运载火箭牵制释放装置设计与动力响应仿真研究

国外运载火箭普遍采用牵制释放发射技术实现火箭起飞时刻的力控制,从而提高发射安全性和可靠性。牵制的可靠性和释放的响应速度决定火箭发射的成败。针对液压驱动连杆式牵制释放装置案例,深入研究构建机构参数化模型,并完成液压驱动系统设计,进行了基于ADAMS和AMESim的联合仿真,对装置释放相关特性进行系统研究,获得释放特性曲线,对运载火箭牵制释放装置设计有一定参考价值。

国外牵制释放发射技术研究现状

综述了国外在垂直发射运载器时所使用的牵制释放发射装置的设计现状和分析牵制释放发射过程中运载器结构动态响应的进展,总结了国外牵制释放发射装置的主要设计特点和开展运载器牵制释放发射结构动态响应分析中的主要工作,针对一种新型强制式牵制释放装置提出了开展牵制释放技术研究过程中需要注意的一些问题。

运载器牵制释放结构动力响应数值模拟方法研究

将运载器牵制释放垂直发射的过程依次分为静态、牵制、释放三个阶段。利用MSC.Patran/Nastran的场功能和分组分析功能,将前一个阶段的计算结果场向后一个阶段的初始条件场传递,提出了一种分析运载器牵制释放全过程结构动力响应的分阶段计算新方法。解决了牵制释放过程中由于出现运载器-发射台分离面给结构动力响应计算带来的困难。采用该方法计算了几个运载器牵制释放的算例,分析了牵制阶段牵制力的变化、释放阶段运载器结构动力响应的特点、不同释放时间对结构动力响应的影响。算例表明:该方法实施简便、精度较高,还可拓展用于不同时刻释放、释放不同步、施加缓释力等条件下运载器结构动力响应的分析,为牵制释放系统的研制提供参考。

牵制释放过程中火箭液体推进剂的建模研究

为进行牵制释放过程中火箭贮箱的承载分析,采用各向同性的固体材料模拟液体推进剂。论述了材料特性的选取依据,使用有限元程序NASTRAN对比分析了火箭充液贮箱的三种不同模型的模态,静态过载分析表明所采用的固体模型具有液体的相似属性,对比了在牵制过程贮箱几种模型的动力学响应曲线,并得出了贮箱在释放过程的承载曲线。证明了推进剂模型的有效性和合理性,解决了牵制释放过程中贮箱的承载分析问题。

运载火箭牵制释放发射研究

为提高发射可靠性,运载火箭采用牵制释放系统。以连杆式牵制释放机构和套筒-缓释销型减载缓释放机构组成的牵制释放系统为例,运用Adams多体动力学软件和Abaqus有限元软件,研究运载火箭牵制释放发射时牵制力的特性,对比连杆之间角度不同时气缸力的变化,仿真缓释销从套筒内拔出的过程并得到缓释力曲线,比较有无减载缓释放机构时火箭起飞的运动规律。研究表明,连杆机构能大大减小气缸力的设计要求,连杆之间的夹角对气缸力有较大的影响,减载缓释放机构能为火箭提供递减的缓释力,减小突然释放时对箭体的冲击。研究结果对运载火箭牵制释放发射具有一定的参考价值。

火箭牵制释放过程中贮箱承载分析

含牵制释放系统的运载火箭释放过程中贮箱箱底将承受较大的过载。论文提出了三种释放过程中贮箱箱底承受总载荷的计算方法,以及载荷在箱底分布形式的计算方法,并对1ms线性释放的某运载火箭助推器贮箱箱底载荷及其分布形式进行了分析。所提出的方法为我国新一代运载火箭的分析与设计提供了技术支持。

牵制释放在发射过程中的风险分析及思考

新一代运载火箭拟采用牵制释放技术发射,该技术虽然增加了火箭飞行的可靠性和发射的制约环节,但也引入了新的风险。通过对国外发射场牵制释放技术的分析探讨,结合新一代运载火箭牵制释放技术初步方案,对牵制释放技术引入的发射风险进行了初步识别、分析和思考。

采用纵横扭一体化建模技术分析火箭牵制释放过程动响应

分析火箭在释放过程中的动响应是将牵制释放技术运用到我国大推力火箭中的关键技术之一。采用纵横扭一体化梁模型分析火箭牵制释放动响应,将发射台对火箭的影响简化成相应的载荷和边界条件,采用分段计算的方法,把发射过程分成点火前的静止、点火后的牵制以及释放三阶段,计算了每个牵制点的牵制力变化规律,以及释放过程箭体上不同部位的动响应特点,并建立了相应的三维模型,进行对比论证。结果表明:纵横扭一体化梁模型在分析整体响应特性时模型简单,精度较高,可用于设计前期的初步分析。

