战术导弹级间线分离探讨

级间分离有点分离和线分离两类技术手段。线分离的优点很多,已日益广泛地应用于战略导弹中,并有逐步代替点分离的趋势。然而迄今为止,这种先进的技术还未应用于战术导弹中。文章分析了个中缘故,挑明了问题所在;提出了解决办法;例举了各种线分离装置的“饼式”结构图及其设计要领。     

超音速分离线喷管推力效率影响因素的数值研究

超音速分离线喷管作为一种新型可动喷管，在机械结构、流场分布、推力性能等方面具有不同于传统可动喷管的特点。由于具有偏转放大效应特点，在执行矢量控制时超音速分离线喷管性能较明显优于传统喷管。为了讨论其推力效率受不同因素影响的变化规律及作用机理，对不同摆角下超音速分离线喷管受不同因素影响的内流场开展数值仿真研究。结果表明：在给定的设计参数下，分离线间隙尺寸的增大对推力效率具有减益性，超音速分离线喷管在执行矢量控制时具有较高的推力效率；同时，相较于锥形扩张段，钟形扩张段喷管有着更好的推力效率。     

地空导弹热分离故障树分析

根据导弹飞行中的异常现象、地面维修的导弹故障履 及个人经验，运用演绎法建立了以热分离失效为顶事件的热分离故障树（ＨＳＦＴ）。进行了定量计算，对系统失效概率和可靠性作出了评价。在部分的训练打靶中，该ＨＳＦＴ应用于××枚导弹的发射前检查和维修中，提高了维修质量，使导弹发射后的飞行过程达到１００％的热分离成功。     

超音速分离线喷管内流场数值模拟

采用数值方法求解超音速分离线(SSSL)喷管内流场,研究了不同摆角对喷管流场分布的影响,对比分析超音速分离线与亚音速分离线喷管的轴向推力、径向推力及偏转放大因子随喷管摆角的变化规律,为超音速分离线喷管的设计研究提供理论参考。计算结果表明,摆动对超音速分离线喷管内流场影响显著,随着摆角的增大,内流场的非对称性和激波强度均增加;在相同摆管的轴向力分力略有减小,而径向分力则呈现增大的趋势;超音速分离线喷管与亚音速分离线喷管的径向分力比值,即偏转放大因子则随喷管摆角呈先增大、后减小的变化规律,本算例中的最佳放大因子1.36,对应的喷管摆角为2.5°;另外,随着摆角增大,超音速分离线喷管内流场Al2O3粒子分布的非对称特性也逐渐加强,活动体小端局部范围粒子浓度显著增大。     

两级并联式地空导弹分离特性分析

针对两级并联式地空导弹分离过程，分析了分离过程中可能出现的问题，指出了并联导弹自动分离条件，并针对某并联导弹具体设计情况，讨论了分离特性计算分析的几个方面，给出了一种计算分离力的简便方法，并结合某导弹实际设计情况对其进行了计算，对其结果进行了分析讨论。     

两级串联式地空导弹分离特性分析

针对两级串联式地空导弹的分离过程，分析了导弹分离过程中可能出现的问题，并推导了串联导弹分离相互作用力和分离安全稳定域的计算公式，指出了分离计算情况的选择原则，最后，根据某导弹具体设计情况，给出了计算实例。     

可重复使用运载器级间分离过程研究

级间分离过程中，可重复使用运载器受到非定常扰动，可能会造成分离失败。为研究级间分离过程中可重复使用运载器运动特性及周围流场分布随分离高度的变化情况，建立航天器和运载器的运动方程，使用动网格技术和有限体积法求解N-S方程。研究结果表明：随着级间分离高度的升高，气动力不断减小，非定常扰动对分离产生的影响越来越小；分离过程中，航天器和运载器的平动速度差较小，角速度差越来越小，最大差值从30 km高空的0.427 rad/s减小到50 km 高空的0.1 rad/s，二者之间的最小距离变大，更有利于安全分离。     

超音速分离线喷管研究进展

超音速分离线喷管技术在结构紧凑性、减轻消极质量、降低伺服力矩、偏转放大效应和降低研制成本等方面具有显著优势,有广泛的应用前景,高性能轻质小力矩超音速分离线球窝喷管成为当前喷管技术的重要研究方向。对该摆动喷管技术的研究进展进行了归纳分析,探讨了偏转放大效应评价指标、性能评估和分离线结构优化等需要进一步深入研究的问题,并建议通过理论分析和试验验证提出侧向力预估模型,以期为超音速分离线矢量喷管的研究工作提供思路和参考。     

火箭助推器从芯级飞行器动态分离过程的数值模拟

利用弹簧近似和网格重构相结合的非结构动网格技术，耦合求解Euler方程及弹道方程，时间方向采用四步Runge-Kutta方法，空间方向采用改进Barth和Jespersen限制器的通量分裂方法，数值模拟火箭助推器从芯级飞行器动态分离动力学过程。首先，计算单独芯级飞行器流场，与实验数据相比，符合较好；其次，计算火箭助推器和芯级飞行器组合体流场，得到分离前状态和气动力特性；在此基础上，比较采用弹簧和火箭作为控制力的两种分离方案，研究两侧火箭助推器分离不同步、攻角、侧滑角等因素的影响。研究表明，弹簧分离初期火箭助推器位移和姿态主要取决于弹簧控制力，弹簧全部断裂后气动力的影响加快姿态发散，在给定的设计参数条件下，可以实现安全分离；火箭分离存在复杂的喷流干扰，喷流对助推器的包裹作用使得分离初期自由来流影响较小；另外，分离过程对芯级飞行器的气动干扰不容忽视。     

