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基于条件扩散模型的火箭气动外形快速设计方法
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作者 李川 陈建东 +3 位作者 何磊 程明 钱炜祺 蔺佳哲 《空气动力学学报》 北大核心 2026年第2期22-36,共15页
气动设计在火箭设计中扮演着至关重要的角色,为了缩短火箭气动外形设计周期,减少繁琐的迭代优化过程,提出了一种火箭气动外形生成式快速反设计方法。采用图像对火箭气动外形进行几何表征,构建基于条件扩散模型的火箭气动外形生成模型、... 气动设计在火箭设计中扮演着至关重要的角色,为了缩短火箭气动外形设计周期,减少繁琐的迭代优化过程,提出了一种火箭气动外形生成式快速反设计方法。采用图像对火箭气动外形进行几何表征,构建基于条件扩散模型的火箭气动外形生成模型、基于卷积神经网络的火箭气动性能快速预测模型和火箭设计参数判别模型。首先使用气动外形生成模型,以典型工况下轴向力系数C_(A)和法向力系数C_(N)作为输入,快速生成大量图像化的火箭气动外形方案;然后,再使用气动性能预测模型筛选出满足输入指标的设计方案;最后,通过设计参数判别模型提取优选方案的参数,并对其进行验证,或将其转化为三维外形。本文数据集共包含165000组气动外形及对应的气动性能。采用典型轴对称布局火箭对气动性能预测模型进行了测试,模型在100个图像化的火箭气动外形预测中耗时约30 s。经验证,优选外形方案轴向力系数C_(A)偏差为0.0827%,法向力系数C_(N)偏差为0.7124%,这说明采用本文方法对火箭气动外形进行设计具有可行性,可为相关研究提供新思路。最后本文还分析了交叉注意力机制对模型的影响,发现其并不能对模型精度产生优化效果,此探索研究可为模型后续优化提供参考。 展开更多
关键词 火箭设计 气动设计 机器学习 扩散模型 深度学习 生成式模型
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改进增广径向基在远程制导火箭优化设计中的应用 被引量:1
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作者 蔡伟伟 田镜文 +3 位作者 赵一 李国盛 武泽平 杨乐平 《国防科技大学学报》 北大核心 2025年第6期145-156,共12页
为提高远程制导火箭的性能和设计效率,建立了远程制导火箭多学科参数化模型,实现制导火箭高精度性能仿真。提出了基于改进增广径向基的序列近似优化方法,通过各向异性技术提高增广径向基模型的泛化能力,采用递归演化实验设计和快速交叉... 为提高远程制导火箭的性能和设计效率,建立了远程制导火箭多学科参数化模型,实现制导火箭高精度性能仿真。提出了基于改进增广径向基的序列近似优化方法,通过各向异性技术提高增广径向基模型的泛化能力,采用递归演化实验设计和快速交叉验证提高近似建模效率,并应用非精确搜索策略进行序列采样,结合算例验证了所提出方法的有效性。开展了远程制导火箭序列近似优化设计,在满足设计约束的前提下,最大射程相较优化前提高了16.7%。 展开更多
关键词 远程制导火箭 代理模型 多学科优化设计 序列近似优化
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远程火箭飞行动力学通用仿真软件设计方法
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作者 王磊 周祥 郑伟 《计算机仿真》 2025年第8期11-16,共6页
针对国内现有飞行动力学软件在通用性、可拓展性等方面的不足,充分运用面向对象编程和组件化设计思想,提出一种远程火箭飞行动力学通用仿真框架,给出了仿真框架的总体架构和部署架构,详细阐述了服务组件、功能模块等内容的具体设计方案... 针对国内现有飞行动力学软件在通用性、可拓展性等方面的不足,充分运用面向对象编程和组件化设计思想,提出一种远程火箭飞行动力学通用仿真框架,给出了仿真框架的总体架构和部署架构,详细阐述了服务组件、功能模块等内容的具体设计方案。框架支持设计人员通过对仿真模块“搭积木”式的灵活编排,实现弹道计算、轨迹规划等各类仿真任务的快速定制开发。最后通过呈现两类任务背景下的软件开发实例,验证所提设计方法的有效性。 展开更多
