基于声振传递的飞行器噪声振动环境预示方法研究

针对高速飞行器飞行条件下的噪声、振动环境恶劣、复杂、难预示的问题,提出了基于声振传递的飞行器飞行条件下的噪声、振动环境预示方法。采用数值仿真、脉动压力风洞试验或工程分析等方法,获取飞行器在典型工况下的舱外脉动压力场;通过噪声试验或声振耦合仿真分析的方法,得到飞行器声振传递特性;根据获得的舱外脉动压力和声振能量传递特性,结合具体飞行参数得到实际飞行条件下的飞行器声振预示环境。采用该方法对某飞行器开展了振动环境预示研究,经地面及飞行试验验证振动环境量级预示精度可达1.6 dB。提出的基于声振传递的飞行声振环境预示方法可以广泛应用在导弹、火箭等飞行器的精细化环境设计中,对于提高飞行器总体性能、环境适应性和飞行可靠性具有重要的工程意义。

基于冷流推力的变微过载控制方法研究

针对地面微重力环境下的变微过载控制方法,以不同冷流压力以及二次流入射位置等因素,开展了基于冷流推力的流场仿真,分析了二次射流对主流流场影响。并研制了冷流推力系统,通过测试验证了冷流推力与总压的相互关系。并通过微重力落舱开展了1s微重力环境下的变微过载试验,结果表明通过冷流流场型面设计,以及主流、二次流压力的控制可以控制作用于内舱的推力,从而改变内舱微重力环境下的微重力水平,满足在微重力环境下的变微过载控制能力。

液氧甲烷重复使用运载器关键技术发展研究

基于液氧甲烷发动机的重复使用运载器在重复使用和使用维护方面具有优良的性能,成本更低。世界各国正在加速开展相关研究及工程研制,典型代表包括火神运载火箭、朱雀二号运载火箭等。对基于液氧甲烷发动机的重复使用运载器的技术特点、面临的技术挑战进行分析,并基于此提出后续重点研究内容,包括重复使用总体设计与评估技术、上升再入返回着陆一体化制导导航与控制技术、大尺寸轻质结构与制造技术、重复使用液氧甲烷发动机技术、健康管理预测与重复使用运行维护技术、重复使用热防护技术等,为后续开展液氧甲烷重复使用运载器工程研制奠定基础。

圆环筒贮箱液体绕横轴的有效转动惯量

航天器贮箱内液体绕横轴和纵轴的有效转动惯量参数是飞行控制系统仿真分析的重要基础,本文分析整理了航天器圆环筒形平底贮箱内液体的有效转动惯量计算方法,依据自由液面平底圆环筒贮箱平动和绕质心横向转动激励下的液体晃动力与力矩的解析表达式,推导了激励频率趋于无限大时,液体平动晃动合力作用点所在位置和绕质心的有效转动惯量表达式,并在平底圆筒条件下利用移轴定理,验证了与液体惯性中心所在位置和绕惯性中心有效转动惯量的一致性。分析了贮箱深度和内、外径比对液体转动惯量的影响规律,补充完善了液体转动晃动特性的理论分析成果。

一种运载火箭第一子级回收方案设计方法

针对可回收火箭的总体设计,提出了一种用于运载火箭第一子级回收方案的设计方法。首先,建立火箭子级运动模型,为便于确定回收推力大小和调节范围,在模型中引入了推力比例因子和推力调节因子。然后,探讨回收推力和推进剂剩余量的对应关系,并通过飞行时间给出剩余推进剂的约束条件。最后,从设计的角度确定回收基本过程,并通过仿真算例制定火箭子级的回收方案。所提方法详细给出了回收过程中火箭发动机的推力大小、推力调整范围、工作时间、落点位置、最大速度以及着陆段的起始速度和高度的估计。算例表明所提方法可以实现回收过程的关键参数确定。

