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无喷管助推器作为整体式固体火箭冲压发动机助推级的一种重要方案,其优点是结构简单,省去喷管抛却系统及伺服机构,增加了固体火箭冲压发动机工作的可靠性。本文简要介绍无这火箭发动机,数值仿真的计算理论和试验研究方面的一些结果,并对此结果作了简要的分析说明。 相似文献
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《导弹与航天运载技术》1989,(6)
本文介绍了采用先进推进技术的一系列模块设计一次性运载火箭的系统分析结果。高性能芯级运载器捆绑上助推器,能使近地轨道的运载能力提高到40000~150000磅。在本文研究中,规定一种新的两级结构芯级运载器,假定正东发射时,近地轨道运载能力为40000磅。如在此芯级捆绑上两台或更多台助推器能进一步提高其运载能力。研究中的芯级运载器结构包括可贮存燃料芯级、烃类燃料芯级和液氢燃料芯级。研究中的助推器包括采用与芯级同样推进剂的各种助推器以及混合推进剂助推器和固体火箭助推器。此外,还评估各种运载火箭方案的起飞总重、结构重量和运载能力。 相似文献
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火箭柔性发射系统动力学建模与数值仿真研究 总被引:3,自引:1,他引:2
把多体系统动力学的Kane方法和有限元法应用于火箭柔性发射系统。针对工程实际,对建模与求解过程中的一些关键问题进行了探讨。建立了一个具有十一个刚性运动自由度、六阶定向器柔性模态自由度的发射系统物理模型。推导出该物理模型的发射动力学方程,并对常推力作用下系统的时域响应进行数值仿真。在此基础上,初步分析了定向器的弹性振动对火箭弹离轨时的初始扰动的影响。 相似文献
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针对导弹发射的机弹分离过程存在较大不稳定性问题,通过求解流体动力学方程组和刚体六自由度运动方程,仿真分析了迎角对空空导弹初始弹射弹道的影响。参照美国阿诺德工程发展中心开展的一项使用标准机翼/挂架/带舵外挂物模型的捕获轨迹法试验,建立了相似的几何仿真模型并进行了数值计算。通过数值计算结果与文献[29]中风洞试验结果进行对比分析,验证了数值计算方法的可行性;采用该方法计算和分析了四代战机在不同迎角下内埋弹射空空导弹的初始弹道。结果表明:在超声速条件下,迎角变化对导弹初始弹射阶段的六自由度运动有明显的影响;随着迎角的增大,导弹俯仰运动更剧烈、横滚角度更大、偏航角度更小,机弹分离的速度明显下降、分离的安全性逐渐降低。 相似文献
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为了提供航天飞机结构动特性的基本实验数据,进行了组装构型垂直地面振动试验(MVGVT)。在研制航天飞机载有各种有效载荷与执行各类任务时的载荷预示和设计、POGO控制以及颤振准则用的高置信度分析模型时使用了这些基本数据。 MVGVT计划包括两个基本构型。这两个试验构型分别模拟发射和助推状态。发射构型包括两个固体火箭助推器、一个外贮箱和一个轨道器。对发射构型,进行了在起飞和熄火(固体火箭助推器分离前)飞行条件下的试验。起飞试验在1978年10月20日开始,于1978年12月2日完成。熄火试验在1979年1月30日开始,于1979年2月28日完成。助推构型由外贮箱和轨道器OV-101组成。对助推构型,试验了三种飞行条件(开始助推,中间助推和终止助推)。助推试验在1978年5月30日开始,于1978年7月14日完成。航天飞机试验计划是在约翰逊宇航中心指导下,由洛克威尔国际公司执行的。在整个试验过程中,马歇尔宇宙飞行中心给予很大帮助。他们负责外贮箱、固体火箭助推器和航天飞机主发动机的动力数学模型。他们还参加了液氧箱的模态评定试验。对于航天飞机组装构型垂直地面振动试验,该中心负责发射和助推构型的支撑系统设计,并且还参加了试验计划与试验要求的制定,此外,马歇尔宇宙飞行中心还负责数据评定与分析相关研究。 相似文献
