大型整流罩分离动力学简化建模及仿真分析

为有效简化大型整流罩分离过程的数值分析工作,采用柔性多体动力学分析软件———ADAMS/Flex对大型整流罩结构进行了有限元建模简化技术研究,并在离散化简化模型的有效性验证基础上探讨了大型整流罩分离过程中质心运动、罩内可用空间包络及铰链力的变化规律;同时,对比分析了分离面解锁前因弹簧作用导致的整流罩初始装配弹性变形对整流罩分离动力学行为的影响。结果表明,给出的大型薄壁加筋整流罩结构的简化建模方法合理可行,可作为整流罩简化建模基本依据;忽略初始弹性变形的抛罩动力学分析可用作整流罩分离运动规律研究的基准工况;整流罩分离过程中的"呼吸运动"对柱段角点处影响最为严重,而越靠近罩体顶端其影响越小。     

钝头飞行器高超声速侧向喷流干扰流场特性研究

采用数值模拟方法求解N-S方程,对高超声速钝头飞行器绕流与侧向喷流干扰流场中的流动分离和旋涡特性,及其对喷流干扰区压力分布的影响进行了研究。在中小攻角时喷口前存在干扰引起的主分离涡和二次分离涡,喷口前拐角处还存在另一个调和主分离和喷流的第三个马蹄涡,大攻角时这三个马蹄涡消失,干扰规律与中小攻角不同;表面流谱中小攻角时为典型的双分离线和双再附线结构,主分离和二次分离为典型的闭形分离,大攻角时主分离非常靠前,且为鞍、节点结合的开式分离结构,干扰区内的分离为横向分离流动;不同的干扰流场结构导致中小攻角时主分离激波和喷流弓形激波在压力分布产生两个峰值,主分离马蹄涡和喷口前拐角处马蹄涡则产生两个波谷,随攻角增大分离区扩大,波峰和波谷都前移,峰值下降,大攻角时喷口前马蹄涡消失,压力波谷也消失,实验压力分布也从某种程度上验证了大攻角干扰流场特性与中小攻角差别的合理性。研究表明,在不同的攻角状态下高超声速钝头飞行器绕流与侧向喷流干扰流场分离和旋涡特性有很大的差别,引起喷流干扰区压力分布的明显不同,必然导致对喷流控制效率的严重影响。     

整流罩弹射筒力学特性工程估算

在理论分析和试验的基础上,给出了一种整流罩分离过程中弹射筒分离力的工程估算方法。认为弹射筒达到最大压力后,力-位移关系近似符合等温变化规律。由此可根据地面小车试验的力-时间曲线,通过MSC.ADAMS建模分析获得弹射筒的力-位移曲线,以及整流罩的相关分离参数。整流罩分离地面试验表明,该方法的计算结果与实际较吻合。     

风云系列近地轨道卫星整流罩透波口设计方法

针对风云系列近地轨道卫星铝合金蜂窝夹层结构的整流罩对无线电信号具有屏蔽功能,若在整流罩抛弃前接收卫星信号以监视卫星状态,就需要在卫星整流罩上开设透波口。提出了根据运载火箭理论飞行弹道设计结果和测站位置,计算测站跟踪运载火箭或卫星时,测量线在各时间节点的α和β角,并根据卫星天线装箭状态下在整流罩内的相对位置关系,精确计算测量线在整流罩壳体上轨迹的方法,设计出满足测站接收卫星信号的整流罩透波口开设的最小区域。既实现了整流罩抛弃前对卫星状态的监视,又最大限度地减小对卫星整流罩结构强度的影响,确保卫星整流罩的安全。     

分离螺母的关键设计参数分析

分离螺母是一种火工连接分离装置 ,用于卫星和火箭的分离机构。本文介绍了分离螺母的作用原理 ,对燃气压力、支撑角、螺纹角和载荷的关系进行了分析。在螺栓载荷和设计约束条件一定的情况下 ,改变分离的支撑角可引起轴向和径向载荷的变化 ,从而影响分离螺母的分离能力。为保证分离螺母正常工作并有合适的裕度 ,应合理设计支撑角的大小。     

分离螺母的关键设计参数分析

分离螺母是一种火工连接分离装置，用于卫星和火箭的分离机构。本文介绍了分离螺母的作用原理，对燃气压力，支撑角，螺纹角和载荷的关系进行了分析，在螺栓载荷和设计约束条件一定的情况下，改变分离的支撑角可引起轴向和径向载荷的变化，从而影响分离螺母的分离能力，为保证分离螺母正常工作并有合适的裕度，应合理设计支撑的大小。     

支撑角对低冲击分离装置分离过程影响动力学仿真

介绍了一种低冲击分离装置的结构,并对其冷气驱动分离试验进行了分析.依据能量守恒定律和空气动力学原理,为分离装置的冷气驱动分离过程构建了数学模型;借助数学模型,对分离装置中扇形块两端的支撑角对分离过程的影响进行了仿真和分析.通过仿真结果可发现,扇形块顶端支撑角的变化对分离过程中分离时间和峰值气压的影响很小,而扇形块底端支撑角的改变则会引起分离时间和峰值气压的明显变化.因此,在保证分离功能可靠实现的前提下,可通过减小扇形块底端支撑角来降低分离过程的冲击响应.该结论对分离装置的设计和优化具有指导意义.     

敏捷卫星高刚度太阳翼的设计与验证

基于对国内外敏捷卫星带辅助支撑式太阳翼现状及存在问题的分析，开展了太阳翼的构型设计与布局优化，设计一种基于带簧铰链与自适应锁定式铰链的单臂支撑式高刚度太阳翼。利用支撑臂中部带簧铰链在弯折后形态可变的特性，解决了多连杆闭环机构收拢状态下的杆长匹配问题；利用太阳翼根部自适应锁定式铰链可自动调节锁定状态的特性，解决了展开末了过约束锁定的技术难题，实现了带辅助支撑式太阳翼根部铰链的可靠锁定功能。开展太阳翼展开静力矩裕度分析、模态分析和展开动力学分析，结果表明，太阳翼展开力矩裕度大于1，展开状态下基频大于8 Hz，展开过程顺畅无死点，展开末了冲击力不超过750 N。开展了太阳翼地面试验验证和在轨飞行验证，结果表明，该高刚度太阳翼满足敏捷卫星在轨长时间快速机动的使用要求。     

气动载荷对整流罩分离特性影响的仿真计算研究

文章利用有限元软件Abaqus中的流-固耦合分析模块CEL仿真计算了整流罩平抛分离过程,对比研究了气动载荷对整流罩分离过程的影响,并与试验进行了对比。结果表明,计算与试验结果吻合较好,分离初始时刻罩内负压所产生的气动载荷严重阻碍整流罩的正常分离,造成整流罩与内部有效载荷的碰撞干涉。仿真计算可为今后整流罩地面分离试验验证提供新的途径。     

长征二号E火箭有效载荷整流罩分离技术

长征二号E运载火箭使用大型整流罩。由于大型整流罩的刚度较差、弹性变形较大,它的连接、解锁、分离都有一定的难度。长征二号E火箭的整流罩,采用“平移-翻转”分离方法。该方法与常规的蚌壳式分离方法不同,利用爆炸螺栓和导爆索为整流罩解锁,半罩平移15mm后,在弹簧力矩作用下绕铰链轴翻转,解决了半罩平移运动的碰撞与弹性变形问题。该分离方法经过飞行检验,获得成功。