過程

整個(gè)脫鉤過程可分為3個(gè)階段：

（1）第一階段。火箭點(diǎn)火沖擊彈體，彈尾部溝槽左側(cè)環(huán)面與掛鉤底部左側(cè)傾斜面接觸，該階段彈體受到的推力小，與掛鉤側(cè)面的摩擦力大，閉鎖機(jī)構(gòu)變形大，該階段時(shí)長(zhǎng)約占整個(gè)脫鉤過程時(shí)間的67%左右；

（2）第二階段?；鸺龔椢膊勘砻媾c掛鉤底部正面接觸，該階段火箭彈推力相較第一階段明顯增大，火箭彈速度變化快，對(duì)閉鎖機(jī)構(gòu)的沖擊明顯；但由于掛鉤上與彈體接觸的表面與彈體運(yùn)行方向一致，閉鎖機(jī)構(gòu)變形較小，此階段時(shí)長(zhǎng)為全過程33%左右。

（3）第三階段?；鸺龔棻砻媾c閉鎖機(jī)構(gòu)完全分離，彈體速度達(dá)到設(shè)計(jì)要求，欲掙脫閉鎖機(jī)構(gòu)即將分離的瞬間，此時(shí)機(jī)構(gòu)閉鎖力達(dá)到最大值。

3.2 彈體脫鉤過程影響因素分析

根據(jù)前期研究和相關(guān)文獻(xiàn)資料[9-14]，本文選取影響較大的幾種因素進(jìn)行數(shù)值模擬，研究其對(duì)彈體速度、脫鉤時(shí)間、閉鎖力、閉鎖體變形位移量等參數(shù)的影響。

分析中，取火箭彈剛好與閉鎖體掛鉤完全分離時(shí)刻，火箭彈推力為該閉鎖機(jī)構(gòu)閉鎖力。由于閉鎖體變形不規(guī)則，為分析方便，筆者統(tǒng)一采用掛鉤底部第194號(hào)節(jié)點(diǎn)在Y軸方向位移來分析閉鎖體變形程度。

3.2.1 摩擦系數(shù)對(duì)脫鉤過程的影響

本研究采用質(zhì)量為40 kg的火箭彈，0～30 ms內(nèi)火箭彈發(fā)動(dòng)機(jī)推力隨時(shí)間變化的擬合函數(shù)為F（t）=126 590t（F—火箭彈發(fā)動(dòng)機(jī)推力，t=0—點(diǎn)火時(shí)刻）。本文通過改變閉鎖機(jī)構(gòu)掛鉤與火箭彈接觸面材料和表面情況來改變摩擦系數(shù)，模擬分析火箭彈與掛鉤接觸部分摩擦系數(shù)對(duì)彈體脫鉤過程及閉鎖力的影響。

彈體與掛鉤接觸面摩擦系數(shù)f變化時(shí),火箭彈從點(diǎn)火開始至脫鉤過程中不同摩擦系數(shù)火箭彈速度變化曲線如圖5所示。

圖5 不同摩擦系數(shù)火箭彈速度變化

從圖5可以看出：隨著摩擦系數(shù)增加，相同載荷下彈體與掛鉤之間的摩擦力增大，彈體速度隨時(shí)間（或推力F1）變化的速度變慢，從而導(dǎo)致彈體脫鉤時(shí)間增加，脫鉤閉鎖力增大；當(dāng)摩擦系數(shù)由0.1增加到0.3時(shí)，彈體脫鉤時(shí)間從12.9 ms增加到14.69 ms，機(jī)構(gòu)閉鎖力從1 639 N增大到1 860 N。

但在不同的時(shí)段，摩擦系數(shù)的變化對(duì)彈體運(yùn)行情況的及閉鎖體變形情況的影響程度不同。不同摩擦系數(shù)194節(jié)點(diǎn)Y方向位移如圖6所示。

圖6 不同摩擦系數(shù)194節(jié)點(diǎn)Y方向位移

從圖6可以看出：在自點(diǎn)火開始的較短時(shí)間（大約0～3 ms）內(nèi)，火箭彈速度增加非常緩慢，摩擦系數(shù)的變化對(duì)速度的影響不明顯。這是因?yàn)辄c(diǎn)火初期，彈體所受推力小，摩擦系數(shù)的變化引起的摩擦力（大小為fF1sinα）對(duì)彈體速度的影響小。

摩擦系數(shù)對(duì)應(yīng)脫鉤時(shí)間及閉鎖力如表2所示。

表2 摩擦系數(shù)對(duì)應(yīng)脫鉤時(shí)間及閉鎖力

從表2可以看出：（1）在第一階段，彈體作用在閉鎖體上的沖擊力隨時(shí)間增加，閉鎖體變形量增大很快（由掛鉤上討論點(diǎn)在Y軸上的位移量體現(xiàn)）；（2）在第二階段，閉鎖體掛鉤位移曲線變緩，這是由于接觸面變換，閉鎖機(jī)構(gòu)變形雖然繼續(xù)，但變形增加變慢；（3）在第三階段，彈體施加在閉鎖體上的推力消失，在慣性作用下閉鎖體變形繼續(xù)增大，直至最大值，然后快速回復(fù)（圖6中摩擦系數(shù)為0.1和0.15的兩條位移曲線末端已經(jīng)開始下垂，進(jìn)入回復(fù)階段）。

