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。     

特殊条件下整流罩内温湿度变化规律的分析

针对无空调保障这一特殊条件下，卫星整流罩温湿度变化的问题，首先对整流罩的热力学模型进行数学建模，在考虑环境温湿度、环境风速的情况下，推导了该系统的传热关系，进而给出相应的计算公式。实际测量数据表明，该公式对在无空调保障条件下的卫星整流罩温湿度的变化预测准确，能够对卫星发射任务提供有力的决策支持。     

第五章 仪器舱

5.1 概述法国国家空间研究技术中心把阿里安运载火箭仪器舱的研制工作委托给了法国马特拉公司。仪器舱位于第三级上面,其功用有三点: (1)保持第三级与卫星整流罩之间的结构连续性; (2)提供卫星、卫星整流罩的安装和分离面。 (3)安装制导系统、稳定系统、自毁系统和遥测系统的大部分仪器。     

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。     

超声速进气道整流罩船尾形状及其底阻的数值研究

针对超声速导弹进气道整流罩的底阻问题,文中采用CFD数值技术,模拟计算了某整流罩底部抛物形船尾附近绕流流场的压力分布,并由此得出船尾长度与整流罩高度之比对整流罩底部阻力大小的影响关系曲线,可为设计出低阻力的进气道整流罩提供参考.     

基于Adams的某整流罩分离影响因素仿真分析

为了解决整流罩分离的可靠性问题,通过对采用分离弹簧的导弹整流罩安全分离的影响因素的分析,利用Admas软件对解锁不同步、弹簧刚度偏差、弹簧失效三类影响因素下的整流罩分离过程进行了动力学仿真,并对仿真结果进行了分析,得出的结论为改善导弹整流罩分离的动力学性能提供了参考。     

卫星整流罩噪声环境预示与降噪设计

应用统计能量分析方法对某型运载火箭整流罩的噪声环境进行了预示,与试验数据对比得到了较好的吻合,通过降噪结构设计可以明显降低整流罩内噪声,可供设计参考.     

第六章 卫星整流罩及分离系统

阿里安卫星整流罩如图6—1所示。它的基本功用是包封和保护卫星(有效载荷)及仪器舱内的仪器免受有害环境的影响。整流罩由法国宇宙航空工业公司委托瑞士康特拉夫斯公司研制。它的结构是沿纵向分成两半的一个圆柱段加前后锥壳的组合式结构。(见图6—2)。     

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。     

轻型鱼雷上浮装置整流罩安全解脱技术研究

现代轻型鱼雷设计中为了保证操雷安全上浮,采用了多种上浮装置,其中较常用的是浮囊充气式上浮装置.为了保持雷体线型,在雷体表面用整流罩包覆住浮囊,鱼雷航行终了后浮囊充气,整流罩解脱,鱼雷可以顺利浮起,便于打捞回收.本文提出了整流罩安全解脱设计方法,分析了整流罩与浮囊匹配、拉断销力值及抗干扰等方面的问题.并给出了一种新型的安全解脱机构.     

基于气动热约束的高超声速电缆罩封头外形优化设计

基于N-S方程数值计算方法对高超声速气流中导弹电缆罩封头和其后方的电缆罩外形进行气动热计算,对2种封头外形的气动热进行对比分析,研究了其流动机理和流场结构。结果表明:优化后的与后方电缆罩等宽、等高的封头外形极大地降低了电缆罩的热环境。     

火星探测器轨道设计与优化技术

介绍火星探测器轨道设计以及优化技术,并对大推力轨道设计方法、小推力轨道设计方法以及借力飞行轨道设计方法等进行综合分析,为未来的火星探测器轨道设计提供参考.     

长征五号运载火箭分离系统设计与验证技术研究

长征五号运载火箭是中国全新自主研制的新一代大型全低温捆绑式运载火箭,作为核心研制内容的分离系统具有分离体尺寸规模大、助推器推力高、级间分离行程长、整流罩刚度低等特点,系统设计难度高、技术跨越大.长征五号研制针对分离系统在理论研究、设计方法、仿真手段和试验验证等方面开展了大量探索与攻关工作,对其中的技术进展进行了综述与展...     

