高速飞行器头罩分离设计方案研究

随着飞行器飞行速度的提高,飞行器头部力热环境十分恶劣,需采用头罩分离技术才能保障飞行器精确制导。对高速飞行器的头罩设计及防护设计进行了研究,同时提出了采用导爆索、推冲器的2种头罩分离方案,并进行了抛罩的试验验证和理论仿真计算,试验结果证明了该方法的可行性。     

基于非结构嵌套网格的低空大动压头罩分离数值模拟

为准确模拟低空大动压恶劣环境下头罩分离的全过程,利用多面体非结构动态嵌套网格技术,耦合求解雷诺平均纳维-斯托克斯控制方程(Naiver-Stokes equations, N-S)和六自由度运动方程(6-Degrees of Freedom, 6-DoF),实时计算头罩分离过程中的刚体与流体相互耦合的动态分离运动。结果表明:采用数值模拟方法可得到清晰直观的分离轨迹,同时需合理配置主动分离力大小、作用行程、质心位置才能保证头罩分离安全;随着头罩分离张角的增加,高速气流进入头罩并在头罩和飞行器本体之间的间隙出现"填充-滞止-泄流"流动现象,直接影响头罩气动力变化。     

运载器铝头罩分瓣分离性能研究

用线型铅管聚能切割索实现运载器铝头罩分瓣分离,能否满足为导弹及时让开飞行通道的指标要求,是运载器头罩设计的关键问题之一。采用数值计算和性能试验的方法研究了头罩的分离性能。结果表明：理论计算值与试验实测数据基本相符,可以作为头罩分离性能是否满足指标要求的依据。     

基于刚性导向接触模型的飞行器级间分离对比分析

刚性分离导向装置在飞行器分离过程中会与舱体上的导向孔发生持续或间断的碰撞与接触,产生的干扰会对分离安全产生影响。目前在进行刚性分离导向仿真时,大多采用施加摩擦力常值的方法进行简化,这种方式忽略了导向装置与导向孔之间的碰撞对分离过程带来的影响。通过建立刚性导向装置接触模型,考虑碰撞与接触因素并应用于飞行器级间分离过程中,得到分离仿真结果。与施加摩擦力常值方式的仿真计算结果对比显示,分离结束时上面级角速度偏差可达15%,使用刚性导向接触模型进行分离过程仿真更为合理。     

整体式头罩分离运动轨迹可靠性分析

针对导弹整体式头罩分离运动过程,为了获得不同工况下头罩分离轨迹的可靠度,采用最小二乘方法拟合罩体运动轨迹曲线,通过多元线性回归方法建立拟合参数与飞行状态参数间关系;建立了安全边界方程,利用蒙特卡洛方法计算罩体运动轨迹的可靠度;考察了罩体运动过程中各随机变量变异系数对可靠度的影响;获得了整体式头罩分离运动的可靠性基本规律,为头罩分离机构设计和可靠性分析提供技术参考和有效方法。     

大气层内高超声速飞行器级间旋转分离方法

提出一种大气层内高超声速飞行器的级间旋转分离方法,通过级间气动流场的简化计算和分离过程的动力学仿真,对分离过程进行仿真分析。分析结果表明,通过选择合理的分离参数,可以利用空气动力实现上下两级的安全分离。该分离方法对大气层内高超声速飞行器的级间分离工程设计具有借鉴意义。     

基于ADAMS的导弹级间分离刚柔耦合仿真与分析

针对现有导弹级间分离中无法抛掉更多的消极质量,以提高运载能力的问题,提出了一种基于长行程导向装置的级间冷分离机构,将软件ADAMS和ANSYS相结合进行了刚柔耦合的动力学仿真分析,对结构进行优化.通过采用蒙特卡洛法的仿真计算和分析,得到导弹在级间分离过程中的极限载荷状态,对分离机构进行了动力学仿真和分析,采用仿真试验组的方法完成对分离结构尺寸的优化设计.结果表明,经过结构优化的长行程导向装置的分离机构不仅能够稳定顺利地完成分离,还有效地提高导弹的运载能力.     

稠密大气层内火箭头罩动态分离过程数值模拟

利用弹簧近似和网格局部重构相结合的非结构动网格技术,耦合求解Euler方程及6DOF弹道方程,时间方向采用四步Runge-Kutta方法,空间方向采用改进的Barth和Jespersen通量限制器的通量矢量分裂方法,数值模拟稠密大气层内、超声速飞行状态下、内部有冲压发动机的火箭头罩分离动力学过程.研究结果表明,头罩开启过程中,高动压会产生严重的气动力扰动;头罩脱离火箭进入自由飞行状态以后,分离过程中气动力比惯性力大几个数量级,导致头罩的运动特性完全由气动力控制,姿态变化剧烈,分离存在很大风险;采用质心后移分离方案可行.     

星箭包带锁紧装置分离过程动态包络的动力学仿真

包带锁紧装置是世界上各主要运载火箭大都采用的星箭连接和分离机构.随着卫星种类、结构形式的不断变化,卫星对包带装置提出了更高的要求.因此,对包带分离过程中动态包络的研究也显得日益重要.介绍了用ADAMS软件对包带装置分离过程动态包络进行动力学仿真的研究情况,包括建模的方法,模型的ADAMS描述,以及仿真结果与试验结果的比较.     

