阿里安4卫星整流罩的分离特性预示

阿里安运载火箭整流罩的抛掷,一定要避免与运载火箭和有效载荷之间的任何碰撞。因此应通过分析和验证试验来核实所需要的相应最小间隙。本文先简要阐述整流罩的结构和和有限元模型,然后讨论分离模型的分析工作如何进行。特别要注意的是,几何非线性变化带来的影响。用现有的研究试验数据与相应的预示结果作了比较,进一步提出将来研究整流罩有限元模型的改进方法。     

在Seasat-A整流罩设计中对气动弹性影响的研究

Seasat-A是用宇宙神/阿金纳运载器送入轨道的试验卫星。最初的Seasat-A运载器的整流罩被设计成可能危及飞行器结构完整性的锤头外形。后来根据运载器的气动弹性准定常稳定性分析,揭示出这种锤头外形的运载器存在着可能引起气动弹性不稳定的两种潜在非定常流动的危险。为了消除这些可能引起气动弹性的不稳定因素,重新设计了卫星整流罩,淘汰了锤头外形,改用了双锥形,以消除肩部分离。重新设计的整流罩还带来了另一个优点,即减小了阻力,提高了运载器的性能。用重新设计的这种卫星整流罩的运载器,已成功地把Seasat-A送入轨道,没有出现气动弹性不稳定的迹象。     

弹性整流罩低空分离仿真及影响因素分析

随着天地往返运载器（Reusable Launch Vehicles，RLV）的发展，整流罩低空大过载分离的应用日趋广泛，气动力、大过载对分离的影响成为当前研究的重点。基于ABAQUS建立整流罩复杂蒙皮桁条结构的完整弹性体模型，对低空大过载分离的影响因素进行仿真分析，结果表明气动力、大过载均会增加分离的难度，气动力的存在有助于减小铰链根部变形，过载则会加剧铰链根部变形。通过与火箭撬加速整流罩分离试验结果进行对比分析，验证了该仿真分析的正确性，并进一步提出了改进意见。     

利用模态参数预示外压壳体的屈曲

本文介绍一种振动诊断技术。它可用于结构屈曲试验可能产生的破坏形态。本技术尤其是可用于外压锥壳屈曲特性的研究。本技术是应用大力神4整流罩头锥比例模型进行研究的。它基于屈曲形态下的固有频率在达到临界屈曲载荷时为零。在低于临界屈曲载荷的几个载荷下测取模态参数后,用外插频率-载荷相互关系曲线得到零频交点。应用线性、小位移壳体理论预示频率平方与机械载荷(外压、轴压等)之间的线性相互关系曲线。事实上,诸如振幅、壳初始缺陷那样的多种因素参与在内,相互关系曲线有明显的非线性。为了精确预示屈曲载荷必须知道非线性效应。尽管如此,非线性现象即使并不完全清楚,也可发展以振动为基础的“中断”试验准则并用于外压壳结构的鉴定试验。这一技术为大硬件屈曲试验提供有实用价值的、不到屈曲破坏就中断试验的诊断技术。本文第一部分介绍理论分析;第二部分介绍试验工作。试验包括大力神4有效载荷整流罩头锥缩尺lexan塑料模型与全尺寸结构模型试验。本技术已作为大力神4整流罩头锥全尺寸结构试验防止过载和因此而产生的总体失稳破坏的诊断工具。     

宇宙神-阿金纳D运载火箭制导和控制系统

一、概况宇宙神-阿金纳D运载火箭是发射同步通信卫星的火箭之一。它是一种二级半运载火箭,如图1所示。其基础级是宇宙神运载器(SLV-3A),这是一级半火箭。上面级是阿金纳D运载器。在基础级和上面级之间有一段助推器级间段。包括整流罩和级间段在内,火箭全长     

柔性整流罩地面展开试验仿真分析与飞行状态分离预测

大型整流罩的地面分离试验难以在真空环境下进行,为实现对飞行状态中分离情况的准确预测,需根据地面试验数据修正建立的有限元模型。基于耦合欧拉-拉格朗日算法,对大型柔性整流罩的地面展开试验进行流体与固体耦合仿真分析,获得了整流罩在空气阻力作用下展开的运动特性及呼吸变形,结果表明仿真结果与试验数据一致,验证了该模型及方法的正确性。采用相同模型对飞行状态下的整流罩分离进行仿真预示,并分析了空气阻力、轴向过载对分离特性和呼吸运动的影响规律。研究表明：空气阻力会降低整流罩的运动速度和呼吸运动频率,增大呼吸运动幅值;随着轴向过载的增大,呼吸运动幅度增大;整流罩的呼吸运动与其1阶振型相关。     

浅射导弹运载器分离体下沉弹道散布影响因素仿真分析

潜射导弹运载器在进行弹器分离后其运载器的下沉过程是一个复杂的动力学过程，影响运载器弹道散布的主要因素是其初始运动学参数的散布。在考虑了海流及波浪影响的情况下，建立了基于Matlab/Simulink的潜射导弹运载器下沉过程的动力学模型；进而应用数理统计中的正交试验方法对运载器初始运动学参数对其下沉弹道的散布影响程度进行了分析，找出了对于特定的弹道指标不同的初始运动学参数对其影响的主次顺序，为工程上解决运载器砸艇问题提供了可靠的依据。     

某型水下高速航行器截卵形整流罩受力分析

对某型水下高速航行器湖上试验整流罩脱落进行了分析,重点分析了整流罩的受力、变形,并进行了等效压力试验验证,清晰再现了整流罩脱落过程,和湖上试验吻合。分析结论对水下高速航行器整流罩的设计提出了几点建议,可供工程设计借鉴。     

导弹水面热分离过程运载器内流分析

针对导弹与运载器水面动态热分离过程,导弹喷流在运载器内腔的流动特性与流场特点进行较详细的分析研究,并分析讨论了运载器电气控制系统组件在内腔的气动布局问题.有关研究结果在某导弹与运载器的水面分离性能设计与分离力学环境改善优化中得到应用.     