关键词 仿真软件 飞行动力学 组件化设计 远程火箭
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微重力条件下推进剂管理装置对低温液氢贮箱的蓄流稳定性研究
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作者 王云龙 马原 +2 位作者 张荣达 王康 厉彦忠 《制冷学报》 北大核心 2025年第5期39-46,共8页
为研究航天低温推进系统实际工况中网幕通道式贮箱对液氢的在轨管理能力,通过构建充注率-扰动强度耦合作用的三维多相流仿真模型,研究了微重力重定位过程中网幕通道式贮箱内毛细-惯性力竞争机制及蓄流稳定性。结果表明:网幕通道式贮箱... 为研究航天低温推进系统实际工况中网幕通道式贮箱对液氢的在轨管理能力,通过构建充注率-扰动强度耦合作用的三维多相流仿真模型,研究了微重力重定位过程中网幕通道式贮箱内毛细-惯性力竞争机制及蓄流稳定性。结果表明:网幕通道式贮箱的推进剂蓄流能力主要由集液通道与贮箱壁面的复合结构提供。在5%~50%充注率时,贮箱能够抵抗10-3 g大小的多向扰动,维持集液通道入口区域始终保持连续液相覆盖的蓄流稳定性;低充注下,重定位过程中气液相分布主要受到网幕通道结构表面的强约束,相界面演化受扰动影响很小,随着充注量增大,流体惯性力和扰动动量输运效应成为相分布重构的重要因素,重定位过程相分布出现明显振荡;贮箱重定位过程中对扰动方向的敏感性不同,底部加速度引起的质心降幅最大,顶部加速度对相对质心高度影响较小,正侧向扰动比斜侧向扰动引起的质心波动幅度和波动频率均更大。 展开更多
关键词 蓄流稳定性 重定位 网幕通道式贮箱 推进剂管理装置 微重力
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基于改进DE-SQP算法的运载火箭轨迹优化方法研究 被引量:4
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作者 郭晶晶 王建华 +1 位作者 于沫尧 项月 《战术导弹技术》 北大核心 2025年第1期94-103,共10页
针对多约束条件下运载火箭轨迹优化问题,提出一种融合改进差分进化算法和序列二次规划算法的轨迹DE-SQP优化方法。建立运载火箭质心运动模型和各项约束条件的数学表征模型;该创新设计改进差分进化算法生成初值,并利用序列二次规划方法... 针对多约束条件下运载火箭轨迹优化问题,提出一种融合改进差分进化算法和序列二次规划算法的轨迹DE-SQP优化方法。建立运载火箭质心运动模型和各项约束条件的数学表征模型;该创新设计改进差分进化算法生成初值,并利用序列二次规划方法快速局部寻优的组合优化策略。引入Chebyshev混沌映射,生成分布更为均匀且探索性更强的初始种群,同时融合反向学习策略,有效增加种群的多样性并加速收敛过程,利用改进差分进化算法生成优化轨迹的初值。基于序列二次规划方法显著的局部搜索能力,进一步在轨迹初值的基础上精准寻优,完成运载火箭轨迹的优化求解。数值仿真表明,改进的DE-SQP算法具有较强的全局优化和局部精确搜索能力,可以有效解决运载火箭轨迹优化问题,为相关理论研究和工程应用提供参考和技术支持。 展开更多
关键词 差分进化算法 Chebyshev混沌映射 反向学习 DE-SQP组合优化 伪谱法 轨迹优化
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舱门燃气展开-锁止过程仿真与锁止摆动抑制方法
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作者 刘赛 姚宇地 +2 位作者 李克诚 孔文秦 徐方舟 《导弹与航天运载技术(中英文)》 北大核心 2025年第3期8-13,共6页
