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。     

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.     

导弹级间分离连接机构有限元分析

针对导弹套筒式级间分离连接机构，利用有限元分析软件ANSYS，经过合理简化，对其进行静止放置、最大过载、分离过程中的应力应变分析。计算结果表明，剪切螺钉和螺孔周围存在应力集中，剪应力在主级和螺钉接触处存在突变。靡擦影响使分离过程中Von Mises应力大于前两个阶段，最大应力出现在助推器孔周围，后过渡到两级接触边线上。计算结果符合理论和经验指导，为导弹级间连接机构设计和校核提供了一种有效方法。     

级间热分离瞬间高压力峰值研究

某型运载火箭地面级间分离试验中获得了分离过程中级间区压力变化数据,在数据分析中发现分离瞬间一二级级间段和一子级前封头存在瞬间高峰值压力,该压力远高于其它运载火箭地面试验及飞行试验结果,且单个峰值脉宽时间不超过2 ms。为此对此高峰值压力的合理性及准确性进行了分析,结果表明:该高峰值压力合理、可信,可作为型号结构设计的依据。     

提高上面子级点火安全性级间分离优化设计

某型号火箭一二级分离是中国首次助推器与芯一级形成一级组合体分离,下部分离组合体质量和后效推力大幅提高至约3倍同系列助推器分离型号量级,是关键技术攻关技术之一。针对二级发动机燃气流反卷影响及无法开展天地一致性分离试验的难题,通过型号间横向比对,结合发动机流场分析,最优化调整时序,增加分离能源,通过飞行实测及地面试车数据分析发动机最大后效包络,将二级建推时刻分离体特征距离,提高至不小于已经历飞行验证的同系列助推器分离型号分离体距离,加强分离系统的强壮性,确保二级发动机的建推可靠性和工作安全性,此项技术已经历飞行验证。     

级间分离气动力特性数值研究

对超声速飞行弹体级间分离过程中的流场开展了数值模拟研究,得到了两级弹体在不同分离状态下的气动特性.计算中采用分区多块网格技术,并对计算所得的气动力结果进行摩擦阻力修正.根据计算结果,分析了主级通气和非通气两种状态下的流场结构和气动力变化特性;研究了弹体气动力随马赫数的变化规律.     

风扰动下地空导弹级间分离动力学分析

针对导弹套筒式级间分离方案,建立了风扰动下导弹六自由度运动模型,分离过程中两级相互作用模型和气动力计算模型,分别对常值风和随机风扰动影响进行了仿真分析.计算结果表明常值纵风使分离时间推迟,增加了过程时间和完全分离距离;常值横风使分离提前,且减小了过程时间和完全分离距离.随机横风会引起真实攻角和真实侧滑角的较大振荡,不利于导弹操纵飞行.     

级间分离S形分离钢索高速分离敏感因素分析

级间分离S形分离钢索结构复杂,高速分离过程涉及大变形、复杂非线性接触等问题,其动态变形及力学特性分析是工程设计的难点之一。基于Abaqus建立S形分离钢索动态分离仿真模型,分析了S形分离钢索高速分离动态变形过程及力学特性,并通过地面试验进一步验证建模方法的正确性。研究了S形分离钢索长度、截面直径、拖尾长度、分离速度等多种敏感因素的影响,对工程实际具有一定的指导意义。     

导弹级间分离特性的数学分析研究

文中针对导弹刚体运动方程组。采用合理假设。推导导弹姿态运动摆动角解析解。与传统数值仿真解比较，证明理论推导与仿真结论一致：干扰力矩和惯性积影响下．摆动角和摆动角速度存在正弦形式的周期运动．振荡周期与自旋角速度、惯性积有关。振幅受干扰力矩、惯性积影响。     

气动参数设计对分离式旋转弹级间作用力的影响

通过定量分析多个气动参数对级间作用力的影响程度，可知合理设计两级弹体气动外形可以有效减小弹体的级间作用力。同时必须根据弹体气动参数和设计过载情况来校验弹体级间部分强度，以防结构破坏。     

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.     

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.     

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。     

固体发动机不同角度跌落数值模拟及试验分析

为了研究某型舰载固体发动机跌落的安全性问题,应用ANSYS/LS?DYNA有限元分析软件对固体发动机37.5 m高度的多角度跌落过程进行数值模拟分析,并开展真实发动机的跌落试验进行验证。结果表明,相同跌落高度下的危险角度为78°,通过推进剂点火增长模型计算得出发动机内部装药温升小于5 K,不会发生点火反应,发动机尾部与碰撞面接触的位置相对危险,壳体与内部装药的应力、应变值较大,可能产生断裂破坏。通过固体发动机跌落试验发现,发动机的尾部出现断裂破坏,但未发生点火或爆炸反应,试验采集的数据信息与有限元分析的结果一致。     

微化学推力器推力测试技术研究

利用天平原理设计了微推力测试装置,经标定,该装置可以测量的最小推力为5×10-5N.测试了装有以硝酸肼镍为主要成分的微化学推力器的推力,其药室直径为1.0mm和1.5mm,药室高度分别为1.5mm和3.0mm.测试结果表明,该装置测得的最小推力为3×10-4 N,可以满足微推力测试要求.     

固体火箭发动机喷管分离流动及其数值模拟

大面积比喷管在火箭发动机工作过程中可能产生流动分离的问题,为研究喷管流动分离对喷管性能的影响,利用计算流体力学软件CFX对某固体火箭发动机大面积比喷管内燃气分离流动进行数值模拟。计算出啧管在几种不同入口总压情况下的流场参数分布,显示分离流动会改变燃气内流场流动参数分布,进而会对喷管推力稳定性和热防护性产生不利影响。该研究能为进一步研究大面积比喷管设计提供参考。     

基于Radtherm的地面目标红外热分析

建立地面目标与背景的综合热模型,参考文献中试验数据,对Radtherm的仿真性能进行评估,分析外界环境的影响因素,主要仿真分析风速和风向对预测结果的影响。最后基于红外相机的试验结果,对工程应用中的相关支撑设备进行仿真。通过对比结果,验证了基于Radtherm的红外热分析方法的有效性,为今后工程应用中红外仿真和试验提供一定的参考。     

固体火箭发动机地面静止试验的危害及安全防护

固体火箭发动机静止试验作为考核发动机性能的主要试验项目之一,发动机存在可能由于外部的热源、机械作用、冲击波、电等能量引发推进剂的燃烧、爆燃、爆燃转爆轰、冲击波转爆轰等典型的剧烈化学反应,形成发动机不同等级的危险性事故。分析了固体火箭发动机地面静止试验过程中存在的危害因素及其产生的途径,并从安全技术和安全管理角度提出了相应的对策措施。     

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。