三维编织圆管力学性能及火箭级间段模拟结构承载能力研究

对于三维四向（４Ｄ）和五向（５Ｄ）两种编织碳／环氧圆管构件及由其组成的火箭模拟级间段，测试其压缩和扭转力学性能及轴压承载能力。实验表明，５Ｄ材料的压缩性能比４Ｄ材料有较大幅度提高，剪切模量提高幅度不明显。用３—细胞模型和ＦＧＭ模型预测相应的力学性能和压缩强度，并与实验结果进行了比较。结果表明，３—细胞模型的结果与实验结果符合较好，ＦＧＭ模拟预测结果偏低。本文结果为编织结构的设计分析提供了依据。

火箭级间段模拟件结构试验与分析

三维编织结构复合材料是一种采用纤维立体编织预成型品增强的高级复合材料。本文测定了用碳 /环氧三维编织结构复合材料圆管制作的火箭级间段模拟件所能承受的最大压缩载荷。文中介绍了模拟件的结构及试验方法 。

三维编织复合材料应用于火箭级间段的可行性分析

测定了环氧树脂基 (TDE85 )碳纤维 (T30 0 )三维整体编织结构增强复合材料圆管的压缩性能 ,以及由这种圆管组成的火箭级间段模拟结构的轴压承载能力 ,给出了相应的试验结果。数据表明 ,三维编织复合材料具有优良的抗损伤性能。

一种利用遥测数据重构外测级间段轨迹的方法

为弥补外测级间段轨迹测量的不足,利用遥测视加速度和级间段前某时刻的外测轨迹参数建立级间段轨迹重构模型。建立精度评估方法用于方程起始边界的选择和重构轨迹的评价;建立视加速度误差修正模型降低测量误差对重构轨迹的影响;利用遗传算法优化视加速度误差修正模型参数,利用级间段后一段时间的重构轨迹和外测融合解算轨迹的比较结果构建适应度。计算结果显示,参数优化后的视加速度误差修正模型有效提高了重构轨迹可信度;视加速度的各个测量误差源是耦合的,误差修正模型参数的解不唯一;重构轨迹加速度与遥测加速度趋势一致,满足外测精度指标。

一种搭载栅格舵的级间段结构设计研究

为满足栅格舵系统的搭载需求,给出了一种搭载栅格舵的级间段结构形式。栅格舵安装在级间段外表面,4处栅格舵舵轴需要穿透舱体,将级间段在4处栅格舵安装位置处各打断1根大梁和2根桁条。为了对舱体进行补强、提供舵轴及伺服机构安装接口和力学接口,在4处栅格舵安装位置处设置了留有舵轴安装内孔的壁板,在下方设置接头,用于扩散由栅格舵引起的集中力,提高级间段结构的局部承载能力。对级间段结构进行力学仿真分析,并开展静力试验进行验证,试验与仿真分析结果具有较好的一致性。

级间段结构优化设计分析

为使飞行器的级间段结构质量最小,对其进行结构优化设计。利用ANSYS软件建立级间段模型,并对该结构进行强度分析,对级间段的各结构参数进行灵敏度分析,用APDL语言编制级间段优化程序,并采用零阶优化算法进行优化设计,最终实现了轻量化目的。

新一代中型运载火箭级间段配平技术

航天器飞行过程中,已经完成预定工作并且在继续飞行过程中无用的部分需及时抛离,介绍了我国新一代中型运载火箭的级间段横向质心配平的方法,并且进行了实际配平,提高了我国新一代运载火箭的飞行可靠性。

基于爆炸激波管的火箭级间段强度考核和分离试验研究

为解决某型号火箭级间分离的相关技术难题、获得最佳的级间分离设计方案,采用了一种新型的试验方法:利用爆炸激波管进行火箭级间段的强度考核和级间分离试验。对试验系统、试验件、试验过程和试验结果等进行了详细论述。试验揭示了级间段内腔非定常压力的变化规律,考核了正式级间段壳体的承压能力,获得了级间分离压力和分离行程曲线等。对试验结果进行了理论分析,并与传统的地面火箭发动机"三合一"试验结果进行了对比。研究表明:利用爆炸激波管进行火箭级间段的强度考核和级间分离试验在理论上是合理的,试验结果与"三合一"试验吻合较好,为类似试验提供了一种周期短、成本低、可重复性好的新试验手段。

飞行器级间段跨声速脉动压力特性试验

通过脉动压力风洞试验测量,对比分析了跨声速(马赫数介于0.75~1.2)不同锥角和锥长大小的级间段对锥柱外形飞行器局部脉动压力的影响规律。结果表明,肩部脉动压力主要由以低频为主导的激波振荡所致,能量集中在100Hz左右的窄带区间,且表现为随着马赫数增加,脉动压力系数峰值先增大后减小,并随着肩部激波的后移而不断向后推移。此外,通过对比分析5种不同锥角模型(10°、12.7°、15.3°、20°、25°)的脉动压力系数最大值发现,随着锥角的增加,脉动压力表现出当锥角小于15°时先平缓增加,随着锥角增大脉动压力系数增加幅度进一步加大的趋势。对比分析不同锥长模型的结果发现,锥长对局部脉动压力的最大峰值几乎没有影响,影响的只是脉动压力在肩部作用区域的大小以及峰值出现的马赫数范围,且表现为锥柱级间段越长其作用范围越大,对应于峰值的马赫数区间越宽。

