火箭仪器舱结构模型的热振耦合模拟方法

传统的热振耦合方法缺乏对材料热特性变化的考虑,影响仿真分析的精度。为此,文章提出一种热特性参数与振动动态耦合的分析方法,建立动态变化的热振耦合方程,基于闪光瞬态法得到材料的热特性参数并将其应用在结构传热过程的数值仿真计算中。结果表明,是否考虑材料的热特性变化会对结构的传热过程仿真结果产生较大影响,并进一步影响结构的刚度特性仿真结果,从而造成结构模态分析偏差。采用本研究提出的动态变化的热振耦合模拟方法可提高传热仿真分析的精度和可靠度。

数字化激光投影技术的研究与应用

鉴于目前运载火箭舱体上的支架、支座等部件普遍采用手工方式测量,引基准线、划位置线,再定位安装,生产效率低,质量不稳定。通过采用数字化激光投影技术,运用CAD数模,将模型以激光线条的形式按1∶1比例投影在物体表面,完成较高精度的产品定位和安装,有效提升了火箭舱体的装配质量与效率。

内置式重力空射火箭运动出舱安全性分析

为研究内置式重力空射火箭运动出舱的安全性,应用多体动力学软件(ADAMS)构建了重力空射载机-箭-伞系统的动力学仿真模型,利用动态链接子程序实现了气动力的加载,分析了稳定伞阻力特性、滚轮摩擦系数、载机飞行速度和载机飞行俯仰角对火箭出舱安全性的影响,根据仿真计算结果得出了影响因素对火箭运动出舱整个过程安全性的影响规律。

仪器舱舱段局域共振单元减振设计

仪器舱是运载火箭的关键结构,仪器舱的振动会影响电子设备的可靠性,因此,改善仪器舱的振动环境具有重要意义。介绍了一种螺旋型局域共振单元,并分析了其减振机理,提出将该局域共振单元应用到仪器舱减振上。以仪器舱缩比结构为对象进行仿真方法验证,建立并修正了缩比结构的有限元模型,分析了局域共振单元对缩比模型的减振效果,结果表明在20~200 Hz内结构的振动衰减可以达到30%。对局域共振单元和缩比模型进行加工并开展声激励试验,试验结果表明振动衰减达到30%以上,与仿真分析相吻合,从而验证了仿真方法的正确性和合理性。将该方法推广到仪器舱减振分析上,仿真结果表明在20~250 Hz内该局域共振单元对仪器舱的减振可达40%。

某型火箭弹控制舱环境适应性研究

目的研究某型火箭弹控制舱的环境适应性。方法通过分析某型火箭弹控制舱在我国亚湿热、亚干热、温和、干燥、寒冷5个典型气候区的实际贮存环境,结合历年积累的控制舱的电性能参数检测数据,统计分析控制舱的关键部组件失效率与温度、湿度之间的关系。结果温度是导致控制舱失效的主要应力因素。结论加速度计和陀螺仪是影响控制舱质量的薄弱环节,并对贮存单位和生产厂家提出了相应的合理化建议。

固体火箭尾舱对流加热机理

对某型固体火箭尾舱热环境进行了研究,发现尾舱热环境存在明显的天地差异,通过数值仿真结果分析了对流热环境产生的机理.在真实飞行环境下,火箭尾舱外部绕流产生的激波和发动机喷流激波之间存在剪切层,剪切层与尾舱连通,在激波与剪切层的相互作用下形成非定常漩涡结构,是尾舱内对流加热的来源.剪切层的强弱与对流热流的大小密切相关,根据对流热流产生机理,对一种减小对流热流的结构形式进行了研究,通过减弱火箭尾部的剪切层,大幅减小了对流热流,固体火箭尾舱热环境得到明显改善.

主动引射高空模拟试车台试验舱舱压数值研究

针对某大型主动引射高空模拟试验系统在不同流量固体火箭发动机稳定运行过程中的流场结构,采用二维轴对称雷诺平均方程和k-ε湍流模型进行了数值模拟,空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进。结果表明,对于某大型主动引射高空模拟试验系统,在仅仅启动引射器时,试验舱舱压约为6500 Pa,随着被试验发动机流量的增加,在流量较小无法启动扩压器之前,发动机喷管出口燃气流在扩压器内形成马赫环并进入引射器内,单纯凭借引射器的抽吸作用,使喷管出口高温燃气排入到大气中,此时试验舱舱压会略高于发动机零流量时试验舱舱压。在发动机流量增大到扩压器启动之后,发动机喷管出口气流经过扩压器和引射器内的激波系进行减速增压之后排入大气,由于扩压器和引射器的抽吸作用,试验舱舱压会迅速降低至远低于无发动机试验舱舱压。随着发动机流量的增加,试验舱舱压变高。

新一代运载火箭出厂测试进舱管理系统的应用

设计一种基于新一代运载火箭出厂测试总体网系统,实现了测试过程中的有效进舱管理。以Micros Visual2012为编辑环境,系统测试前端控制软件和测试后端上电提示软件实现了记录进舱操作人员工作、数据库管理进舱登记、实时发布进舱信息和箭体上电信息等功能。控制软件通过串口通信控制以51单片机为核心的控制模块,实现了实时监控并显示测试现场温湿度数据、发出超差报警信号和进舱指示灯信号等功能。

导弹动爆对模拟船舱毁伤效果试验研究

设计了基于火箭橇的导弹动爆试验,介绍了模拟船舱的结构尺寸、测试点的布设情况及测试仪器性能。通过获取的断线、光、压力、加速度信号得出如下结论:测试方法有效;冲击波在舱室内传播不均匀,导弹运动方向反射冲击波很大,反方向较小,两者比例可达3.5∶1,舱室的角隅部位冲击波压力高于壁面正反射压力;导弹穿甲时舱壁的冲击振动高达10 000g,且穿甲舱壁的冲击远大于其它舱壁,被破片击中会加大舱壁的振动幅值。