探月返回器伞舱盖拉伞包动力学模型

文章针对探月返回器伞舱盖弹射分离后出现的物理现象,建立了伞舱盖弹射分离拉伞包过程动力学模型,复现了伞舱盖弹射分离试验中观察到的伞包追赶伞舱盖现象,比较了地面静止弹盖条件及飞行条件下拉伞包过程的异同,分析了主要设计参数对拉伞包过程的影响。研究表明,对于现有弹盖系统,伞包拉出后均存在追赶伞舱盖的现象,并且这一现象无法通过调整弹射分离速度、伞舱盖质量及连接点位置得以避免。     

《航天返回与遥感》1994年总目次

返回技术物一伞系统运动稳定性判据质心偏轴旋成体高超声速气动特胜工程计算方法利用简易再入舱从轨道系统_L回收小有效载荷航天器最优再入轨迹的近似解先进运载系统当配先进回收技术光进运载火箭的先进回收系统工993年国外气动力减速器研制动向航天飞机最优再入轨迹的近似解析解及分析弹道一升力式返回器伞舱盖弹射地面试验准则空间邮件回收系统设计方案遥感技术用小卫星进行遥感印度第二代国家卫星系统用的甚高分·辨率辐射计欧洲极轨平台上的中分辨率成像光谱仪一种用于火星研究的成像光谱仪肮天飞机大辐面相机摄影术与资源管理用航空遥…     

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。     

潜射巡航导弹水下鱼雷管发射技术研究

对潜射巡航导弹水下发射技术的主要关键技术问题：二次弹射技术、薄膜盖、适配垫技术的解决方案、分析和试验等内容的介绍。     

考虑燃气引流的燃气弹射开盖载荷研究

建立一种带有导流槽装置的考虑燃气引流冲击开盖的新型燃气弹射系统模型,采用燃气弹射试验验证了数值计算方法的可靠性,在此基础上,计算得到弹射过程流场、筒盖载荷、弹体内弹道曲线变化规律,研究了改变导流槽深度对开盖载荷的影响.结果表明,发射筒与弹体间隙之间的压强呈现不断增加的趋势,且压强的扩散速率比温度更快;当导流槽深度为20...     

降落伞特性对伞舱系统运动稳定性的影响

建立了伞舱系统刚性连接和弹性连接时的数学模型,针对联盟号飞船回收系统进行了动力学仿真。分析了降落伞侧向力系数、吊带长度、降落伞和载荷质量比以及吊带性质对伞舱系统运动稳定性的影响,其结论可为伞舱回收系统的设计提供参考。     

低冲击弹射式发射箱前盖分离特性

针对火箭、导弹储运发射箱前盖快速开启、可靠分离的设计需求,提出一种利用弹簧储能的低冲击弹射式发射箱前盖方案。在此基础上,结合设计方案各部件在分离过程中的受力特性,建立前盖分离和抛落的理论模型,对箱盖分离轨迹进行计算分析。为优化设计参数,利用实验设计方法(DOE)和响应面法(RSM)对影响前盖抛落距离的储能弹簧刚度、有效作用距离以及活动冲击部件的斜板倾角等进行优化分析,获得满足可靠分离判据的优化结果。最后利用基于多体动力学模型的虚拟样机试验对优化模型进行了校验分析,验证了设计方案的可行性和理论模型的合理性。     

伞舱系统在火星环境中的运动特性分析

建立了火星大气环境模型和伞舱系统多体动力学模型,通过仿真分析了火星环境下伞舱系统中进入舱的运动特性,并对其在火星环境和地球环境的运动稳定性进行仿真比较分析,得出的相关结论可为探测器火星登陆技术提供参考。     

美准备进行SICBM的弹射试验

《航空周刊》1987年8月10日报道: 马丁·玛丽埃塔公司准备从今年末开始在加州范登堡空军基地进行3次小型洲际弹道导弹(SICBM)弹射试验。试验时全尺寸的惰性试验弹将由类似于弹射MX导弹用的那种冷气弹射系统从运输发射包装箱内弹出。这些试验计划从1987年10月开始到1988年3月结束。所     

某型弹射筒推力突变原因的分析

弹射筒一般用于航天器结构的连接与分离,将连接体以一定速度弹出,实现结构之间的弹射分离。弹射筒在工作过程中推力过大会造成航天器结构的损坏和精密元器件的失效,从而导致整个航天器飞行任务的失败,是航天器的关键部件,因此对影响弹射筒推力的因素研究具有重要意义。文章通过与典型的弹射筒推力曲线进行对比,发现某型两种结构相同的弹射筒推力曲线均多出一个突变峰值。针对该问题,采用对弹射筒试验过程中的高速摄像图片与推力、速度曲线进行对比分析,得出推力突变峰值出现的原因,从而为此类产品的设计优化提供参考。     