泵入口参数对全流量补燃循环发动机动态特性影响研究

全流量补燃循环发动机性能高,并具备便于重复使用的优势,是未来重复使用运载器的最佳选择之一。在液体火箭发动机启动过程中,泵入口推进剂的压力和温度变化会对全流量补燃循环发动机动力系统的启动特性造成一定的影响。为分析其影响规律,建立了涡轮泵、预燃室、推力室、两相流和混合气体组件等动力学模型并进行求解。结果表明,随着燃料泵入口压力升高或氧化剂泵入口压力降低,涡轮泵系统参数的波动将会逐渐增大,甲烷温度和液氧温度所产生的影响要强于甲烷压力和液氧压力,而液氧的影响则强于甲烷。为动力系统中泵入口推进剂状态参数控制提供了一定的指导。

基于多纤维RVE和聚类分析的低温复合材料贮箱跨尺度计算

采用碳纤维增强复合材料贮箱可显著减轻运载火箭的质量,但贮箱在低温环境中机械-热载荷作用下的分析方法有待研究,尤其是要准确地考量纤维与基体间产生的细观热应力。采用包含多根纤维的代表体元模型,结合基体、纤维失效准则,建立了细观应力场及失效预测模型,并采用k-means聚类方法开展降维计算,提出了一种高效、高精度复合材料贮箱跨尺度分析方法。结果显示:该方法能够根据纤维和基体的热、力学常数准确地预测复合材料单层板的弹性常数和破坏强度;结合某贮箱模型,模拟了机械-热载荷共同作用下复合材料贮箱渗漏失效的发生过程,给出了明确的失效载荷及失效状态。

RBCC动力巡航飞行器爬升段弹道优化

RBCC动力飞行器爬升段弹道设计是其总体设计的重要问题之一。采用伪谱法对基于RBCC动力的巡航飞行器开展了弹道优化研究。以爬升段推进剂消耗量最小为性能目标,以飞行攻角为设计变量,建立了飞行器纵向平面内弹道优化模型,在获得飞行器气动特性和RBCC发动机性能的基础上,开展了爬升段弹道优化。结果表明:最优弹道包括平飞加速、等动压爬升、等速爬升等阶段;火箭发动机应当以“开-关-开”模式工作,且火箭发动机无需大范围调节;在适当的火箭发动机最大流量和动压约束下,该飞行器的动力段航程达到2430 km。

升力体缝隙模型红外测热试验及分析

针对升力体缝隙模型在中国空气动力研究与发展中心的Φ0.3 m高超声速低密度风洞中开展了红外测热试验,试验马赫数12、总温668 K、总压4.731 MPa、攻角0°和35°,获取了模型的红外热图结果,并开展了相应的数值仿真分析。在此基础上,研究了选取不同帧次的红外热图进行数据处理对热流密度结果的影响,分析了缝隙干扰引起的热流密度增量。结果表明:投放后模型抖动对数据处理存在明显影响,建议在数据处理中采用模型投放稳定后(约1.2 s)的红外热图结果;“T”字型缝干扰区的热流密度增量需要引起重视,攻角35°情况下的峰值热流密度能达到无缝隙时热流密度的8倍以上;红外测热试验数据与CFD数据吻合较好,两者仅在很小的峰值干扰区域存在差异。下一步需要在CFD建模倒角处理、红外方案优化等方面开展工作。

基于助推器无控再入稳定性分析的落点预示方法

运载火箭助推器分离后的落点预示对于安全区的管控及回收系统的设计十分重要,然而助推器再入过程由于失去姿态控制能力导致姿态运动范围大、运动规律复杂,传统型号往往采用极限偏差组合或六自由度打靶的手段来进行助推器落点范围的预示,存在预示范围过大、预示方法对落点预示范围正向设计指导意义不足的问题。采用一种基于非线性动平衡理论的分析方法,分析助推器无控再入过程三通道耦合姿态运动动态稳定特性,辨识固有周期性姿态运动模态,针对有限固有模态建立等效质点运动受力建模,快速、精确分析助推器分离后的落点范围,并能够对助推器特征参数对落区范围影响进行灵敏度分析,指导落区范围正向设计。仿真结果表明:该方法相较极限偏差组合法大幅提升助推器落点预示精度,相较六自由度打靶法更高效、更具有设计指导意义,为火箭助推类飞行器的航区安全性设计提供了重要支撑。