为了研究舱门燃气冲击展开-锁止过程中的锁止摆动现象及其抑制方法,针对某飞行器上的一种燃气作动器驱动的舱门展开-锁止机构,采用显式动力学有限元仿真分析方法,对舱门机构燃气展开-锁止过程分阶段进行仿真分析,与舱门冲击燃气展开试... 为了研究舱门燃气冲击展开-锁止过程中的锁止摆动现象及其抑制方法,针对某飞行器上的一种燃气作动器驱动的舱门展开-锁止机构,采用显式动力学有限元仿真分析方法,对舱门机构燃气展开-锁止过程分阶段进行仿真分析,与舱门冲击燃气展开试验对比验证建模合理性,揭示舱门锁止摆动现象和机理,进一步提出锁止摆动抑制方法。研究表明,仿真建模方法合理有效,复现了舱门锁止后大幅摆动的试验现象,锁止摆动过程中摆动角度与高速摄影基本一致;可采用单自由度扭转振动模型估计舱门锁止后的摆动特性;提高作动器、机身刚度或增强舱门鹅颈,对舱门锁止摆动的抑制效果较为有限;削弱舱门鹅颈,使其在舱门锁止后局部进入塑性,能够有效抑制舱门的锁止摆动,满足紧急情况下舱门燃气展开的需求。 展开更多
关键词 燃气作动器 燃气冲击 舱门展开 锁止摆动 有限元分析
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基于EDP模型的施放环气固两相流工作性能分析
7
作者 崔阳文 孙中一 +3 位作者 李忠盛 黄安畏 吴道勋 乐贵高 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第4期59-65,共7页
针对施放环各部位尺寸变化多,喷嘴布局复杂的情况,为选择最优喷嘴布局及几何尺寸施放环用于飞行器尾焰红外防护。采用数值模拟和试验相结合的方式对8种典型施放环释放的粉粒混合物在内外流场中运动及分布情况进行研究,并建立评价方法进... 针对施放环各部位尺寸变化多,喷嘴布局复杂的情况,为选择最优喷嘴布局及几何尺寸施放环用于飞行器尾焰红外防护。采用数值模拟和试验相结合的方式对8种典型施放环释放的粉粒混合物在内外流场中运动及分布情况进行研究,并建立评价方法进行了对比。基于N-S不可压缩方程、EDP模型、RNG k-ε湍流模型建立施放环粉粒释放的气固两相流计算模型。计算结果表明:当施放环环径370 mm时,管径32 mm,喷嘴直径3.6 mm,喷嘴三圈分布垂直喷射时工作性能最好,内外流场粉粒混合物流动均匀,对中心区域的包裹面积最大,计算结果对施放环制造及尾焰红外防护有重要的工程指导意义。 展开更多
关键词 施放环 红外防护 评价方法 EDP模型 气固两相流
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气囊无污染线性分离装置本构建模研究
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作者 郭嘉瑞 范瑞祥 +2 位作者 高朝辉 雷悦 俄鲁璋 《兵器装备工程学报》 北大核心 2025年第1期76-80,共5页
为了解决火箭整流罩平抛分离装置-气囊式无污染分离装置的分离运动精确预测问题,考虑气体在气囊中的过程近似为绝热过程,基于灰箱思维,提出了一套分离作用力理论本构模型。结合1 m长平板分离试验数据以及遗传算法,给出了本构模型中关键... 为了解决火箭整流罩平抛分离装置-气囊式无污染分离装置的分离运动精确预测问题,考虑气体在气囊中的过程近似为绝热过程,基于灰箱思维,提出了一套分离作用力理论本构模型。结合1 m长平板分离试验数据以及遗传算法,给出了本构模型中关键参数求解方法,确保了本构模型的可解性。基于所构建的本构模型,具备分离装置分离力的精确计算,并据此为输入实现了分离装置相对分离运动的精确预测。利用1 m长平板试验数据以及有限元仿真数据,从试验及仿真2个维度验证了本构模型的正确性。 展开更多
关键词 气囊式 分离装置 分离作用力 本构模型 平板分离试验
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第三代猛禽发动机分析及全流量补燃循环发动机起动特性 被引量:1