H-2A火箭级间段结构材料介绍

从设计、制造、试验几个方面介绍了CFRP(碳纤维增强塑料)泡沫夹层材料在H-2A火箭级间段构造上的应用开发情况。

第四章 第三级

一、设计要求 MX导弹第三级是赫尔克里士公司根据与空军弹道导弹局签定的合同研制的,其主要设计要求列于表4—1中。第三级设计除要以最低的寿命周期成本达到所规定的性能和可靠性要求外,还要与MX导弹的其它分系统相协调。因此,总体设计思想是,研制工作在不冒多大技术风险的前提下尽量使发动机达到最新技术水平,也就是把主要设计参数值的选择,限制在有关研究发展计划所证实了的技术限度内。

弹道导弹性能与喷管/延伸出口锥设计变量之间的关系

本研究的目的是确定导弹性能和喷管、延伸出口锥某些设计变量之间的参数关系。所讨论的导弹性能参数是有效载荷的变化(ΔPL)和由此产生的有效载荷与弹重之比(PL/GW)。本文对固定弹长和固定弹重两种导弹的结构进行了研究。两者均根据先进的技术设计和有风险的工作条件,并带有基准的金属延伸出口锥。对于固定弹长的导弹来说,最大的有效载荷变化效应是由第一级和第三级喷管潜入深度、第二级延伸出口锥半角、喷管/延伸出口锥连接面面积比和各级的飞出角等产生的。对于固定弹重的导弹来说,最大的有效载荷变化量主要受第二、三级喷管/延伸出口锥连接面面积比和延伸出口锥半角的影响。

第三章 第二级

一、设计要求与方法 MX导弹第二级是航空喷气战略推进装置公司按照与空军弹道导弹局签定的合同要求研制的。在性能要求方面对推进系统设计影响最大的是发动机熄火点速度。该要求连同发动机质量和外形尺寸限制要求一起决定了发动机设计时需要采用的技术。另外一些性能要求是加速度极限和推力增长与下降速度,这些要求将影响到发动机点火系统的设计和推进剂药柱的设计。同时还有抗核效应的要求,自然环境影响要求以及至少服役十年的寿命要求等,这些虽不属于性能方面的要求,但也是在设计中必须考虑的。航空喷气公司依照上述这些要求利用汤姆森·腊莫·伍德里奇公司建立的有关发动机熄火点速度与第二级质量,发动机工作时间和比冲之间的关系式,经过计算机的优化计算,确定了该级的基本设计参数。

国外运载火箭典型结构制造工艺研究

研究了阿里安5火箭的2219铝合金贮箱焊接旋压成型,以及旋风号4火箭复合材料级间段预浸料的铺层粘结制造工艺,进而梳理出国外火箭金属材料和复合材料典型结构的通用工艺流程和加工手段。

美国致力于发展新型导弹推进技术

美国为了提高导弹的远航能力和躲避防御武器的作战机动性,也为了今后能制成更为有效和价廉的导弹,正致力于发展可供八十年代使用的新型导弹推进技术。这些技术主要包括助推-滑翔技术。

日本的M-3S-1火箭

一、概况 M-3S-1火箭是M-3S系列的第一枚火箭。1980年2月17日,东京大学宇宙航空研究所在鹿儿岛县肝属郡内之浦街的鹿儿岛宇宙空间观测所成功地发射了M-3S-1火箭,并将代号为“MS-T4”的工程试验卫星运载入轨。火箭发射后,飞行正常。9分31秒钟后,MS-T4卫星被送入了近地点519.6公里、远地点608公里的地球轨道,轨道倾角为38.7°,运行周期为1小时36分。

阿里安3运载火箭

为了与美国航天飞机竞争,西欧国家正在采取措施,改进阿里安运载火箭,以满足用户在八十年代发射同步卫星的要求。改进工作从两方面着手:一是提高火箭性能,增加火箭的运载能力;二是降低成本。阿里安3运载火箭计划是阿里安改进计划的第一阶段。它主要是通过捆绑助推器和回收第一级来实现上述目标的。预计该型火箭在1983年交付使用。

长征五号运载火箭首个静力试验工位安装就位

近日,在天津新一代运载火箭产业基地结构力学试验厂房内,首个用于长征五号运载火箭静力试验的工位安装就位,为大型地面静力试验的开展创造了有利条件。航天一院702所天津结构力学厂房共有4个大吨位静力试验工位,该工位属于厂房内的第4号试验工位,可以开展火箭芯级结构2000吨级别静力试验,工位包括承力平台、高强度连接框等大型试验工装。

213所助力“中国最快运载火箭”成功发射

2019 年8 月31 日7 时41 分,“中国最快运载火箭”快舟一号甲遥10 运载火箭在酒泉卫星发射中心顺利升空,以“一箭双星”的方式将微重力实验卫星、潇湘一号07 星两颗卫星成功送入预定轨道。213 所为运载火箭提供的7 大类火工子系统,实现了发动机点火、一级级间段分离、二级级间段分离、三级过渡段分离、整流罩分离、星箭分离及发动机自毁等功能,为本次发射任务保驾护航。

建设NASA的未来

美国航天局准备登月飞行器的首次试飞。作为世界上最大的建筑物之一,位于佛罗里达州肯尼迪航天中心的飞行器装配间是航天飞机在被运往发射台之前的最后一站。但是,随着航天飞机定于2010年退役,这个巨大建筑已成为美国宇航局下一次发射的根据地。战神火箭是"星座计划"(Constellationprogram)的一个关键部分,美国宇航局计划让人类重新飞向月球、并可能向火星以及更远的星球进军。不像它的前身。