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《导弹与航天运载技术》1990,(3)
本文介绍用叠加网格技术对带捆绑助推器运载火箭多箭体的无粘超音造绕流进行的数值模拟方法。这种方法把有充足叠加区域的独立优化的网格用在芯级和每一个捆绑助推器上。流场参数通过叠加区域从一个网格传送到另一个网格。在每一个网格里,用激波捕获技术积分守恒型的欧拉方程。作为一个为模拟超音速绕流建立叠加网格方案的试验,考虑了带捆绑助推器的芯级在M_∞=2.5,零攻角时的简单情况。本文介绍的数值结果是捆绑助推器上的等压线、压力分布、气动载荷分布和侧力变化值。文中把该结果与试验数据及其它数值结果进行了比较。最后,得到带两个助推器的芯级的结果,并把所得压力系数与试验值进行比较。该数值结果表明,叠加网格稳定并能准确地捕获带捆绑级运载火箭无粘流场的所有重要特性。 相似文献
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尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳动力学过程的三维数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
尾翼稳定脱壳穿甲弹(APFSDS)的脱壳过程对其飞行稳定性与效能具有非常重要的作用。为了描述脱壳过程中卡瓣与弹体之间的气动干扰以及卡瓣相对弹体分离的六自由度(6DOF)运动轨迹,基于流体力学控制方程与外弹道6DOF运动方程,利用动网格技术,对尾翼稳定脱壳穿甲弹弹托在气动力和重力作用下相对弹体分离的三维流场进行了数值模拟,得到了不同分离阶段的流场特性与各卡瓣、弹体气动系数随时间的变化曲线,揭示了弹托分离过程中,卡瓣与弹体之间的激波与气流在不同分离阶段的相互作用过程。耦合6DOF方程计算了各卡瓣的运动轨迹与相应的气动参数,计算结果与文献[15]实验结果相符,表明数值模拟空气动力学与飞行力学相互耦合的控制方程是一种研究尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳动力学过程的新方法。 相似文献
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运载火箭助推器分离后的姿态和轨迹分析 总被引:1,自引:0,他引:1
运载火箭助推器分离后的姿态和轨迹对于助推器着陆区域确定以及回收系统设计十分重要,研究分析助推器姿态和轨迹的关键在于确定助推器分离后的气动特性。由于助推器分离后在稀薄大气环境条件下自由飞行,国外往往通过风洞试验方法来模拟助推器的气动参数。采用一种基于粘性绕流和细长体理论的工程算法来计算助推器分离后飞行的气动参数,并将气动数据用于助推器的飞行动力学模型,分析助推器分离后的姿态和轨迹。仿真结果表明,该仿真模型可以客观反映助推器的飞行特性,为运载火箭助推器回收应用提供一定的技术支持。 相似文献
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《导弹与航天运载技术》1989,(1)
美国航天运输系统、西欧阿里安5P 及日本 H-Ⅱ运载火箭在设计上有惊人的相似之处,它们都使用高能低温芯级和两台固体火箭助推器,以便获得较大的起飞推力。挑战者号航天飞机和大力神运载火箭发生事故之前,人们普遍认为固体火箭助推器成本低、简便并且安全。挑战者号和大力神失事揭示出固体助推器存在在一些严重的不安全问题。在此之前,航天飞机的使用经验也表明固体助推器成本根本不象可重复使用系统所要求的那样低。此外,人们还认识到固体助推器会带来严重的环境污染问题。与固体助推器相比,混合火箭推进系统可能具有下列优点:更加安全(TNT 当量接近于零,万一某台发动机点火失败时能够关机,不会脱粘);可选用无毒推进剂;比推力等于或大于固体火箭的比推力。为研究能否用混合式助推器替代固体助推器,进行了系统分析。研制出了一些对混合式推进系统进行参数研究的分析工具(质量模型、性能模型以及弹道模型等)。特别注意了众所周知的混合式助推器的基本问题,即固体燃料装药的几何尺寸设计和燃烧速度问题。尽可能地利用试验数据作为分析模拟的输入数据。1985年首次研究了混合火箭发动机的可能的应用领域。研制出了混合火箭发动机的质量模型和性能模型,模型中考虑到了混合燃烧的特点,即燃烧速度低和工作过程中混合比是不断变化的。经过一些分析工作后,已经证明了用混合式助推器替代固体助推器的前景很好。与固体助推器相比,混合式助推器有很多优点。 相似文献