浅析牵制释放发射技术

分析了国外火箭牵制释放发射装置的设计特点和设计要求 ,对其结构进行了综合研讨 ,在此基础上归纳了国外牵制释放发射机构的 8点设计要求。

火箭与导弹的牵制释放发射技术

牵制释放发射方式在国外己普遍应用于导弹和火箭发射。牵制释放发射技术已经历两个发展阶段。非自燃燃料发动机、多机捆绑运载火箭、载人飞行等安全、可靠性要求较高的发射任务是应用牵制释放技术的共同特点。初步分析和总结了牵制释放装置的主要设计要求和性能指标。

基于有限元—刚体混合模型的运载火箭缓释放特性分析

以一种新提出的新型强制式牵制释放系统为例,建立了分析运载火箭缓释放过程中缓释特性的有限元—刚体混合模型。采用刚体模型计算运载火箭的运动,利用有限元方法计算缓释销的弹塑性大变形接触过程,缓释机构和运载火箭的界面满足力和位移的协调条件。该混合模型采用增量方法进行求解,其可用来分析缓释机构的不同材料、几何形状、尺寸以及摩擦条件对运载火箭的完全释放时间、释放时刻速度以及缓释机构消耗功等参数的影响。

宇宙神火箭的牵制发射稳定器

牵制释放技术在国外的火箭发射中已获得普遍应用。宇宙神一直沿用受控释放装置。新的宇宙神Ⅱ增大了有效载荷和结构尺寸,要求对牵制释放装置重新设计。本文介绍宇宙神Ⅱ发射支撑用A型框架和发射稳定系统。文中列举了对新设计的技术要求——受力数据,着重阐述了支撑释放装置的气液系统;详细说明补偿器的构成、系统的冗余能力及如何保证在单个液压系统出现故障状态下继续完成支撑任务;说明了发射程序中的推力增大、起飞和紧急关机等对牵制释放装置的影响和牵制机构随运载火箭的升降出现的各种结构变化,并给出了各种受力数据。文章还对研制中遇到的热效应、紧急关机、容积不平衡和火箭倾斜等进行了说明。新装置已生产4套。

舰载机起落架弹射冲击试验研究

舰载机在弹射起飞时,由于弹射器的拖拽及发动机的推力作用,先后经历牵制杆释放、弹射滑跑以及弹射突伸等弹射冲击过程,弹射过程使得起落架在垂向及航向产生较大的振动响应,对飞机的操纵性及起落架的结构都会造成较大的影响。为研究起落架在弹射过程的动态响应特性,本文提出了一种舰载机起落架弹射冲击试验方案,在逆航向加载牵制载荷、在航向加载弹射牵引载荷以模拟真实的弹射冲击过程,在垂直方向通过仿升系统提供仿升载荷模拟真实飞机所受升力,最终完成舰载机起落架弹射冲击试验系统的搭建与调试,对起落架弹射冲击过程的动态响应进行研究与分析。

运载火箭减载缓释机构缓释特性分析

为了提高发射可靠性,未来的运载火箭拟采用牵制释放系统。以一种新型强制式牵制释放系统为例,应用结构分析软件MSC/Marc建立了分析该系统中减载缓释机构缓释特性的有限元模型。计算结果表明:缓释销选用应变率无关型材料时,该机构的缓释力-行程曲线受火箭起飞速度等因素的影响较小,运载火箭的缓释行程以及缓释力-行程曲线可由减载缓释机构的设计来准确的控制。该机构对机械加工精度的要求不苛刻,易于加工。在选择缓释销的材料时应注意缓释过程中销内部可能出现的中心破裂。

揭密印度航天发射场

航天技术是一个国家综合国力的体现。印度开国总理尼赫鲁曾将航天技术形象地比做"现代印度寺庙的庙顶"。印度为确立其在亚洲政治、经济大国的地位,一直将航天技术发展作为科技发展的重点。自20世纪60年代成功发射了第一枚国产探空火箭开始,印度先后自主研制了人造地球卫星、卫星运载火箭(SLV、ASLV)和极轨卫星运载火箭(PSLV),