火箭燃气射流冲击发射平台的流场和热环境研究

为了深入研究以液体运载火箭动力系统构成发射平台的燃气冲击流场,采用数值模拟的方法对运载火箭起飞阶段的流场和发射平台热环境展开研究。基于三维多组分可压缩Navier-Stokes方程、Realizable k-ε两方程湍流模型、二阶迎风TVD格式离散,构建了双喷管运载火箭发射阶段的燃气射流模型。结果表明,随着火箭起飞高度的增加,燃气射流膨胀角度逐渐增大,之间相互作用增强,射流对发射平台的冲击呈现出先上升后下降的趋势,0 m处的冲击最小,20 m处的冲击最大。支撑臂表面的峰值温度最高为706 K,比最低工况下大约增加了127%。盖板表面的温度和压强前期随着火箭起飞高度的增加而升高,后期随着起飞高度的增加而降低。该文的研究方法为运载火箭发射平台的安全设计提供了参考。

并联式液体运载火箭交叉输送仿真与控制研究

为加快交叉输送技术在新一代大型液体运载火箭上的应用,基于现役的长征七号运载火箭,采用交叉输送方案对其起飞级进行了重新设计与论证,并通过Modelica语言搭建了起飞级交叉输送模型。考虑全飞行任务中的过载变化,对交叉输送的稳态和瞬态过程进行了仿真,对交叉输送的控制方案进行了设计并对其非正常工况下的调节能力进行了验证。仿真与计算结果表明:长征七号运载火箭在进行交叉输送方案设计时需要优先考虑较轻的助推级贮箱结构质量;采用管路-管路型交叉输送方案并搭配基于压力差的闭环控制方案能够满足全飞行过程的工作需求,在初始液位1 m偏差的情况下50 s内可达到动态平衡,在一台助推级与一台芯级发动机先后关机的情况下,可保证分离时刻液氧贮箱液位偏差不超过0.9%,煤油贮箱不超过0.5%;分离时刻建议先打开芯级隔离阀再关闭交叉隔离阀,并适当延长阀门动作时间以减小水击压力。

搭载辅助动力系统的二级火箭底部热环境分析

针对某二级运载火箭辅助动力系统发动机空间布局复杂、箭体底部部件数量多、底部热环境恶劣的情况,本文采用数值模拟和风洞试验验证相结合的方式开展高空二级运载火箭在辅助动力系统工作状态下箭体底部热环境研究。基于Navier-Stokes组分输运方程、DOM热辐射模型、RNG k-ε模型建立高空含复杂底部部件的二级运载火箭燃气喷流模型。结果表明:二级运载火箭在辅助动力系统工作时,高热流区域主要集中在燃料箱后短壳和辅助动力系统支座,沉底发动机工作时支座热流峰值最大,比其余部件高300%~400%。60 N、300 N发动机同向工作时,除支座和后短壳外的底部部件的热流达到峰值,比其余工况增长300%~600%。随着飞行高度和速度的增加,各部件热流均呈现下降趋势,但下降幅度较小。本文计算结果对二级运载火箭底部热防护设计有重要的工程指导意义。

几何参数对加筋圆柱壳轴压屈曲折减因子的影响

加筋圆柱壳广泛应用于航天运载器结构中。受制造工艺影响,实际产品总是存在无法避免的几何缺陷,导致实际航天运载器结构的轴压承载力远低于理论解,需要引入一个0-1之间的折减因子乘上理论解来进行修正,令理论解在保证安全的同时尽可能接近实验值。当结构的几何参数在设计迭代过程中调整时,折减因子的值也可能会随之改变。厘清折减因子随结构几何参数发生改变时的变化规律,有助于便捷、准确地得到合适的折减因子值,从而保证结构安全、降低重量、缩短设计周期。介绍了基于边界扰动载荷法的实现过程,针对主要分析参数进行了收敛性考察,明确了分析参数的选取原则。基于该方法研究了结构的典型参数发生变化时折减因子相应的变化规律。结果表明,折减因子随蒙皮厚度的增加而线性增加,随纵筋截面面积的增加而线性减小,即蒙皮厚度越大、纵筋越是低而薄,则折减因子值越大、结构的缺陷敏感性也越低,而壳体高度的变化则对折减因子没有显著影响。

