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Application of stress wave theory for pyroshock isolation at spacecraft-rocket interface 被引量:2
1
作者 Xixiong WANG Tao YU +4 位作者 Huipeng YAN Jifeng DING Zhen LI Zhaoye QIN Fulei CHU 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2021年第8期75-86,共12页
A large number of pyroshock devices are employed in spacecraft and rockets to realize stage separation and appendage deployment.Release of pyroshock devices induces high-level transient shock responses which tend to c... A large number of pyroshock devices are employed in spacecraft and rockets to realize stage separation and appendage deployment.Release of pyroshock devices induces high-level transient shock responses which tend to cause fatal damages in electronic equipment made of crystals and brittle materials.This paper aims to provide methods to isolate pyroshock and guarantee the safety of such equipment against high-frequency shocks.Firstly,stress wave transmission mechanism in stepped rods is investigated,upon which optimal area rate for shock isolation is achieved.Then,two spacecraft-rocket interface structures for pyroshock isolation,namely isolation hole and interim segment,are proposed.Both numerical simulations and experiments are carried out to validate the two shock isolation strategies.It is revealed that the interim segment structure shows better pyroshock isolation performance at the cost of increasing the weight of launching system whereas isolation hole is an optimal choice to reduce pyroshock response without causing weight increase. 展开更多
关键词 Finite element method Pyroshock isolation spacecraft-rocket interface Stepped rod Stress wave transmission
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载人航天逃逸安控系统优化设计
2
作者 王志生 李瑭 汤达 《载人航天》 CSCD 北大核心 2023年第2期247-250,共4页
为进一步提高载人航天飞行任务中逃逸安控系统指令发送的安全性、可靠性,提出优化设计方法。将火箭接收逃逸指令的通道和接收安控指令的通道进行一体化体制换代,升级为多音组合编码调频(主字母)体制,对箭上、地面逃逸安控系统进行一体... 为进一步提高载人航天飞行任务中逃逸安控系统指令发送的安全性、可靠性,提出优化设计方法。将火箭接收逃逸指令的通道和接收安控指令的通道进行一体化体制换代,升级为多音组合编码调频(主字母)体制,对箭上、地面逃逸安控系统进行一体化设计。同时,继续保留USB设备向飞船发送逃逸指令的通道。通过对比,优化设计后的逃逸安控系统在指令安全保密性、设备覆盖性、系统可靠性等方面得到了全面提升。 展开更多
关键词 载人航天 飞船逃逸 火箭安控 主字母体制
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Analyzing Whether a Space Shuttle Can Withstand a Perpendicular Launch from Mars
3
作者 Mayank Banerjee 《Natural Science》 2023年第10期257-262,共6页