與彈體速度的變化趨勢(shì)及原理類似，隨著摩擦系數(shù)的增加，閉鎖體變形速度變慢，達(dá)到最大位移時(shí)間增加；在點(diǎn)火開始時(shí)，閉鎖體受到的沖擊力小，摩擦系數(shù)不同引起的摩擦力對(duì)閉鎖體變形情況的影響不明顯，幾條掛鉤討論點(diǎn)的位移曲線幾近重合；隨著彈體施加到閉鎖體的推力越來越大，摩擦系數(shù)變化引起的摩擦力變化對(duì)閉鎖體變形的影響變得明顯。

從圖中可以看出，大致在7 ms以后，摩擦系數(shù)越小，在相同時(shí)刻，掛鉤討論點(diǎn)的位移越大[15-16]。在脫鉤過程的第二階段，由于摩擦力對(duì)閉鎖體變形的影響變小，一方面，閉鎖體變形變緩；另一方面，前階段因?yàn)槟Σ料禂?shù)大而位移較小的曲線比摩擦系數(shù)低的位移曲線陡，即閉鎖體變形比接觸面摩擦系數(shù)低的閉鎖機(jī)構(gòu)要快。

3.2.2 加載載荷對(duì)脫鉤過程的影響

根據(jù)趙良玉等[17]對(duì)火箭彈發(fā)動(dòng)機(jī)推力優(yōu)化的5種最優(yōu)方案，筆者選取前4種作為火箭彈點(diǎn)火施加的推力載荷，其火箭彈推力擬合函數(shù)分別為F（t）=799 652t；F（t）=126 590t；F（t）=105 049t。

F（t）=87 800t,t=0為點(diǎn)火時(shí)刻，分別施加到質(zhì)量為40 kg火箭彈上，設(shè)定火箭彈與掛鉤接觸部分摩擦系數(shù)均為0.15，分析火箭彈發(fā)動(dòng)機(jī)推力不同對(duì)彈體脫鉤過程的影響。不同載荷火箭彈速度變化和不同載荷194節(jié)Y方向位移如圖（7,8）所示。

圖7 不同載荷火箭彈速度變化

圖8 不同載荷194節(jié)點(diǎn)Y方向位移

從圖（7,8）可以看出：載荷越大，彈體的速度上升越快；在0～5 ms內(nèi)，載荷最大的曲線上升變化很快，另外3條曲線變化緩慢且無明顯區(qū)別，此時(shí)間內(nèi)，加載最大載荷的彈體已經(jīng)與掛鉤完全分離；5 ms以后，載荷較小3條曲線增加變化趨勢(shì)相似，但載荷最大的變化快，載荷最小的變化較緩。

最大載荷的位移曲線最陡，載荷F（t）=126 590t的曲線在接近5 ms時(shí)開始明顯變陡，載荷F（t）=105 049t曲線在7 ms左右變形速度加快，而載荷F（t）=87 800t曲線緩慢變化到接近14 ms左右時(shí)速度才明顯加快。

載荷越大，彈體碰撞閉鎖體時(shí)相互作用越明顯，掛鉤隨著載荷增加變形速度越快，脫鉤時(shí)間減短，閉鎖力有增加趨勢(shì)。

不同載荷脫鉤時(shí)間和閉鎖力如表3所示。

表3 不同載荷脫鉤時(shí)間和閉鎖力

3.2.3 不同質(zhì)量彈體對(duì)脫鉤過程的影響

筆者用不同質(zhì)量火箭彈對(duì)閉鎖機(jī)構(gòu)進(jìn)行脫鉤模擬?；鸺龔椗c掛鉤接觸部分摩擦系數(shù)設(shè)為0.15，推力載荷0～30 ms內(nèi)隨時(shí)間變化函數(shù)為F（t）=126 590t（t=0—點(diǎn)火時(shí)刻）,不同質(zhì)量火箭彈速度變化如圖9所示。

圖9 不同質(zhì)量火箭彈速度變化

從圖9可以看出：1 ms～5 ms火箭彈速度增加緩慢，5 ms以后不同質(zhì)量彈體的速度變化開始加快；隨著火箭彈推力增加，不同質(zhì)量火箭彈速度變化開始拉大，質(zhì)量越大，速度增加越緩慢，彈體質(zhì)量增加，其速度變化越慢。

節(jié)點(diǎn)位移變化趨勢(shì)其變化情況與圖9速度變化相關(guān)，不同質(zhì)量194節(jié)點(diǎn)Y方向位移如圖10所示。

圖10 不同質(zhì)量194節(jié)點(diǎn)Y方向位移

從圖10可以看出：在0～5 ms，該時(shí)間段火箭彈推力小，不同質(zhì)量彈體位移速度都非常緩慢；5 ms～9 ms，隨著彈體推力增加，位移曲線變化開始加?。? ms以后變化又開始放緩，這是由于彈體與掛鉤接觸處于第二階段，掛鉤位移量減小；彈體質(zhì)量為30 kg最快達(dá)到最大位移并出現(xiàn)拐點(diǎn)，質(zhì)量越大達(dá)到最大變形量時(shí)間越長(zhǎng)。