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作者 朱平平 周闯 +2 位作者 王铁岩 熊天赐 俞南嘉 《宇航总体技术》 2025年第3期26-32,共7页
第三代猛禽发动机是美国太空探索技术公司最新、最先进版本的液体火箭发动机。它在推力、比冲、推重比等核心指标取得了长足进步,而其生产成本却实现了大幅下降。通过分析,第三代猛禽发动机进行了巨大改进,其主要创新在于内化流道设计... 第三代猛禽发动机是美国太空探索技术公司最新、最先进版本的液体火箭发动机。它在推力、比冲、推重比等核心指标取得了长足进步,而其生产成本却实现了大幅下降。通过分析,第三代猛禽发动机进行了巨大改进,其主要创新在于内化流道设计、取消外部隔热罩、采用先进材料提高结构强度等。针对世界首型经过飞行试验的全流量补燃循环方式发动机,利用系统动态特性仿真平台分析了系统起动工作特性,发现在预燃室点火后,双预燃室的压力均会迅速升高,涡轮压比降低,涡轮输出功率下降,从而使得双泵的出口压力和转速存在下降的过程。在燃烧室点火后,燃料涡轮和氧化剂涡轮的压比变化不同,从而使混合比发生偏离。本研究深化了对全流量补燃循环方式发动机的认识。 展开更多
关键词 猛禽发动机 起动特性 燃烧室压力 涡轮泵
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捷龙三号研制实践及固体运载火箭发展思考
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作者 管洪仁 金鑫 +2 位作者 惠兴晨 佟明羲 张雯 《导弹与航天运载技术(中英文)》 北大核心 2025年第2期85-92,共8页
固体运载火箭作为航天运输系统的重要组成部分,具有整箭贮存、海陆通用、快速响应和发射保障要求低等优点。捷龙三号火箭作为商业固体运载火箭的代表,具有“高性价比、高可靠、快履约、快发射”等特点。通过介绍捷龙三号固体运载火箭研... 固体运载火箭作为航天运输系统的重要组成部分,具有整箭贮存、海陆通用、快速响应和发射保障要求低等优点。捷龙三号火箭作为商业固体运载火箭的代表,具有“高性价比、高可靠、快履约、快发射”等特点。通过介绍捷龙三号固体运载火箭研制历程及总体技术方案,总结了固体运载火箭的研制实践经验,基于对未来固体运载火箭发展定位的分析,提出对固体运载火箭系列化发展的思考。为快速抢占未来中低轨卫星发射市场,应进一步拓展中型固体运载火箭运载能力,通过研制创新和规模提升,持续优化综合成本,充分利用可实施海上无依托发射的天然优势,满足不同轨道任务发射需求。 展开更多
关键词 固体运载火箭 捷龙三号 研制经验 技术特点 发展趋势
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长征二号丁运载火箭拼箭发射构型设计与实践
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作者 李懿德 陆辉 +2 位作者 赵学成 陈文达 祁瑞 《导弹与航天运载技术(中英文)》 北大核心 2025年第3期1-7,共7页
为了应对商业卫星发射服务市场的蓬勃发展,同时有效利用国家卫星发射任务的运载余量和卫星整流罩内可用包络空间,为卫星用户提供更具性价比的发射服务,长征二号丁火箭针对微纳卫星搭载和多星拼箭任务研制了主星-圆盘搭载构型和串并联-... 为了应对商业卫星发射服务市场的蓬勃发展,同时有效利用国家卫星发射任务的运载余量和卫星整流罩内可用包络空间,为卫星用户提供更具性价比的发射服务,长征二号丁火箭针对微纳卫星搭载和多星拼箭任务研制了主星-圆盘搭载构型和串并联-侧挂混合式构型,并在羲和号和齐鲁二、三号卫星发射任务中得到应用。通过飞行试验验证了构型布局设计的可行性和高效性,实现了不同安装方式的卫星有效集成和灵活部署。作为一型成熟的常温液体运载火箭,共享火箭发射模式的应用使长征二号丁火箭的任务适应性进一步增强,且能降低单颗卫星的发射成本,目前已推广至国际发射服务项目中,具备较强的国际竞争力。 展开更多
关键词 微纳卫星 构型布局 一箭多星 拼箭发射 卫星整流罩