In the near future, humans will go to Mars. During these interplanetary journeys, astronaut safety will be paramount. This study aims to determine whether the astronauts will be able to launch safely from Mars in a sp... In the near future, humans will go to Mars. During these interplanetary journeys, astronaut safety will be paramount. This study aims to determine whether the astronauts will be able to launch safely from Mars in a space shuttle taking off perpendicularly. This study used kinematics along with equations for calculating atmospheric density and total force on the spacecraft to evaluate these values for each atmospheric layer. Approximations were made for the spacecraft’s dimensions to find the cross-sectional front-view area of the spacecraft and the drag coefficient where verifiable data was unavailable. Although there is data for the dimensions of the spacecraft’s front view, there isn’t any on its area. The total force was found to be significantly lower than 3Gs which ensures a safe take-off for the astronauts and reduces manufacturing costs for assembling new rockets. 展开更多
关键词 Space Shuttle Spacecraft MARS ROCKET Physics Atmosphere Drag Gravity ASTRONAUT Force THRUST Fuel
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空间发动机系统关机过程水击现象理论分析 被引量:12
4
作者 黎勤武 张为华 +1 位作者 王振国 李军辉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1998年第3期27-29,共3页
对空间发动机系统关机过程进行了数值仿真分析,讨论了关机过程中系统管路内的水击现象,以及多推力室发动机系统工作状态、阀门响应特性等因素对水击现象的影响。
关键词 液体火箭发动机 航天器 关机 水冲击 水击现象
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飞行器系统参数变化对章动过程的影响分析 被引量:2
5
作者 刘平安 郜冶 王革 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第6期716-721,725,共7页
研究小卫星发射过程中最末级使用旋转固体火箭发动机时飞行器系统参数变化对其章动效果的影响。考虑了推进剂质量变化引起系统的能量耗散,在欧拉动力学方程的基础上,引入了由于飞行器系统质量变化引起的角动量变化率,得到了飞行器系统... 研究小卫星发射过程中最末级使用旋转固体火箭发动机时飞行器系统参数变化对其章动效果的影响。考虑了推进剂质量变化引起系统的能量耗散,在欧拉动力学方程的基础上,引入了由于飞行器系统质量变化引起的角动量变化率,得到了飞行器系统的角速度方程与章动方程。把实际飞行器工作过程的参数代入所推导的方程,得到了飞行器的章动放大过程,同时得到了飞行器系统参数变化对章动放大过程的影响规律。计算结果可为飞行器系统的设计提供指导。 展开更多
关键词 旋转飞行器 固体火箭发动机 能量耗散 章动放大
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基于网络理论的固体火箭发动机纤维缠绕壳体优化设计 被引量:7
6
作者 胡宽 宋笔锋 +1 位作者 常新龙 张琳 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第9期1099-1103,共5页
基于网络理论按爆破压强设计的纤维缠绕壳体基本方程,在结构、工艺等约束条件下,选取不同纤维材料,以壳体质量为目标,利用线性多步法和复合形法,优化设计纵向层平面缠绕、圆筒部分在环向缠绕的固体发动机纤维壳体的材料密度、纤维拉伸... 基于网络理论按爆破压强设计的纤维缠绕壳体基本方程,在结构、工艺等约束条件下,选取不同纤维材料,以壳体质量为目标,利用线性多步法和复合形法,优化设计纵向层平面缠绕、圆筒部分在环向缠绕的固体发动机纤维壳体的材料密度、纤维拉伸强度、缠绕角和极孔半径,并给出算例。计算表明,比强度是影响纤维壳体质量的最重要因素。 展开更多
关键词 航天器结构与设计 固体火箭发动机 发动机壳体 纤维缠绕 优化
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航天发射场典型振动试验与装备防护研究 被引量:3
7
作者 潘晓 李东 +1 位作者 张东云 徐跃 《兵器装备工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2022年第12期8-14,共7页
针对航天器公路运输、测控装备受火箭发射声波影响2个典型振动场景,利用自研的振动测试系统开展了振动响应试验。在航天器公路运输振动试验中,开展不同路面、不同车速的跑车试验,对比不同位置、不同方向的振动数据,分析了各种运输条件... 针对航天器公路运输、测控装备受火箭发射声波影响2个典型振动场景,利用自研的振动测试系统开展了振动响应试验。在航天器公路运输振动试验中,开展不同路面、不同车速的跑车试验,对比不同位置、不同方向的振动数据,分析了各种运输条件下的航天器振动响应特性,结合实车试验总结了振动规律并给出了运输建议。试验结果表明:运输振动响应与运输车辆的行驶速度、运载对象的质量、运输路面质量状况均有关;不同方向的振动响应呈一定规律,上下方向最大,前后方向次之,左右方向最小。同时,首次开展了火箭发射过程中的声波振动试验,分别监测地面装备受到的空气传播声波振动和声-地震耦合振动,分析了振动规律并给出了装备防护建议。试验结果表明:场区周边设备受空气传播的声波振动影响较大;设备正面所受到的振动影响远大于其他方向且能量集中在相对固定的频段。 展开更多
