弹簧组件对大型弹性整流罩分离动力学的影响

大型整流罩仿真分析与试验预示是国内新一代运载火箭研制过程中的关键技术。采用高精度非线性显式动力学分析方法,对某大型弹性整流罩有无导向孔的2种设计方案分别进行显式动力学分析,比较了2种方案的分离特性及罩内可用包络空间,分析了弹簧顶杆与导向孔等的接触作用对整流罩分离的影响,并结合原型整流罩地面分离试验对仿真结果进行了对比验证。计算结果表明,含导向孔的整流罩分离速度更快,呼吸变形更小,弹簧顶杆与整流罩的接触作用能有效地限制整流罩的呼吸变形。试验结果验证了数值分析结果,这对新一代运载火箭的研制具有一定参考价值。

基于刚柔耦合的卫星舱壳体平抛式分离仿真与试验研究

针对卫星舱壳体分离过程中柔性效应带来的影响,基于柔性多体动力学方法,建立了复合材料卫星舱壳体平抛式分离的刚柔耦合动力学模型,采用推冲器的推力-位移关系实现了从地面试验到任意工况的推冲器推力等效,对柔性体模型和刚体模型进行了仿真及对比分析。结果表明:壳片弹性变形以2阶“呼吸运动”模态为主,吸收了约推冲器做功的15%,分离速度降低;分离面下角点处“呼吸运动”最为剧烈,半罩第一次向内“呼吸运动”时对内包络的影响最大;柔性效应还会影响推冲器推力作用的时间历程。进行卫星舱分离地面试验,采用高速摄影测量半罩运动情况,对比验证了仿真方法的正确性,仿真误差在13%以内。研究结果有助于确保分离方案的有效性,释放了卫星舱内包络空间的设计余量,为分离优化设计提供参考。