基于安全包络的分离系统设计

对飞行器分离过程中上面级和下面级的安全距离问题进行了研究,提出了基于安全包络的分离系统安全距离设计方法,并通过分离计算数值仿真对该方法的正确性进行了验证。基于安全包络的分离系统设计技术优化了分离系统设计方案,提升了分离系统设计水平,在飞行试验中取得了良好的应用效果。     

某爆炸分离装置分离过程仿真研究与设计改进

爆炸分离装置分离过程仿真需考虑材料破坏过程,将材料本构关系由弹塑性扩展至渐进式损伤断裂模型。为了模拟爆炸分离过程中各组件损伤破坏进程,首先将金属材料动态损伤本构引入Abaqus有限元分析平台,然后建立爆炸分离装置有限元分析模型,开展爆炸分离过程中各组件损伤破坏进程的精确模拟,复现地面试验情况,确定设计薄弱环节,预示结果与试验结果一致,证实了响应预示方法及计算结果的可靠性,为后续同类产品的设计与动态损伤破坏进程模拟提供了参考。     

基于节流和泄压结构的新型火工分离装置

通过分析某型号火箭弹在研制过程中出现的分离故障,对火工分离装置的结构进行了改进设计.研究设置了新型节流和泄压结构.验证试验结果表明,新型火工分离装置将点火压强峰值下降65%,并实现了点火压强峰值的精确控制,满足了分离速度和冲击过载的指标要求,并且型号应用成功.通过调节节流泄压参数,该改进设计可以满足不同火箭弹弹射分离要求.     

基于蒙特卡洛法的卫星分离姿态计算方法

为了计算以弹簧作为分离动力源的卫星在星箭分离时刻的分离姿态,建立了六自由度动力学方程,并采用龙格库塔法求解了该方程,算例结果表明:通过该方法计算得到的分离角速度与ADAMS仿真计算结果相比,最大偏差小于0.77%。基于以上研究,针对卫星、弹簧装置多个设计偏差对卫星分离姿态的影响,提出基于蒙特卡洛法的卫星分离姿态分析方法。飞行试验结果表明,由该方法得到的分离角速度与常规保守算法相比,计算精度提高35%左右,解决了工程中由于采用将各个偏差取最大值进行保守计算而导致计算结果偏差较大的问题,可为卫星设计、弹簧装置设计提供参考。     

基于遗传算法的侵彻子母弹最佳抛撒高度求解

侵彻子母弹的抛撒高度直接影响着导弹对目标的打击效果.通过分析母弹的抛撒高度与子弹着地参数的定量关系,推导得到了使各子弹整体侵彻效果达到最佳的目标函数;在此基础上,建立了基于遗传算法的侵彻子母弹最佳抛撒高度求解模型,并进行了数学仿真.仿真结果表明,相比传统的步长搜索法,遗传算法收敛速度更快,计算效率更高.     

某深水炸弹脱伞装置的设计与试验研究

为了研究某深水炸弹脱伞装置的工作可靠性,对脱伞装置的作用过程进行了分析,对止动块强度及电点火器药量进行了校核,并完成了风洞拉力及解锁试验.计算结果表明脱伞装置能够满足设计要求,验证试验结果与理论分析及计算结果基本一致,该研究可为同类产品研制提供理论支持.     

航行器水下筒式发射过程中浮筒水面分离运动仿真

航行器水下筒式发射过程中,水面分离是一个重要环节,影响到分离后航行器的飞行姿态。针对此问题,分析了水面分离时浮筒和航行器的受力情况,通过切片法建立航行器水面分离过程中的水动力模型,并利用MATLAB建立了浮筒水面分离的有效仿真模型,展示了分离过程中航行器参数的变化历程。通过与水池试验得到的结果比对,验证了仿真模型及方法的可靠性。仿真结果表明,在水面分离过程中航行器和浮筒的俯仰角速度绝对值逐渐减小。     

基于量子遗传的机械故障盲源分离方法研究

针对基于遗传算法的机械故障源分离(GA-BSS)方法存在的不足和量子遗传的独特优势,提出了基于量子遗传的机械故障盲源分离(QGA-BSS)方法,并与传统的GA-BSS方法进行了比较。仿真结果表明,提出的方法优于GA-BSS方法,尤其是在快速收敛性方面,避免了GA-BSS方法早熟收敛,同时也大幅度地减少了计算量。将提出的方法应用到轴承故障分离中,能很好地提纯出轴承故障特征。实验结果证明,提出的QGA-BSS方法是有效的。     

一种火箭弹头体分离系统研究

根据火箭弹对头体分离系统的要求,结合火箭弹的结构特点,提出了活塞式燃气分离方案,设计了分离形式和电缆线断线方法,并进行了分离系统的性能试验.试验结果表明:该分离系统工作可靠,分离形式和电缆线断线的设计合理,抛射组件未出现明显变形.通过试验,还获得了相对分离速度和火药药量的关系.该分离系统可用于弹径较小、壳体壁厚较薄,且相对分离速度要求较高的火箭弹进行头体分离.