空射火箭箭机分离过程气动特性仿真

为研究内装式空中发射运载火箭在箭机分离过程中的气动特性尤其是大迎角情况下的气动变化规律,应用计算流体力学(CFD)软件中的k-ω模型对火箭气动特性进行了仿真研究,得到火箭气动特性随马赫数和迎角的变化规律,同时对改进后的火箭模型进行气动特性分析。仿真结果表明:发现火箭尾部改进成收敛-扩张型喷管可使火箭下落初期有一个抬头力矩,有利于运载火箭初期快速调整姿态;当快到达预期点火姿态时,由于气动力作用点后移产生的与角速度方向相反的力矩,可迫使运载火箭稳定,从而更容易地捕捉到点火角度,并保证点火时的姿态稳定。

基于动网格对内装式空射火箭分离过程的仿真

为准确模拟内装式空射运载火箭箭机分离过程,得到载机扰动对内装式空射运载火箭箭机分离的影响规律,利用混合网格技术完成了空射火箭箭机分离初始状态计算模型的建立,且与传统非结构网格生成的计算模型相比具有较高的计算效率。通过动网格技术研究了载机扰动的情况下箭机分离过程的分离特性,并通过对比,结果表明,载机扰动的影响具有一定的区域性,且对箭机分离过程产生不利的影响。结论可为进一步研究空射火箭箭机分离过程的安全性与稳定性提供了一定的参考。

一种空射火箭沿空速投放偏航角设计方法

针对采用水平重力方式发射的空射运载火箭,初始速度受风干扰影响存在不确定性,对机箭安全及飞行控制均造成影响问题开展研究。首先分析了地速指向射向、空速指向射向发射的特点;然后给出火箭脱机后的受力过程分析与一级飞行段典型攻角设计剖面;提出一种空速指向射向发射的偏航角设计方法,结合火箭侧向动力学特性,将侧风引起的不可避免的发动机能量损失用于增加机箭侧向安全距离;最后通过典型算例对不同投放方式机箭相对距离、一级关机点速度等参数进行对比。研究结果表明:文中方法既提高了安全性,又降低了姿态控制难度,并兼顾获得较高运载能力。

空射火箭:有待实践检验的理念

所谓空射运载火箭,就是把火箭装在飞机上,到一定高度后脱离载机,自己点火飞行。专业上对这种发射方式的称呼是水平起飞航天发射,这与常见的从塔架上起飞的运载火箭形成了对比,后者被称作垂直起飞航天发射。空射火箭简史用飞机发射火箭推进的物体并不是新生事物。

“运载器一号”成功发射:空射火箭,到底行不行?

2021年1月18日,维珍轨道公司的运载器一号火箭第二次发射终于取得成功,把美国宇航局的10颗立方体卫星送入轨道,这一成功再次把人们的目光吸引到了空射火箭身上。空射火箭一直是航天发射的小众市场,按照拥护者们的理念,空中发射能让火箭具有一定的初速和高度,可以节省燃料,提高运载能力,还能自由选择发射角度。反对者则指出,空中发射火箭的大小受到飞机运载能力的限制,只能打小卫星。而且飞机的飞行也是需要成本的,不见得比地面起飞的火箭更划算。

飞马座火箭:空射火箭先行者

"运载器一号"仅仅实现了一次飞行成功,未来如何还需要观察。"飞马座"却在几十年的时间里,独自支撑起了空射火箭的江湖,如今依旧老当益壮。起源和发展"飞马座"计划始于1987年春,是由当时的轨道科学公司和大力神航空航天公司自筹资金研制的,没有得到任何政府资助。不过在开发早期的挂飞试验和最初几次飞行期间,美国宇航局提供了B-52轰炸机改造而来的试验母机。

空射火箭可重复使用技术

空射火箭应用垂直回收技术易造成运载能力不足,且现有发射方式无法发挥载机作为零级可重复使用动力的最优效能。针对这2个问题,从一级助推器的回收方法和运载平台发射方式两方面对可重复使用技术在空射火箭上的应用及效果进行了研究。首先结合空射火箭近似水平发射的受力特点,介绍空射火箭飞行程序角设计与轨道优化方法;提出空气舵再利用的一级助推器回收方法,给出回收飞行段气动特性分析与制导控制方法。然后提出组合动力高空无人机发射、亚声速飞机与可回收无人平台组合发射2种新型发射方式。最后结合典型空射火箭构型给出轨道设计参数与一级助推器回收飞行段数学仿真结果,定量分析一级助推器回收复用和2种新型发射方式在运载效率和发射成本上的贡献度。

一种空射火箭减载轨道设计方法

空射火箭在稠密大气层飞行时受载荷约束显著,且大攻角的飞行特点使得传统轨道设计中利用攻角动压积来表征载荷的方法不再适用。提出了适用于空射火箭轨道设计过程的载荷表征手段,在轨道设计模型中加入特征截面的载荷约束,使得轨道设计时对攻角剖面的调整能够准确反应飞行轨道与载荷的耦合关系,通过一体化优化快速获得满足多约束的最优轨道。推导了空射火箭动力学和运动学微分方程,给出一级飞行段典型程序攻角设计剖面,推导了参与轨道迭代设计的特征截面载荷计算公式;结合hp自适应伪谱法,使用典型算例说明本方法的有效性。研究表明,本方法可减小解耦以及设计量降维造成的可行域损失,并提高了设计效率。