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冷发射弹体偏转对发射车力热环境影响
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作者 孙中一 崔阳文 +1 位作者 赵晨耕 乐贵高 《航空动力学报》 北大核心 2025年第11期358-369,共12页
针对冷发射过程弹体偏转不同角度后车载发射装置力热环境复杂恶劣的问题,基于嵌套动网格技术,采用Navier-Stokes组分运输方程、RNGk-ε模型建立弹体点火后飞行过程中燃气射流流动模型并开展数值模拟研究。首先,通过与相关实验结果对比,... 针对冷发射过程弹体偏转不同角度后车载发射装置力热环境复杂恶劣的问题,基于嵌套动网格技术,采用Navier-Stokes组分运输方程、RNGk-ε模型建立弹体点火后飞行过程中燃气射流流动模型并开展数值模拟研究。首先,通过与相关实验结果对比,验证计算方法的有效性;在此基础上分别对比分析不同偏转角度下燃气射流流场结果、车体部件表面温压分布、监测点数值曲线探究弹体偏转对发射装置力热环境影响。研究表明:随着弹体倾斜角度的增加,发射筒口处的引射现象更为剧烈;车体部件壁面高温高压区从车体中部壁面向车体尾部方向偏移后又向车体头部方向偏移,车架、底盘等部件尾部壁面温度压强峰值先增加后减小,中部壁面峰值持续增加。随着倾斜角度的改变,发射筒筒口温度峰值最高升高20%,压强峰值最高升高450%,而车架、底盘等部件温度、压强峰值升高约50%。 展开更多
关键词 冷发射 弹体偏转 力热环境 嵌套动网格 燃气射流
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数据驱动的大型运载火箭加筋圆锥壳多保真度近似建模优化
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作者 陈超磊 王志祥 +1 位作者 雷勇军 王婕 《机械强度》 北大核心 2025年第4期148-157,共10页
为提高大型运载火箭加筋圆锥壳舱段结构轴压承载效率,开展了数据驱动的加筋圆锥壳多保真度近似建模轻量化设计。针对单保真度近似建模优化方法效率不高、精度不足等问题,搭建了基于变可信度期望改进(Variable-Fidelity Expected Improve... 为提高大型运载火箭加筋圆锥壳舱段结构轴压承载效率,开展了数据驱动的加筋圆锥壳多保真度近似建模轻量化设计。针对单保真度近似建模优化方法效率不高、精度不足等问题,搭建了基于变可信度期望改进(Variable-Fidelity Expected Improvement,VF-EI)加点准则的数据驱动多保真度近似建模优化框架,并据此开展加筋圆锥壳结构轻量化设计。综合利用不同网格规模的加筋圆锥壳有限元模型,建立了加筋圆锥壳极限承载的Co-Kriging多保真度近似模型;优化迭代中,利用VF-EI加点准则生成多保真度采样点,以此序列提升Co-Kriging多保真度近似模型的全局和局部近似精度。典型数值和工程算例验证了上述方法的有效性,相比径向基函数近似模型和Kriging模型,Co-Kriging多保真度近似建模优化方法的效率和精度更高,获得了相比初始设计减重11.5%的优化加筋圆锥壳结构,具有一定的工程应用价值。 展开更多
关键词 加筋圆锥壳 多保真度近似建模 序列近似优化方法 轻量化设计 VF-EI加点准则
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基于折纹管的捕获器设计与冲击响应分析
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作者 明世朝 周益典 +5 位作者 牛飞 姚重阳 杨东生 许俊伟 宋志博 严旭 《强度与环境》 2025年第1期42-47,共6页