关键词 航天器 公路运输 火箭发射 声波振动 振动测试系统
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考虑燃烧过程的航天器液体火箭发动机动态特性分析 被引量:4
8
作者 陈新华 李伟榕 《科学技术与工程》 2010年第11期2665-2671,共7页
研究了考虑惯性等因素的集液腔充填过程以及考虑喷雾燃烧的发动机动态特性数学模型的建立,结合发动机的喷雾燃烧过程以及燃烧室的集中参数模型,分析了航天器用双组元(一甲基肼/四氧化二氮)液体火箭发动机推力室的脉冲工作特性、启动特... 研究了考虑惯性等因素的集液腔充填过程以及考虑喷雾燃烧的发动机动态特性数学模型的建立,结合发动机的喷雾燃烧过程以及燃烧室的集中参数模型,分析了航天器用双组元(一甲基肼/四氧化二氮)液体火箭发动机推力室的脉冲工作特性、启动特性以及关机特性。 展开更多
关键词 航天器 液体火箭发动机 启动特性 关机特性
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空间热物理技术发展的探讨 被引量:1
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作者 贾阳 刘强 《航天器环境工程》 2002年第1期14-24,共11页
文章以航天器和火箭发动机中的工程热物理问题为背号,探讨了航天器热控技术的现状和发展趋势,介绍了火箭发动机热设计、推进剂燃烧等问题的发展方向。
关键词 航天器 火箭发动机 空间热物理 热分析 热试验 燃烧
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固体火箭发动机药柱概率贮存寿命预估 被引量:20
10
作者 唐国金 申志彬 +1 位作者 田四朋 杨东 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第3期301-306,共6页
基于粘弹性随机有限元法和固体推进剂高温加速老化试验,提出了固体火箭发动机(SRM)药柱概率贮存寿命预估模型。对老化试验数据进行统计分析得到了固体推进剂性能参数数字特征随贮存时间的变化规律,采用三维粘弹性响应面随机有限元法(SF... 基于粘弹性随机有限元法和固体推进剂高温加速老化试验,提出了固体火箭发动机(SRM)药柱概率贮存寿命预估模型。对老化试验数据进行统计分析得到了固体推进剂性能参数数字特征随贮存时间的变化规律,采用三维粘弹性响应面随机有限元法(SFEM)计算了药柱结构响应的均值和标准差,分析了某SRM药柱在不同贮存期的结构可靠度,并对其进行了概率贮存寿命预估。所提方法可为固体发动机研制和使用部门提供参考。 展开更多
关键词 航天器结构与设计 固体火箭发动机 粘弹性药柱 随机有限元法 响应面 概率寿命预估
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基于动态补偿技术的姿控发动机瞬态推力测量 被引量:8
11
作者 欧阳华兵 徐温干 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第5期608-612,共5页
针对某小型姿控固体火箭发动机瞬态推力的测量,在分析其瞬态推力测量原理的基础上,指出了瞬态推力测量和稳态推力测量的差异。根据姿控发动机瞬态推力的测量特点,提出了一种动态数字滤波补偿法,采用辨识建模、动态补偿和计算机仿真相结... 针对某小型姿控固体火箭发动机瞬态推力的测量,在分析其瞬态推力测量原理的基础上,指出了瞬态推力测量和稳态推力测量的差异。根据姿控发动机瞬态推力的测量特点,提出了一种动态数字滤波补偿法,采用辨识建模、动态补偿和计算机仿真相结合的手段,建立测量系统的动态数学模型,并根据瞬态推力测量的要求,设计了系统模型的动态补偿数字滤波器,从而改善了系统的动态响应特性,达到姿控发动机瞬态推力测量的目的。采用此方法对某小型姿控固体火箭发动机瞬态推力进行了测量,测量处理结果表明:动态数字滤波补偿法应用于发动机瞬态推力的测量是行之有效的。 展开更多
关键词 航天器结构与设计 固体火箭发动机 姿态控制 瞬态推力 动态补偿
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火箭基组合推进研究现状与前景 被引量:45
12
作者 秦飞 吕翔 +1 位作者 刘佩进 何国强 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第6期660-665,共6页
对国内外火箭基组合推进系统(RBCC)的研究动态和进展情况进行了总结,阐述了不同时期火箭基组合推进研究计划的重点和所取得的研究成果。分析了火箭基组合推进系统涉及的多项关键技术及其研究进展。论述了火箭基组合推进在两级入轨可重... 对国内外火箭基组合推进系统(RBCC)的研究动态和进展情况进行了总结,阐述了不同时期火箭基组合推进研究计划的重点和所取得的研究成果。分析了火箭基组合推进系统涉及的多项关键技术及其研究进展。论述了火箭基组合推进在两级入轨可重复使用天地往返系统、临近空间及空天飞行器和单级入轨方面的应用前景,并对国内这方面的研究提出了建议。 展开更多
关键词 火箭基组合推进 可重复使用航天器 天地往返 临近空间
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着陆缓冲火箭点火高度选择及缓冲效果估计 被引量:1
13
作者 李大耀 《中国空间科学技术》 CSCD 北大核心 1994年第1期38-45,共8页
首先列出着陆缓冲火箭工作期间物(回收飞行器)-伞(降落伞)系统运动方程一般形式的解;然后据此分析影响缓冲火箭点火高度和缓冲效果的各因素,并且给出了确定点火高度和估算缓冲效果的公式。
关键词 可回收航天器 缓冲火箭 性能分析 研究.
