基于姿控喷管开关控制的全量耦合动力学建模与控制优化技术研究

传统运载火箭姿态控制设计与仿真均采用小偏差线性化的动力学模型,该模型无法准确体现调姿过程对飞行轨道、推进剂晃动的影响,且干扰的合成与施加方法与实际飞行不符,无法精细化分析某项干扰对实际飞行过程的影响。为了解决以上问题,建立的基于姿控喷管开关控制的全量耦合动力学模型,实现姿控-轨道-推进剂晃动的一体化耦合仿真,具备精细化分析能力,提升了设计预示能力。该技术已在中国探月三期工程中成功应用,有效降低了姿控用推进剂耗量需求,提高了火箭运载能力。     

小推力姿控轨控火箭发动机材料技术研究现状

概述了国内外小推力姿控轨控液体火箭发动机新材料的研究和应用进展.姿控轨控液体火箭发动机推力室已从高性能铌/硅化物材料体系向复合材料推力室技术发展,研制耐高温性能更好的新型材料体系和高温抗氧化涂层以及将他们应用于推力室身部的工艺研究是提高姿控轨控液体火箭发动机技术水平的有效途径.     

火箭分离与姿控一体化设计方法研究

火箭在低空高速环境下分离时,前后体相对姿态容易产生较大变化导致干涉风险,开展分离与姿控一体化设计能够在分离过程中实时控制分离体姿态,有效提升分离可靠性。提出了基于下面级姿控动力系统闭环控制的分离与姿控耦合计算方法,建立了计算模型,并基于联合仿真平台对某火箭头体分离过程进行仿真分析,结果表明分离与姿控一体化设计方法能够有效增大分离间隙,在不增加分离能源的情况下实现两体可靠气动分离,有利于提升火箭综合性能。     

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.     

火箭的级间分离技术

级间分离技术是将联结成一个整体的多级火箭按预定程序进行分离的技术。想弄清多级火箭的分离．需先了解多级火箭的联结。目前，世界各国的运载火箭，多数是二级或三级，少数为四级。原因是目前单级火箭的最大速度超不过7公里／秒，无法将航天器送入地球轨道，因而，只能采用多级火箭，如同接力赛跑，逐级加速，才能把航天器送入地球轨道。     

基于查表法的姿控喷管故障诊断

针对航天飞行器姿控喷管故障的诊断问题,考虑姿控喷管开关组合与飞行器姿控力矩的关系,提出了姿控喷管故障诊断的查表法及其改进查表方法两种查表法诊断喷管故障,经仿真验证,所提方法能够快速诊断故障和确定故障位置及形式,且准确率高,并具有较好的工程应用价值。     

某姿轨控动力装置内流场研究

装备姿轨控发动机的空空导弹能大幅提高对目标拦截的范围,实现提前拦截、防区外拦截。文中基于多喷管单室固体发动机方案,研究内弹道工作特性,采用数值模拟的方法研究内流参数分布规律,通过详细内流场仿真,发现动力装置均能正常工作,内部流场通畅,气动参数基本呈均匀分布,但多喷管之间存在一定程度的相互影响和干扰。通过试验验证该动力装置的工作特性。     

一种新型姿控推冲器的设计和研究

为了设计一种高输出能量的姿控推冲器,从主装药、点火管、壳体、喷管和堵片等方面进行了分析和试验,确定了相关设计参数。试验结果表明推冲器作用一致性好,实测比冲最高达236.8s,满足技术指标要求;安全电流、冲击、锤击及飞行搭载试验表明该推冲器使用安全。     

基于单片机控制的姿控发动机电弧点火系统

为解决姿控发动机电弧点火控制系统中存在的难点,设计一套基于STC15W404S单片机为控制核心的姿控发动机电弧点火控制系统.该系统采用74HC4514译码锁存器对单片机I/O口进行扩展,利用单稳态电路对点火开关电路进行定时控制,实现了对多台固体姿控发动机之间的实时同步点火,最后设计了一个看门狗复位,增加了系统的可靠性,达到设计目的,具有一定的实用价值.     

