空射火箭发射环境及测试方法分析

分析空射火箭发射环境及测试特点。通过与常规地面发射火箭的比较,提出了空射火箭发射使用条件及环境要求,为空射火箭测试提供参考。分析总结空射火箭测试阶段及方法,为加快测试进程,选取快速测试内容提供依据。     

基于数值仿真的火箭箭体气动特性分析

为了分析内装式空中发射运载火箭在箭体脱离载机后的气动特性。应用CFD软件进行了运载火箭三维湍流流场结构分析,在此基础上就火箭箭体的迎角变化对流场结构的影响进行了数值模拟。通过数值模拟得到了不同迎角时运载火箭的气动参数、箭体的压力云图、流场结构;绘制了火箭的力与力矩系数曲线,确定了流场在火箭扰流时的特征。通过分析,明确了火箭气动特性对空中发射系统设计的影响。     

运载火箭空中发射的分离运动分析

研究运载火箭的空中发射,不可避免地要分析载机与运载器的分离过程。针对机载发射方案的要求,提出运载器与载机实现空中分离的方案,并建立相应的动力学数学模型,分析了分离过程中运载器的纵向运动情况。分析结果表明,分离过程结束后,运载器的运动参数可以满足机载发射方案的要求。     

捆绑助推火箭的分离特性

为了分析捆绑助推火箭的分离特性，本文特提出了气动力学模型。它包括干扰气动力学模型和自由物体气动力模型。     

内装式空射运载火箭与载机分离研究

为了比较内装式空射运载火箭前向发射和后向发射的性能,在定性分析内装式运载火箭与载机分离过程的基础上,建立了内装式空射运载火箭采用前向发射和后向发射时的分离过程数学模型.其中运载火箭的数学模型是刚体运动模型,稳定伞的模型是质点模型,而伞绳的模型是弹簧阻尼系统模型.以此数学模型为基础,对两种发射方式的分离过程进行了仿真计算.结果表明,内装式空射运载火箭采用前向发射方式比采用后向发射方式具有较大的性能优势,但运载火箭的姿态控制是前向发射的技术难点.     

飞马座火箭性能的几点分析

飞马座火箭是美国第1种机载空中发射型固体运载火箭，主要用于将小型卫星送入近地轨道，本文从空中发射，结构布局，辅助动力系统，运载能力等4个方面来说明飞马座火箭的特性。     

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。     

头部钝度和尾部形状对空射火箭气动特性的影响

为了研究空中发射运载火箭外形对气动特性的影响规律,通过低速风洞实验,利用六分量天平测量空射火箭模型在迎角0~80°,4个速度(17m/s,25m/s,35m/s,40m/s)下的气动力和气动力矩。结果表明:在零侧滑条件下,模型的背风区出现了非对称涡,产生较大的侧力和偏航力矩,俯仰力矩随迎角的变化存在不稳定区域;相比圆柱形尾部模型,收敛扩张形尾部提高了模型的纵向稳定性,6%头部钝度的圆头模型最大侧力减少至少50%,非对称涡的起始迎角提高了7°。研究结果可为内装式空射火箭的外形设计提供一定的参考。     

NASA正在考虑阿瑞斯1火箭新的级间分离方案

NASA正在考虑使用新的气动顶杆系统分离方案替代已确定的阿瑞斯1火箭级间分离方案。     

再入飞行器试验运载火箭的分离高度控制

某型运载火箭发射再入飞行器的飞行试验属于典型低弹道任务,针对火箭二级工作段飞行高度迅速下降的特点,若火箭出现二级发动机推力异常下降等故障,将导致火箭达到制导(速度)关机条件时飞行器与火箭的分离高度过低.对某试验火箭分离高度偏差仿真分析,提出增加高度备保关机的方案,并通过飞行试验验证该方法的有效性.     

新型非火工星箭连接分离技术

对国外新型非火工星箭连接分离装置的发展现状进行了概述,简要分析了各类装置的主要性能特点.通过对比分析,从此类装置在小型运载火箭上的应用模式角度将这些装置进行了分类.针对日益增长的小型运载火箭和卫星的使用需求,提出了进一步开发新型非火工星箭分离装置的初步建议,为此类装置的深入研究开发提供参考.     

内支撑式串联双星分离技术

内支撑式串联双星分离方案是国际主流运载火箭发射双星的优选方案。以CZ-2C/SMA火箭一箭双星发射环境A、B卫星方案为研究对象,介绍内支撑式结构布局、分离系统及典型分离时序,分析了双星分离的近场和远场关系。结果表明,该内支撑式串联双星分离方案合理、可行、安全性好。     

计算流体力学在车辆冷却风道设计中的应用

建立了装甲车辆冷却风道空气湍流流动与传热的计算流体力学( CFD)计算模型,提出了确定动力舱外计算区域和网格生成步骤及保证网格质量的实用方法,应用商业软件Fluent进行3维数值求解。检验了CFD计算结果精度。将CFD计算模型应用于车辆冷却风道设计中,对风扇导流板空气阻力进行了计算,取得了较好的效果。     

火箭尾罩导向段分离仿真分析

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.     

机载反卫星导弹的拦截算法研究

探讨了机载反卫星导弹的拦截算法,即已知目标卫星轨道根数,推算导弹发射的空间位置、方位和初始条件,这是一个典型的两点边值问题.建立了导弹的拦截弹道模型后,在可行域中任意选取一点,用牛顿迭代法求解非线性方程组,只需经过有限步迭代就可以得到满足精度要求的解,所以牛顿迭代法是解决此两点边值问题较为合适的算法.文中的研究在机载反卫星中具有一定的参考应用价值.     

机载飞航导弹结构使用寿命确定

针对机载飞航导弹的挂机使用寿命要求，建立了导弹结构疲劳寿命评定技术方案，介绍了疲劳载荷谱编制、疲劳寿命估算、耐久性分析及相关试验技术．     

基于筒式保护结构的导弹出水分离过程研究

在出水过程中,由飞行介质改变带来的载荷冲击及海面波浪等不确定因素造成的复杂水动力环境,极大地增加了导弹与保护筒的分离风险.从多刚体动力学角度出发,对复杂水动力环境下的两刚体相对运动过程进行数值仿真,通过试验数据的对比修正,最终获得比较成熟的出水分离仿真方法.试验与仿真方法相结合研究了导弹出水过程中角速度显著减小现象的形成机理,为出水分离姿态预估提供理论基础.     

自主水下航行器的分离运动安全性研究

为给自主水下航行器(AUV)的分离方式选择提供理论依据,对重力解脱方式和推冲分离方式下AUV的分离运动安全性进行了定量分析。考虑到载荷与运载体之间相互影响的差异,利用多刚体力学原理,建立了两种方式下的AUV分离运动方程。根据彻底分离后载荷与运载体之间的相对距离检测,提出了一种分离安全度模型。结果表明,当载荷的重力大于浮力时,前种方式下的分离安全度随着分离前速度或辅助推力的增加而提高,预定分离角过大或过小会使其降低;对于后种方式,在低速、大推冲力条件下其分离安全性较前种方式高,在高速时则可能导致碰撞。     

运载火箭分离装置引导与捕获过程非光滑动力学研究

分离装置是运载火箭中的一个重要部件,直接影响运载器飞行任务成败。以往研究多集中分离装置中连接释放过程,对后续引导与捕获相关过程研究尚少。对引导与捕获阶段相关非光滑动力学问题进行归纳,对相关现有技术进行总结,提出引导与捕获阶段研究设计方法,并指出工程设计需关注的几个问题,对分离装置结构工程研究设计具有一定的参考意义。