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反推发动机布局对返回舱着陆姿态的影响分析 被引量:4
14
作者 刘敏 荣伟 《航天返回与遥感》 2010年第2期1-9,共9页
针对反推发动机由倾斜安装方式更改为垂直安装方式的布局形式变化,进行了初步的理论分析,而后通过编程计算,详细分析了两种布局形式下返回舱着陆速度、着陆姿态的变化情况,计算结果可为发动机的布局设计提供一定参考。
关键词 反推发动机 布局 返回舱 着陆姿态 飞船
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燃烧室Al_2O_3熔渣运动对飞行器章动过程的影响分析
15
作者 刘平安 郜冶 王革 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第2期195-199,共5页
研究小卫星发射最末级旋转固体火箭发动机燃烧室Al2O3熔渣对飞行器章动过程的影响。采用欧拉-拉格朗日气固两相流动的方法,对旋转固体火箭发动机内流场进行了数值模拟,得到了Al2O3熔渣在发动机燃烧室内不均匀分布的集聚情况。进一步使... 研究小卫星发射最末级旋转固体火箭发动机燃烧室Al2O3熔渣对飞行器章动过程的影响。采用欧拉-拉格朗日气固两相流动的方法,对旋转固体火箭发动机内流场进行了数值模拟,得到了Al2O3熔渣在发动机燃烧室内不均匀分布的集聚情况。进一步使用一个有质量的小球在燃烧室内运动来模化集聚颗粒的运动,得到了与实测规律一致的飞行器侧向角速度的增长。计算结果表明,所提出的计算模型可用来预测燃烧室内存在Al2O3凝相熔渣运动的飞行器侧向角速度增长,印证了Al2O3凝相熔渣运动是旋转飞行器章动不稳定性的原因之一。 展开更多
关键词 旋转飞行器 固体火箭发动机 章动 Al2O3熔渣
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真空羽流逆流污染的理论计算 被引量:1
16
作者 蔡国飙 杜军 +1 位作者 王慧玉 朱小兰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第1期8-11,共4页
针对普遍关注的羽流逆流污染问题,讨论了喷管出口背部位置受到的回流分子撞击热污染和分子沉积问题,从分子运动论和统计力学出发编制了计算程序,对不同的算例进行了计算,得到符合规律的结果,为火箭发动机设计和科学试验提供了理论依据。
关键词 火箭发动机 喷管气流 羽流逆流污染 理论计算
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卫星导航定位系统(十六)
17
作者 曹来发 《科技情报开发与经济》 2006年第3期147-148,共2页
阐述了载人飞船的概况和国内外飞船项目的实施情况,介绍了中国“神舟”系列飞船今后的发展方向。
关键词 载人飞船 空间实验室 运载火箭
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美国SpaceX公司技术创新的启示 被引量:5
18
作者 夏宇 刘艳琼 《国防科技》 2017年第1期72-76,共5页
SpaceX公司在短短十几年的时间里就成功推出了"猎鹰"火箭和"龙"飞船,震惊了整个航天领域,堪称是民营企业的典范。文章简述了SpaceX公司及其"猎鹰"系列火箭和"龙"系列飞船的概况,并从可重复使... SpaceX公司在短短十几年的时间里就成功推出了"猎鹰"火箭和"龙"飞船,震惊了整个航天领域,堪称是民营企业的典范。文章简述了SpaceX公司及其"猎鹰"系列火箭和"龙"系列飞船的概况,并从可重复使用技术、发动机技术、软件系统和回收技术四个方面,分析了SpaceX公司在技术创新上所取得的成果,得出SpaceX公司技术创新的四条重要启示是,持续推动技术创新,合理改进组织架构,高度重视科技人才,促进军民融合,将有利于我国航天事业的变革和发展。 展开更多
关键词 SpaceX公司 技术创新 “猎鹰”火箭 “龙”飞船
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远程星际航行补篇 被引量:1
19
作者 钱学森 朱毅麟 《航天器工程》 2010年第1期1-6,共6页
通过一系列变量置换推导出不同喷气速度和不同加速度条件下,计算恒星际飞船加速段的时间和距离的普遍公式及多级火箭加速情况下加速段的时间和距离的公式。最后以天狼星作为航行目标、计算了用5级和10级火箭加速飞行的时间和距离。结果... 通过一系列变量置换推导出不同喷气速度和不同加速度条件下,计算恒星际飞船加速段的时间和距离的普遍公式及多级火箭加速情况下加速段的时间和距离的公式。最后以天狼星作为航行目标、计算了用5级和10级火箭加速飞行的时间和距离。结果表明,当火箭的级数很多,且各级加速度相等时,其飞行时间与距离非常接近匀加速飞行的情况。 展开更多
关键词 星际航行 远程星际航行 星际飞船 多级火箭 喷气速度 质量比
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航天器外表面导电面积对朗缪尔探针科学探测的影响
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作者 关炳 王世金 刘超 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2012年第3期366-372,共7页
朗缪尔探针的科学探测会受到航天器外表面导电面积与朗缪尔探针传感器有效面积之比大小的影响。如果航天器的外表面导电面积不足够大,朗缪尔探针以扫描电压模式工作时,就会造成航天器地电位的扰动,进而导致朗缪尔探针测量结果的偏差。... 朗缪尔探针的科学探测会受到航天器外表面导电面积与朗缪尔探针传感器有效面积之比大小的影响。如果航天器的外表面导电面积不足够大,朗缪尔探针以扫描电压模式工作时,就会造成航天器地电位的扰动,进而导致朗缪尔探针测量结果的偏差。分析了此问题的物理原理,并进行了相应的理论计算。子午工程探空火箭有效载荷朗缪尔探针在进行科学探测的同时,测量了火箭外表面导电面积与朗缪尔探针传感器有效面积之比不足造成的扰动,测量结果与理论分析基本一致。 展开更多
关键词 地球与空间探测技术 朗缪尔探针 航天器 探空火箭 子午工程
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