大型地面试验的策划与管控

航天大型地面试验是评估验证航天产品设计功能、性能和可靠性的关键环节,是航天型号研制工作的重要组成部分。本文对地面试验及其策划的重要性进行了分析。在此基础上,总结了多个型号的研制经验,提出了大型地面试验策划应遵循的十个方面(即"十条"),从而确保大型地面试验和飞行试验"一次成功、次次成功"。     

一种小型炮射子母弹装置的伞降系统

文章介绍了一种小型炮射子母弹装置伞降系统的功能及其组成。伞降系统由降落伞、伞舱、火工品等组成。     

CO2用于气动弹射的可行性分析

针对传统气动弹射介质空气做功能力不足的问题,提出采用CO_2作为新型气动弹射介质。基于质量守恒和能量守恒定律建立了以CO_2为弹射介质的弹射热力模型,并使用该模型对比分析了CO_2和空气作为弹射介质对于弹射性能的影响。得到了弹射过程中高低压室内介质状态以及飞行器运动参数的动态变化过程。与空气相比,CO_2具有更大的做功能力。相同的热力状态下弹射相同质量的飞行器,使用CO_2可获得更大的出筒速度。CO_2作为弹射工质对于大质量的飞行器优势明显,在不减小出筒速度的情况下,使用CO_2可使负载质量提升50%以上,验证了CO_2作为弹射工质的可行性。     

航天员地面模拟训练的任务及设施

航天员地面模拟训练是保障载人宇宙飞行安全性的最重要手段之一。与以往的航天器环境模拟试验不同,在进行载人飞船环模试验时,应充分考虑人的因素,考虑航天员地面模拟训练的要求。本文简要介绍了在紧急情况下航天员的作用和地面模拟训练的任务及设施。     

复合材料薄壁筒的数值模拟及实验验证

采用Ansys有限元软件,对以碳纤维/高硅氧玻璃纤维/酚醛树脂为材料,采用缠绕工艺制造的有导轨薄壁筒进行了弹射物筒内弹射阶段动态分析,与试验数据进行对比,说明采用该方法进行数值模拟,结果准确,可作为工程及设计参考。     

一种小型炮射子母弹装置的伞降系统

文章介绍了一种小型炮射子母弹装置伞降系统的功能及其组成。伞降系统由降落伞、伞舱、火工品等组成。     

空间合作目标运动再现的相似设计方法研究

以相似理论为基础设计一种绝对运动等效代换方案以在地面试验中实现空间合作目标绝对运动与相对运动同时再现。首先应用量纲分析法给出空间合作目标轨道姿态动力学问题地面试验的相似准则;然后,提出绝对运动等效代换方法,并以此为基础建立运动再现地面试验模拟器的轨道姿态动力学方程;最后以航天器交会对接最终逼近段地面验证试验为例给出地面试验系统验证方案的具体实施步骤,并通过仿真算例说明所提方法的有效性。     

多级活塞缸式燃气弹射内弹道的研究

基于计算流体力学方法,建立了多级活塞缸式燃气弹射模型,采用动态网格分层技术模拟导弹的运动,研究了活塞缸的展开过程、流场变化以及内弹道特性,并将活塞缸式弹射内弹道结果与燃气弹射和零维内弹道结果进行对比。结果表明,在弹射过程中,低压室内压强分布较为均匀,温度接近燃气总温,热环境较为恶劣;随着活塞缸逐级展开,导弹运动的加速度呈阶跃式下降,弹射共持续0.74 s左右,且整个弹射过程中导弹所受过载不超过8 g;活塞缸式弹射与零维内弹道计算结果变化趋势基本吻合;在相同初始条件下,采用燃气弹射的导弹的运动加速度和速度均大于多级活塞缸弹射,采用活塞缸弹射方式,导弹承受的过载更小,弹射过程更平稳且能有效利用空间,结构更合理。     

载人航天空间环境地面模拟试验

根据对美国约翰逊空间中心用于载人航天空间环境地面模拟试验的基本思想、试验方法、试验组织管理以及试验大纲的编写等相关介绍,对我国未来在 KM6载人试验舱进行载人空间环境地面模拟试验、试验设备应进行的配置及完善作了阐述。     

载人宇宙飞行的不利因素与紧急情况分析

载人宇宙飞行对航天器地面模拟试验提出了新的、更严格的要求。本文从保障航天员安全性的角度简要介绍了在地面模拟试验时应考虑的载人宇宙飞行的不利因素,分析了产生紧急情况的原因。