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。     

导弹水面热分离性能建模与计算

根据战术导弹与运载器水面动态热分离过程特点,建立了导弹与运载器分离载荷和分离弹道工程计算模型,编制了相应计算机解算程序。针对一种水面热分离战术导弹,计算其与运载器的水面动态分离性能,计算值与相关结果符合较好。分离性能工程模拟计算快捷方便,可为水面导弹分离系统的设计和改进提供一定理论指导。     

大型整流罩地面试验分离过程负压特性研究

有效载荷整流罩的分离设计是中国新一代大型运载火箭长征五号研制过程中的关键技术.对整流罩地面分离试验中负压特性对分离过程的影响进行了研究,建立了对于主要影响因素进行分析的简化模型,并基于AMESim平台开展了趋势研究.同时,结合中国新一代大型运载火箭长征五号整流罩试验结果,采用基于Flow3D平台的CFD方法对分离过程中负压特性进行了仿真,结果与试验趋于一致.     

数字自动驾驶仪设计与计算机容量研究(最后技术报告)

这篇报告介绍的是NASA12-2048号合同研究期间所得到的研究成果。报告详细地描述了典型的运载器所用的数字飞行控制系统的设计方法,这些运载器(宇宙神/半人马座,宇宙神/伯纳Ⅱ,土星IB/半人马座,以及土星V/旅行者)将在今后十年用于各种空间技术。分析与设计运载器稳定性所要求的数字自动驾驶仪的增益和滤波器,导致研制一个能够适应上述任何一个或者所有运载器的飞行控制要求的单一的软件组合。报告对这种软件编排连同系统所要求的定时容量及输入/输出等做了综合描述。最后讨论了每种运载器系统的混合实时仿真所得到的结果;这些结果表明单一的飞行控制系统的能力和性能。     

冲击阻尼在运载器/卫星连接面上的应用

运载器/卫星分离使用的爆炸螺栓能产生损害仪器的冲击波。本文介绍了应用于复合连接结构的冲击衰减法的发展情况。进行了模型计算,并用一块试验平板对各种波(纵波、弯曲波、剪切波)得出了试验结果。根据这些试验,估计在实际使用结构上主要能量载波的振幅增益50%。     

无动力运载器纵向运动的非线性动态逆控制

无动力水下运载器的运动有着强烈的非线性,传统的非线性系统近似线性化建模有着不可忽视的局限性,文中将逆系统理论应用于运载器的纵向运动控制中,仿真结果表明所设计的控制律具有较好的控制效果.     

大型整流罩地面分离技术

应用大型有限元软件Abaqus计算了地面气动载荷作用下大型整流罩分离过程。研究了无气动载荷、气动等效载荷和耦合欧拉-拉格朗日(CEL)流固耦合模型对整流罩分离过程中重要运动参数的影响,应用空腔模型设计计算了多气室排气式气囊对整流罩的安全回收。结果表明,CEL和空腔模型计算结果与试验结果基本一致。     

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。     

潜射导弹运载器分离体下沉弹道仿真

文中采用基于MATLAB／Simulink的模块化仿真方法，建立了潜射导弹运载器分离体的下沉弹道仿真模型，开发了仿真软件。模型和软件适合于复杂力学环境下的潜射导弹运载器分离体的下沉弹道预报和仿真研究。具有工程应用意义。     

基于反馈线性化RLV再入控制律设计

针对可重复使用运载器(RLV)再入模型的非线性模型控制问题,设计了基于控制角与控制力矩间全反馈(非时标分离)条件下的反馈线性化控制器,实现RLV六自由度非线性模型线性化,应用经典的PID控制理论实现了控制律设计,完成了全弹道仿真.仿真结果验证了控制方法的可行性,实现了制导指令的精确跟踪.     

整体式整流罩高速分离流固耦合仿真

低空大动压条件下,为了确保整体式整流罩与飞行器之间的安全分离,提出运用多体动力学与气动载荷耦合建模与仿真技术来对整体式整流罩分离过程进行研究。建立了整流罩分离系统多体-气动耦合动力学模型。多体动力学模型根据拓扑结构采用第一类Lagrange方程构建,气动载荷模型根据气动数据包采用双线性插值方法通过S函数构建,基于Simulink构建了整流罩分离流固耦合动力学模型。通过联合仿真研究了典型工况条件下整流罩分离的动态特性,研究结果表明:负攻角条件下整流罩分离过程中会与飞行器头部发生干涉,其它工况条件下整流罩分离是安全的,研究结果对整流罩分离安全性设计具有重要的工程价值。