电分离连接器对小卫星星箭分离干扰分析

电分离连接器是否成功分离是卫星与火箭分离过程中一个重要的环节。文章以某小卫星为工程背景,根据电分离连接器具有电分离（正常）和机械分离（非正常）两种工作模式,给出了小卫星在正常分离模式和非正常分离模式下的分离时序,建立了两种分离模式下的分离力学模型,开展了电分离连接器分离的仿真分析。结果表明:正常分离模式下,分离不存在干扰;非正常分离模式下存在少许分离干扰,但卫星可以实现安全分离。     

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。     

基于模糊方向规则的火箭发动机传感器故障检测与分离

提出了一种直接从训练样本中获取模糊方向规则的学习算法，并应用于火箭发动机的传感器故障检测与分离。每种传感器故障模式由一些模糊方向规则聚集形成，模糊方向规则的全隶属区是一个由单位方向、夹角和两个半径确定的方向超体。模糊方向规则一次循环学习形成，在学习中能不断融合新样本信息。液体火箭发动机传感器故障检测与分离的仿真研究验证了模糊方向规则系统的优越性能。     

火箭低空级间热分离初期流场特性数值模拟

采用耦合求解轴对称非定常NS方程与一维分离动力学方程的方法,对多级火箭低空级间热分离初期过程进行数值仿真。依据仿真结果描述低空级间热分离初期流场的两种典型结构：内部为喷管扩张段流动分离以及外部为级间缝隙横向喷流与超声速外流的干扰流场;给出两种典型流场结构中位于上面级弹体表面（喷管内）的流动分离点位置以及壁面压力分布随仿真时间的变化;初步估算流动分离线偏斜时内外流动分离区域对上面级弹体的干扰力矩。通过分析数值模拟与力矩估算结果,发现在低空级间热分离内外流场中流动分离激波后方形成的高压区域是上面级所受干扰力矩的重要来源。研究结论可为级间热分离过程干扰机理研究提供理论方向,为级间热分离时序设计提供参考。     

喷管分离流场计算

固体火箭发动机喷管分离流场是相当复杂的，本研究首先建立了分离流的物理模型，采用ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ时间推进格式，并用零方程涡粘模型封闭Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，计算了一种特型喷管在地面试车时的分离流场，给出了分离图象和出口面参数，本研究所提供的方法还可用于发动机启动过程中喷管的分类计算。     

长二捆星／箭分离弹簧组件的研制

阐述了分离弹簧组件，弹力曲线的测定，以及分离弹簧组件箭上安装的选配原则，并对分离弹簧生产中既要控制弹簧的自由长度，又要满足负荷要求的情况下，模索出合理的工艺参数，严格控制弹簧几何尺寸，并稳定工艺过程，共生产了两个批次，成功地用于长二捆三发火箭的飞行试验。     

运载火箭非火工分离机构技术发展与展望

针对国内外运载火箭分离技术进行系统研究，具体包含助推分离、级间分离、整流罩分离及有效载荷分离等四类形式。结合非火工分离机构技术发展需求，从连接形式与驱动能源两个方面对分离机构技术进行综合分析，对比分析了各分离机构技术特点，并对非火工分离机构产品发展趋势进行研究展望，旨在为运载火箭非火工分离机构技术创新与产品系统性发展提供参考。     

跨音速细长体三维分离的数值研究

本文数值模拟了半球柱在跨音速、中等攻角时的粘性层流绕流，研究了流场中的复杂三维分离形态结构，其中包含流向与横向的主分离、二次分离、以及激波边界层的相互干扰，解释了在球柱接合部精确捕获的压力波动与流动主分离、二次分离的影响关系，这个现象是前人的计算［５，６］未捕捉到的。     

一种新型导弹级间分离机构研究

文章简要阐述了一种新型的导弹级间分离机构的工作原理及特点，该级间分离机构对于弹径较小，分离质量不大的导弹级间分离有较好的应用前景。     

超音速分离线喷管大摆角状态下化学烧蚀动态仿真

针对超音速分离线喷管大摆角状态下化学烧蚀导致的壁面退移,基于动网格技术建立了相应的动态仿真模型,实现了对不同燃烧室条件下喷管化学烧蚀率的预示。初步稳态计算得到喉部烧蚀率为0.048 6 mm/s,高出试验结果5.67%,验证了仿真设置的合理性。以此状态结果为瞬态计算的初场,进行相应的化学烧蚀动态仿真计算。该喷管的矢量角放大系数在0.5 s仿真时间内因壁面退移减小了0.42%,对称面下侧分离线结构附近因燃气流动受阻成为喷管烧蚀最严重的位置,烧蚀率为0.074 5 mm/s。增大燃烧室压强或温度,会导致同周向位置的分离线后侧与前侧壁面烧蚀率比值减小。对于分离线附近型面变化较小处,压强5.5 MPa增加到7.5 MPa,该比值减小了10%,温度3200 K增加到3600 K减小了15%。     

复合固体推进剂的相(微相)分离

复合固体推进剂中存在两种形式的相分离，一种是由于粘合剂体系的混溶性差或是由于粘中合剂和增塑剂的结晶及凝胶作用造成的；另一种为聚氨酯粘合剂基体中软硬段的微相分离，两种相分离可以同时发生，但其对复合固体推进剂性能的影响不同，粘合剂与增塑剂的相分离有可能导臻推进剂性能的严重下降，而适宜的微相分离则能显著提高推进剂的力学性能，可以采用微相分离促进剂、离子化和形成互穿聚合物网络的方法来改善推进剂的微相分离，提高其务学性能。