不同質(zhì)量火箭彈對(duì)應(yīng)脫鉤時(shí)間和閉鎖力如表4所示。

表4 不同質(zhì)量脫鉤時(shí)間和閉鎖力

從表4中可以看出：隨著質(zhì)量增加，脫鉤時(shí)間和閉鎖力有增加趨勢(shì)，但變化范圍不大，尤其是當(dāng)質(zhì)量達(dá)到40 kg以后，脫鉤時(shí)間和閉鎖力增加量越來越小。

4 實(shí)驗(yàn)測(cè)試驗(yàn)證

本文采用某企業(yè)自行研發(fā)的閉鎖力測(cè)試裝置，對(duì)某閉鎖機(jī)構(gòu)的閉鎖力進(jìn)行測(cè)試分析，以驗(yàn)證數(shù)值模擬分析的正確性。

4.1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備及工作原理

設(shè)備執(zhí)行部分主要由伺服電機(jī)、絲杠、拉壓力傳感器等組成。由西門子plc1200控制器驅(qū)動(dòng)兩臺(tái)伺服電機(jī)同時(shí)聯(lián)動(dòng)，通過絲杠快速拉動(dòng)模擬火箭彈直到彈體完全掙脫閉鎖機(jī)構(gòu)，通過拉力傳感器傳輸給控制器的數(shù)據(jù)可以得出閉鎖機(jī)構(gòu)最大閉鎖力。

4.2 測(cè)試數(shù)據(jù)與仿真結(jié)果對(duì)比

由于彈體表面材料已經(jīng)定型，摩擦系數(shù)的改變只能通過改變閉鎖機(jī)構(gòu)的掛鉤材料及表面，實(shí)驗(yàn)周期較長(zhǎng)?；鸺龔椡屏Φ募虞d是根據(jù)技術(shù)指標(biāo)來設(shè)計(jì)，改變加載火箭彈的推力實(shí)驗(yàn)成本高，故本文只對(duì)改變彈體質(zhì)量對(duì)閉鎖力的影響進(jìn)行實(shí)驗(yàn)。

本文用某型30 kg、35 kg及40 kg的模擬火箭彈進(jìn)行現(xiàn)場(chǎng)測(cè)試實(shí)驗(yàn)，通過控制器驅(qū)動(dòng)伺服電機(jī)模擬火箭彈發(fā)動(dòng)機(jī)的推力擬合函數(shù)為F（t）=126 590t，采用摩擦檢測(cè)儀測(cè)出掛鉤與彈體接觸面的最大靜摩擦系數(shù)為0.15，得出拉力傳感器在模擬彈脫離掛鉤過程中最大拉力數(shù)據(jù)。

不同質(zhì)量實(shí)驗(yàn)測(cè)試閉鎖力數(shù)據(jù)如表5所示。

表5 不同質(zhì)量實(shí)驗(yàn)測(cè)試閉鎖力數(shù)據(jù)

從表5中可以看出：相同樣本每次測(cè)出的閉鎖力結(jié)果并不完全相同，而是在一個(gè)較小的范圍內(nèi)波動(dòng)；實(shí)際測(cè)試結(jié)果平均值和數(shù)值模擬結(jié)果吻合度好，最大誤差為1.5%，屬于產(chǎn)品設(shè)計(jì)允許范圍。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文應(yīng)用有限元分析方法，對(duì)某型閉鎖機(jī)構(gòu)的掛鉤脫鉤過程及主要影響因素進(jìn)行數(shù)值模擬，模擬結(jié)果表明，火箭彈與掛鉤接觸部分摩擦系數(shù)、彈體加載載荷函數(shù)及彈體質(zhì)量對(duì)彈體脫鉤過程，及閉鎖機(jī)構(gòu)的閉鎖力均有不同程度的影響。主要結(jié)論如下：

（1）在火箭彈整個(gè)脫鉤過程中，摩擦力對(duì)脫鉤過程第一階段影響較明顯，摩擦系數(shù)越大，火箭彈速度增加越緩慢，脫鉤時(shí)間越長(zhǎng)，閉鎖力有緩慢增加趨勢(shì)；

（2）加載載荷對(duì)脫鉤過程的影響貫穿整個(gè)脫鉤過程，載荷越大，閉鎖體變形響應(yīng)速度越快，脫鉤時(shí)間越短，推力越大，彈體與掛鉤碰撞相互作用明顯，閉鎖力呈緩慢增大趨勢(shì)；

（3）火箭彈質(zhì)量對(duì)脫鉤過程的影響主要體現(xiàn)在脫鉤時(shí)間和火箭彈脫鉤速度，質(zhì)量越大，火箭彈速度增加越慢，脫鉤時(shí)間越長(zhǎng)，閉鎖力越大。

實(shí)驗(yàn)測(cè)試結(jié)果與模擬分析的結(jié)果吻合度好，誤差屬于可以接受的范圍，這說明數(shù)值模擬的結(jié)果可信。