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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。 相似文献
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高超声速飞行器采用复杂气动外形,级间分离过程中飞行动压比较大,存在非常强的气动力干扰作用,使得高超声速飞行器级间分离控制成为了亟待解决的关键问题。以美国航天飞机、X-43A、Ares I火箭为例,介绍了美国在高超声速飞行器级间分离控制技术方面的研究成果,包括分离方案、控制策略、仿真分析、飞行试验结果等。 相似文献
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地面发动机与分离联合试车是考核级间分离方案的有效方法,但由于边界条件的差异性,在地面试验中,级间分离后出现了发动机"推力波动"现象。对该现象的机理进行了分析,并设计模型进行仿真,通过仿真分析,认为飞行过程中不会出现此现象,并且该分析结果得到了飞行试验的验证。 相似文献
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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. 相似文献
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火箭尾罩导向段分离仿真分析 总被引:1,自引:0,他引:1
飞行器采用水下发射时,在弹射阶段一般依靠尾罩来保护一级发动机,当飞行器弹射出水到达一定高度后,需将尾罩和一级尾段进行解锁分离,并靠分离机构将尾罩和主体分开,利用非线性有限元软件ABAQUS对上述过程进行数值模拟,分别得到正常和偏差状态下的两体分离运动情况,并在两体高速运动的条件下,对导向销的强度进行校核. 相似文献
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赵山杉 《导弹与航天运载技术》2013,(4):1-4
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。 相似文献
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通过对比封闭式级间分离方案与开排焰窗口级间分离方案的差别,给出封闭式分离时序设计和特殊环境条件,并结合在固体飞行器飞行姿控执行机构中首次应用的机电伺服机构工作特点,对机电伺服机构在封闭式级间分离条件下的扰动力矩、憋压和热流等环境适应性进行分析,为封闭式分离方案下的伺服机构设计提供参考。 相似文献