火工连接装置是舱段分离常用的点式分离装置,为保护舱内仪器不被分离后的螺栓损坏,需安装捕获器装置以捕获高速飞行下的螺栓。常用的捕获器存在捕获器断裂且螺栓飞出的风险,究其原因是分离后螺栓的冲击能量未被有效的耗散。为此,本文基... 火工连接装置是舱段分离常用的点式分离装置,为保护舱内仪器不被分离后的螺栓损坏,需安装捕获器装置以捕获高速飞行下的螺栓。常用的捕获器存在捕获器断裂且螺栓飞出的风险,究其原因是分离后螺栓的冲击能量未被有效的耗散。为此,本文基于折纹管优异的吸能性能,提出了一种包含折纹管结构的新型捕获器。通过仿真分析得知,折纹管捕获器可通过发生钻石模式来耗散螺栓冲击能量,有效降低了捕获器外侧壳体的冲击响应。此外,经过捕获器关键参数分析后发现,折纹管的折角与厚度等参数的最佳取值与螺栓冲击速度紧密相关。 展开更多
关键词 折纹管 捕获器 冲击响应
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气动解锁及辅助排放系统在栅格舵控制方案中的设计与应用 被引量:1
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作者 田宜聪 饶笑山 +1 位作者 刘海婷 刘峰 《上海航天(中英文)》 2025年第S1期191-197,共7页
长征二号丁火箭结合任务需求设计搭载了栅格舵系统对一子级进行落区控制。为有效保障栅格舵系统的顺利展开,并防止火箭一子级在下落过程中解体导致栅格舵系统工作失效,通过理论分析和实验验证,设计了一套栅格舵的气动解锁及辅助排放系... 长征二号丁火箭结合任务需求设计搭载了栅格舵系统对一子级进行落区控制。为有效保障栅格舵系统的顺利展开,并防止火箭一子级在下落过程中解体导致栅格舵系统工作失效,通过理论分析和实验验证,设计了一套栅格舵的气动解锁及辅助排放系统。搭载于长征二号丁运载火箭上的飞行试验结果表明:栅格舵气动解锁系统原理可行,辅助排放系统工作有效,可按要求保障栅格舵展开,极大改善了落区安全性,对垂直起降重复使用运载火箭的工程应用具有重要支撑作用。 展开更多
关键词 运载火箭 栅格舵 气动解锁 辅助排放 落区控制
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面向微纳卫星释放的电磁作动器设计与分析
16
作者 曲虹屹 王刚 吴磊 《军民两用技术与产品》 2025年第9期40-47,共8页
音圈电机具有响应速度快、结构简单、比推力高、体积小等优点。采用基于音圈电机结构的分离机构,可以满足有限空间内不同载荷不同分离速度的可重复作动。本文基于传统的音圈电机结构,设计了一种电磁作动器,通过控制变量改变该电磁作动... 音圈电机具有响应速度快、结构简单、比推力高、体积小等优点。采用基于音圈电机结构的分离机构,可以满足有限空间内不同载荷不同分离速度的可重复作动。本文基于传统的音圈电机结构,设计了一种电磁作动器,通过控制变量改变该电磁作动器的磁轭厚度和永磁体厚度及永磁体布局方式提高分离速度,最终采用协同方式设计了一种永磁体位于线圈两侧的电磁作动装置,可满足理论技术指标。 展开更多
关键词 音圈电机 电磁作动 空间分离 分离速度 卫星释放
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滑块机构燃气推进-锁止过程仿真与锁止机理分析
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作者 刘赛 陈誉仁 李晓乐 《强度与环境》 2025年第5期11-16,共6页
为了研究滑块燃气推进-锁止过程中的机构锁止机理及其改进方法,采用基于显式动力学的有限元流固耦合计算方法,对滑块机构燃气推进-锁止过程进行仿真分析,与试验结果对比验证建模合理性,进一步揭示锁止机构的锁止机理。研究表明,关键位... 为了研究滑块燃气推进-锁止过程中的机构锁止机理及其改进方法,采用基于显式动力学的有限元流固耦合计算方法,对滑块机构燃气推进-锁止过程进行仿真分析,与试验结果对比验证建模合理性,进一步揭示锁止机构的锁止机理。研究表明,关键位置加速度的仿真分析结果与试验结果基本一致,仿真建模方法合理有效;燃气作动器装药量不同,机构的锁止机理差异较大,燃气作动器装药量较小时,机构可以实现卡圈和锁销的双锁止;装药量较大时,滑块速度较高,锁销未能及时弹出,仅靠卡圈锁止,机构锁止可靠性较低;滑块与挡块的高速碰撞导致锁销在锁孔内高频径向振动,会产生较大的摩擦阻力,致使锁销不能及时弹出;提高锁销弹簧刚度可以促使锁销及时弹出,给出锁销弹簧刚度与装药量的关系曲线,提高机构锁止可靠性。 展开更多