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研究运载火箭助推器在分离之后返回地面过程中的姿态稳定性。助推器气动稳定性分析表明,助推器在超声速飞行时存在一个稳定攻角,在亚声速飞行时存在两个稳定攻角,存在的稳定攻角表明:助推器的稳定飞行状态为尾部冲前飞行状态。按照助推器的飞行特点建立返回过程姿态动力学模型,编写MATLAB程序开展飞行仿真。仿真结果表明:助推器分离后翻转角速度较大,助推器在过顶点之后,飞行速度经历从加速到减速、直至平衡的过程,翻转角速度逐步减小,姿态逐步稳定为尾部冲前的飞行状态。 相似文献
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基于嵌套网格的超声速子母弹分离数值分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究超声速下子母弹分离流场和气动特性,采用嵌套网格技术和有限体积法离散求解三维黏性可压缩流的Navier-Stokes方程,同时建立6自由度刚体的运动学方程与动力学方程。将6自由度刚体运动与计算流体力学耦合,数值模拟超声速下子母弹分离过程,研究子母弹分离过程的流场特性和子弹初始分离状态(如子母弹初始分离时子弹飞行速度及其初始姿态角等)对其分离过程的影响。结果表明:嵌套网格技术可以很好地模拟超声速下子母弹分离的复杂干扰流场;超声速条件下,子弹脱开母弹时的飞行速度和子母弹初始分离速度越大,分离攻角越小,各个弹体之间可以更安全快速地分离。 相似文献
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从三维薄层近似N-S方程出发,采用TVD差分格式,对某捆绑了2个大型助推器的运载器(RLV)流场进行了计算,得到了大型捆绑助推器真实复杂流场.数值结果表明在捆绑大型助推器后,在运载器头部附近产生了很强的弓形激波;数值结果也较好地反映了助推器的喷流与运载器芯级发动机的喷流相互干扰状况,为今后大型捆绑式可重复使用运载器的气动设计提供了理论依据和计算方法. 相似文献
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《导弹与航天运载技术》2017,(6)
正NASA近期在兰利研究中心的统一规划风洞(UPWT)对航天发射系统1B型(SLS 1B)火箭的缩比模型进行风洞试验,试验主要目的是收集固体助推器与芯级分离时的气动数据。试验用的SLS 1B模型长2.92 m,重105 t,全箭涂满粉红色的压敏涂层,试验中该涂层与氧气发生反应后会呈现不同强 相似文献
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对弹药在不同条件下的发射过程进行研究是研制弹药的重要一环,它有助于弹药适应现代战场复杂多变的发射环境。为了提高尾翼稳定脱壳穿甲弹(APFSDS)的射击精度和飞行稳定性,通过非结构化动网格技术和用户自定义函数耦合计算流体力学和六自由度外弹道程序,对非零攻角和侧滑角条件下APFSDS弹托相对弹体动态分离过程进行了数值模拟,获得了非零攻角和侧滑角条件下弹托分离流场、六自由度运动参数以及弹体气动参数的变化情况。结果表明:在非对称来流的影响下,弹托分离流场呈现非对称性,引起弹托受力不均匀,从而导致弹托非对称、不同步地飞离弹体,加大弹体受到的扰动,最终降低弹丸的射击精度和飞行稳定性。 相似文献