力偶式星箭分离装置方案设计及参数影响分析

以一箭四星发射任务为研究背景,设计一种集合分离功能与卫星起旋功能的力偶式星箭分离方案。该方案由4套对称布置的力偶式分离装置组成,每套分离装置上包含作用点对称的两个分离冲量装置和接触面相关结构。基于ADAMS软件,建立了以气动作动筒为分离冲量装置的星箭分离动力学模型,采用正交设计方法分析了分离系统设计参数对分离过程的影响。结果表明:最大活塞行程和峰值推力增大可有效增大卫星起旋角速度与相对分离速度;增大推力夹角和作用点直径提高了卫星起旋角速度,但会减小相对分离速度。最后,综合考虑各设计参数的影响与卫星结构限制,确定了一组合适的分离系统参数。

星箭锁紧装置黏滞摩擦系数的影响因素研究

星箭锁紧装置是卫星与火箭连接的关键机构。装置中的V形卡块在预紧力施加过程中,易发生偏斜,使得星箭分离配合面接触不均匀,产生应力集中,导致星箭分离面黏着磨损。本文研究了星箭锁紧装置中的V形卡块和上下端框的铝合金摩擦副在不同影响因素下摩擦系数的变化,探究了温度、正压力以及铝合金表面粗糙度对界面黏着和黏滞摩擦系数的影响。研究结果表明,硫酸阳极化处理的2A14T6-2A14T6比较适合作为摩擦副材料,在加工和锁紧过程中,应合理控制其粗糙度、温度和正压力,以避免黏着磨损。

升力体火箭上面级分离弹簧优化设计研究

针对升力体火箭在低空高速飞行环境下上面级分离难度大的问题,提出了一种基于分离弹簧的上面级分离方案,将ADAMS和Matlab集成实现了分离多体动力学仿真分析,采用试验设计方法对同时考虑分离工况偏差和分离弹簧偏差的上面级分离过程进行打靶仿真计算,确保了分离方案的可靠性。为了进一步优化分离方案,基于Isight建立了上面级分离优化问题模型,并采用多岛遗传算法对分离弹簧质量进行了优化设计,在确保分离过程满足全部约束条件的情况下使分离弹簧质量大幅降低,其降幅达到了48.87%,有效提升了火箭性能。

数据驱动的液体火箭发动机健康监测算法研究

针对火箭发动机氧涡轮转子轴盘根部断裂、轴盘接合处裂纹等故障难以识别定位的问题,基于某型液体火箭发动机测试数据,构建机器学习、数据分析等方法,绕过其内部复杂物理机理,从数据层面对氧涡轮泵进行故障检测与模式判别。对于故障检测,提出了两种分别适用于速变数据与缓变数据的故障检测算法,两种算法能够处理多种工况下的火箭发动机数据,经检验,这两种算法都具有较高的准确率,分别为84.2%、94.9%。针对故障模式判别,给出了一种基于滑动窗口的聚类算法,可以实现不同故障模式的区分,其中针对两种故障模式的识别准确率分别达到了86.2%、95.5%,并且给出了两种故障模式对应的振动数据异常频率区间,这可为相关研究人员提供与故障有关的有用线索。

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。

考虑附加弯矩后的大直径螺栓承载能力研究

为获得大直径螺栓典型连接结构的承载特性,在有限元分析的基础上开展地面试验研究,获得大直径螺栓的轴力与附加弯矩,揭示其破坏机理。分析及试验结果表明,附加弯矩是影响大直径螺栓承载能力的重要因素,考虑附加弯矩后,等效轴力是原始轴力的数倍。提出了考虑附加弯矩影响后的大直径螺栓强度计算公式,提高了预示精度。此外,开展了降低大直径螺栓附加弯矩的方法研究,指出了结构优化方向。