空射运载火箭轨迹/穿越距离优化设计

空射运载火箭轨迹设计受载荷、载机安全性、姿控能力等多因素限制,为了解决空射运载火箭面临的复杂多约束条件下的轨迹优化问题,提出了一种考虑穿越距离、最大载荷约束、最大控制能力的轨迹优化设计方法。建立了机箭穿越距离模型与载荷计算模型,通过将上述模型转换为过程约束引入轨迹优化问题中,利用伪谱法对轨迹优化问题进行求解,从而实现多约束条件下的空射运载火箭上升段轨迹快速优化。在此基础上,梳理了空射运载火箭轨迹设计中影响火箭穿越距离、最大载荷的典型参数,分析了参数间的制约关系。仿真结果表明:该方法能够实现多约束条件下的空射运载火箭上升段轨迹优化,为空射运载火箭研制提供参考;从降低火箭最大飞行载荷以及总体性能提升角度考虑,空射运载火箭应在较高高度进行投放,投放后以最大角速率将攻角调节至最大值,保证火箭快速穿越稠密大气,同时应尽可能缩短穿越距离,避免火箭在低空加速。

空射运载火箭固体发动机设计中的若干关键问题

空射运载火箭具有“高效、灵活、快速和廉价”的优点,引起各国的关注。空射运载火箭动力系统通常采用固体、液体、固液组合或冲压发动机等,与其他动力形式相比,固体空射运载火箭具有更“快速”和更“灵活”等优势。但在设计中也面临着诸多关键问题,如结构和重量强约束下设计问题、宽温域环境适应性问题、复杂力学环境适应性问题、高可靠吊挂技术问题和高安全性问题等。首先介绍空射运载火箭的典型动力系统方案,然后重点围绕固体火箭发动机面临的关键问题展开了论述和分析,并探讨解决相关问题的研究方向,最后给出相关建议。

俄罗斯的АПР-3Э空射反潜火箭

９０年代初，俄罗斯的第三代空射反潜火箭АПР－３研制成功并开始装备海军航空兵。这一代空射反潜火箭进一步提高了火箭的主要特性：速度高；可寂静搜索和探测目标；快速接近目标，并在其反击前对其进行杀伤。АПР－３Э为АПР－３的出口型代号。为实现上述目标，在...

俄罗斯的空射运载火箭系统

介绍了俄罗斯计划研制的空射运载火箭系统方案、组成、主要性能指标、关键技术、经济性分析指标、主要研制单位以及目前进展等情况。

空射运载火箭方案研究

空射运载火箭是由载机将其载至空中,投放后进行空中发射的一种火箭。对不同初始投放条件下空射运载火箭的性能进行了初步的分析,并在此基础上分别研究了不同投放条件下不同形式的空射火箭的外形、弹道特点。

国外空射运载火箭现状分析及启示

一国外空射运载火箭项目进展空基发射技术源于美、苏在20世纪70年代争霸背景下提出的反卫导弹、战略导弹空基发射设想,80年代后以相关技术成果为基础,开展了空射运载火箭的研制。1990年4月5日,美国成功发射了"飞马座"小型固体运载火箭,为空射运载火箭技术开辟了新径。近年来,又开展了ALASA、"快速抵达""运载器一号""平流层发射系统"等新型空射运载火箭项目研究。

内装式空射运载火箭重力出舱机箭耦合动力学分析

研究了以运输机为平台的内装式运载火箭空射过程载机和火箭的耦合动力学建模。建模针对两个阶段:第一阶段,火箭固定于载机机舱内,两者构成一个整体,按照普通刚体的力学方法处理;第二阶段,火箭解锁后,沿着舱内的发射筒向外滑行,载机和火箭形成两刚体相互作用的耦合系统,基于牛顿⁃欧拉法建立系统动力学模型。载机在空射火箭过程中,油门和升降舵满偏,在加速前飞的同时拉大姿态俯仰角,火箭在自身重力分量和惯性力的作用下,沿着机舱内的发射筒加速向外滑行,直至与载机分离。数值仿真分析了空射过程载机的重要力学参数的变化过程,验证了载机操控策略的可行性和安全性,可为未来中国空射运载火箭技术设计提供数据参考。

空射运载火箭多学科优化设计

采用iSIGHT软件进行空射运载火箭多学科优化设计,建立多学科优化设计模型,采用并行子空间算法进行优化分析。

空射运载火箭气动外形优化设计

对空射运载火箭的气动外形进行了优化设计,建立了优化模型,采用工程估算方法分析了空射运载火箭的气动特性,评价了估算方法的计算精度,并给出算例分析,最后使用iSIGHT软件进行集成,实现了空射运载火箭的气动外形优化设计。

空射运载火箭点火姿态对运载能力影响的研究

相对于地面垂直发射运载火箭,空射运载火箭具有点火姿态可变的优点,不同的点火姿态对火箭的飞行弹道有显著影响,从而引起运载能力的变化。本文采用一个适用于空中发射的飞行程序角,在不同的点火俯仰角下对空射运载火箭的飞行弹道进行了优化,并对得出的优化结果进行了比较分析。研究结果表明,倾斜点火的方案既能避免大攻角飞行造成的载荷问题,又能提高运载能力。

无筒空射运载火箭重力出舱机箭耦合动力学

研究了以运输机为平台的内装式空射运载火箭重力出舱载机⁃火箭两体动力学。根据火箭受力条件和相对运动自由度,将其出舱运动顺次分为5个阶段。给出了各阶段过渡的力学条件,基于牛顿⁃欧拉法分别建立了前4个阶段的机⁃箭两体动力学模型。定义了火箭出舱过程可能发生危险的多种异常情况,给出了发生异常的力学或几何条件。然后对火箭出舱全程作了数值仿真。若发射初始条件合理,仿真将顺次经历前4个或3个正常阶段,直至火箭离舱。如果异常情况的条件满足,火箭出舱将发生危险,仿真失去意义,故中止,需要调整发射初始条件后进一步仿真验证。本文给出的系统动力学模型和仿真数据可为工程部门设计空射型火箭的本体参数,以及设置空射初始条件提供参考。