基于AMESim的姿控发动机推进剂供应管路优化设计

根据模块化思想,建立了液体姿控火箭发动机推进剂供应管路的AMESim模型,仿真计算了推进剂供应管路优化前后姿控发动机工作时的水击压力.仿真结果表明:在推进剂供应管路上增加的体积容腔能够有效降低管路中的水击压力.通过仿真水击数据和热试车数据对比表明,仿真模型较好地描述了管路水击过程,能对后续液体姿控火箭发动机管路结构优化设计提供借鉴意义.     

助推器分离飞行姿态地面模拟控制与仿真分析

采用仿真分析与试验验证有机结合优化方法,提出一种助推器模拟件绕点圆周运动与转动飞行姿态控制技术,实现了助推器分离飞行姿态模拟控制,为大型助推器竖直分离回收系统性能考核提供方法。助推器分离飞行姿态地面模拟系统运动轨迹仿真结果与试验测量数据一致性较好,验证本飞行姿态模拟技术的可行性。该技术成功应用于新一代运载火箭助推器分离试验设计,可为未来重型运载火箭助推器分离回收技术研究提供指导。     

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.     

滑翔增程火箭弹的飞行姿态控制方法研究

为了解决滑翔增程火箭控制过程中攻角在很短的时间内急剧增大的问题，提出了一种通过加入阻尼环节减小攻角过冲的控制方法，从而使火箭弹的攻角慢速增加至所需攻角，避免了攻角的振荡现象。文中导出了舵机控制过渡的动力学方程，给出了控制环节参数的确定方法以及该控制方法的数值仿真结果。仿真结果表明：采用该方法后．控制弹道过渡过程的攻角过冲减小了80％。     

多星发射上面级的姿态解耦控制方法研究

为解决多星发射上面级分离卫星后质量不对称性造成的姿态控制通道间的交连耦合,提出了非线性解耦控制和轨控发动机预摆控制两种控制方案,并对两种方案进行了数学仿真.通过仿真证明两种方案的正确性和鲁棒性,同时通过对仿真结果的分析得到了具有一定工程意义的结论.     

运载火箭热分离仿真参数化建模及动网格技术研究

针对多级火箭级间热分离过程的特点,提出了三维模型参数化建模及分离仿真过程中的动网格技术。通过提取级间分离模型的主要设计参数变量,在此基础上构建参数化网格模型,使得仿真模型能够适应设计变量变化,从而实现自动化快速建模,同时在仿真过程中采用弹簧近似光滑法和局部重新划分法的动网格技术,实现了动态分离过程仿真并对仿真结果进行了分析。     

射流式姿态控制发动机相邻控制力相互影响研究

文中采用二维N-S方程结合两方程湍流模型对不同入口条件时的喷射流场进行了数值模拟,控制方程采用二阶精度的有限体积法进行空间离散,时间离散采用高斯-赛德尔隐式迭代格式.理论分析和数值模拟结果均表明由于射流卷吸效应的存在,两股喷流均会向两喷口连线的垂直线方向发生偏转且在某一位置发生交会,且弹体实际受到的飞行姿态控制力将小于两股控制力的简单相加.     

基于蒙特卡罗方法的固体火箭姿态控制系统设计

在固体火箭姿态控制系统设计过程中,为保证设计结果的可靠性,需要针对发动机性能、全箭质量及气动参数等进行拉偏仿真分析,各项偏差的大小及使用方法直接影响对固体火箭控制能力的需求。传统固体火箭姿态控制系统设计时,一般针对各项偏差进行极限拉偏组合仿真,导致设计结果较为保守。针对总体各项偏差量,建立概率模型,采用蒙特卡罗方法进行控制力分析。数学仿真结果表明,相比传统设计方法,在保证系统具有一定的可靠度情况下,大幅降低了对姿态控制系统的需求,优化了系统方案。     

固体火箭级间分离憋压影响的天地差异性分析

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。     

多级火箭级间热分离流场的数值预测

针对多级火箭级间热分离这一复杂环境条件,用数值模拟的方法对级间段流场进行预测.计算采用有限体积法,对非定常三维雷诺平均的NS方程进行求解.结果为级间分离流场分析以及分离的设计提供了理论参考.