基于规则的卫星产品3 维模型工艺性审查技术

针对卫星总装阶段产品3 维模型设计数据种类繁多、迭代频繁,工艺性审查数据专业和种类复杂等设计 工艺性审查难点问题,提出一种基于规则的卫星产品3 维模型设计工艺性审查技术。阐述卫星产品3 维模型设计工 艺性审查业务流程分析、审查规则与属性信息关系建模、设计工艺性审查关键技术实现等内容,设计卫星3 维模型 工艺性审查系统的架构原理和主要功能。结果表明,该技术可实现卫星3 维模型工艺性自动审查和结果可视化。     

卫星通信系统对抗技术与态势仿真分析

为获得信息优势,在分析卫星通信系统态势仿真需求的基础上,探讨卫星通信链路的干扰技术。针对某静止轨道卫星通过STK设计战情进行仿真,验证比较同波束情况下各种干扰方法的可行性;利用STK软件的通信分析功能和仿真外部接口,结合Matlab对卫星波束切换条件下的通信态势进行仿真设计和实现。结果表明：该分析可为卫星通信系统相关仿真研究提供借鉴和参考。     

CZ-2C/SD火箭热环境分析及试验

介绍了火箭发射卫星过程中星箭热耦合分析和热真空试验两种设计方法,具体介绍了综合应用计算和试验两种方法完成CZ－2C／SD火箭发射铱星任务的热环境和控设计工作。首先,采用网络分析法进行星／箭热耦合分析,对上面级及卫星各点温度进行预测。其闪,描述在我国首次进行的火箭上面级热真空试验。热分析和热真空试验相结合,圆满完成了CZ－2C／SD火箭的热环境设计任务。     

基于多旋翼无人机视觉惯性里程计的设计与实现

针对GNSS 信号受到干扰或在拒止环境下,多旋翼无人机的导航定位问题,设计一种多旋翼无人机视觉 惯性里程计系统。介绍系统的总体设计方案、硬件选型与设计、软件系统搭建、通信协议规定以及算法设计思路。 实验验证结果表明：该系统可以实际运行在多旋翼无人机上,当GNSS 信号不可用时,仍可向飞控实时提供多旋翼 无人机当前可用位姿,为多旋翼无人机视觉辅助导航设计提供参考。     

基于Matlab 与STK 的卫星信关站部署仿真平台实现

为提高卫星通信网络的运行效率,设计一款基于Matlab与STK的卫星信关站部署仿真平台.构建卫星星座仿真、信关站覆盖范围和可见性判定模型,对低轨卫星星座空间与地面段进行模拟,根据实际需要设置不同的卫星星座和地面站址参数,对地面信关站与卫星的可见性进行评估.仿真结果表明:该平台可以有效支持地面信关站部署方案的分析,为低轨卫星通信系统地面总体设计提供参考.     

基于数字孪生的卫星装备智能设计系统

“十四五”期间,卫星装备研制任务数量将逐年增加,卫星装备的复杂程度也不断提高。为改进以经验为主的卫星装备传统设计模式,解决卫星装备设计数据库标准化程度低、数据可继承性差、数据生命周期覆盖率差、生产试验运行数据与原始数据交互率低,导致设计效率低、研制成本高、维护升级困难等难题,提出一种基于数字孪生的卫星装备智能设计方法。将卫星装备按尺寸、载荷、特点分类归纳出卫星载荷条件、卫星装备功能模块、生产检测试验模块、运维模块组成的数据库。依据卫星尺寸、接口、载荷等条件根据计算规则驱动孪生出卫星装备数字功能模块,并自动装配成孪生模型,根据载荷的一些特殊条件对数字孪生模型功能模块进行智能联动调整,并可以将孪生模型计算结果、装备实物验证结果和当前孪生数字模型进行对比迭代和修正,不断提高孪生数字模型准确性,并可以通过孪生模型全生命周期数据监控,实时将实物维护改造信息同步映射到孪生模型,进一步提高卫星装备设计效率,缩短研制周期,削减研制成本。     

基于分层体系结构的卫模仿真软件通用化设计

为解决卫星型号多、遥控码表变化大、遥测参数仿真复杂和卫模平台接口多样化等问题,提出基于分层体系结构的卫模仿真软件通用化设计。在对某型号卫星模拟器仿真软件研制过程进行分析的基础上,采用分层体系结构和接口标准化等方法实现通用化设计,并进一步指出实现通用化卫模仿真软件的关键技术和研究途径。结果表明：该设计能实现卫模仿真软件的通用化,为研制通用卫星模拟器仿真软件积累了经验,指明了方向。