关键词 燃气作动器 燃气冲击 滑块机构 锁止机理 有限元分析
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深冷液氧加注运载火箭贮箱结构减重研究 被引量:1
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作者 林伟 米力 +3 位作者 顾福涛 郑星龙 王辉 鲍瑞瑞 《航天技术与工程学报》 2025年第3期35-45,共11页
为研究不同温度的深冷液氧加注对运载火箭结构质量减重效果的影响,在现有贮箱结构参数计算方法的基础上细化了贮箱结构参数设计流程。以贮箱圆柱段高度、当量壁厚和最大气枕为研究方向,推导了深冷加注条件下贮箱结构质量减重的理论公式... 为研究不同温度的深冷液氧加注对运载火箭结构质量减重效果的影响,在现有贮箱结构参数计算方法的基础上细化了贮箱结构参数设计流程。以贮箱圆柱段高度、当量壁厚和最大气枕为研究方向,推导了深冷加注条件下贮箱结构质量减重的理论公式,构建深冷运载火箭关于液氧温度的贮箱结构质量减重模型,并通过应力分析验证了模型结构参数的合理性。研究表明:深度过冷氧对贮箱结构减重效果明显,当深冷液氧温度从90 K降至68 K时,贮箱结构质量减重约38.64%,但温度低于68 K后贮箱结构质量减重效率显著下降,60 K时趋近极限值;贮箱结构应力方面,最大等效应力主要集中在贮箱圆柱段与球型封底转接段,等效应力在圆柱段随着贮箱深度逐渐增大,在球型封底段随着贮箱深度先增大,后在经过某一突变点后逐渐减小,其中最大等效应力为136.23 MPa,低于2219铝合金材料屈服强度,符合设计要求。研究为深冷液氧加注的运载火箭贮箱结构参数设计提供了方向,为后续低温液氧加注的温度选取提供了有效参考。 展开更多
关键词 贮箱结构质量减重 贮箱结构参数 低温火箭 贮箱结构可靠性 贮箱结构应力
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星箭连接分离装置产品化工作探索研究
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作者 康士朋 邢威 +3 位作者 张尚强 王文峰 江涛 林仁邦 《航天工业管理》 2025年第3期1-6,共6页
星箭连接分离装置(以下简称“星箭分离装置”)是实现卫星与运载火箭连接与分离的重要单机产品,在国内外航天领域被广泛应用,其产品功能直接决定了发射任务的成败。上海宇航系统工程研究所(以下简称“研究所”)自20世纪90年代开始研制星... 星箭连接分离装置(以下简称“星箭分离装置”)是实现卫星与运载火箭连接与分离的重要单机产品,在国内外航天领域被广泛应用,其产品功能直接决定了发射任务的成败。上海宇航系统工程研究所(以下简称“研究所”)自20世纪90年代开始研制星箭分离装置,到目前已经形成了包带式、点式、机构式及立方星分离装置,共计四大系列几十余种规格产品,可以满足国内外不同重量卫星的发射需求。 展开更多
关键词 分离装置 产品化 探索研究
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低温液体火箭发动机自然循环预冷过程研究
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作者 刘雪超 何建华 +5 位作者 韩旺 于浩 常志鹏 孙宪栋 曹冕 赵志浩 《载人航天》 北大核心 2025年第3期419-426,共8页
针对目前低温液体火箭发动机自然循环预冷过程中管道内部流场流动特性认识不足的问题,采用计算流体力学技术对自然循环预冷过程进行了二维瞬态数值模拟,并提出了一种提升自然循环流量的方法。结果表明:增压和增大回流管保温层厚度均会... 针对目前低温液体火箭发动机自然循环预冷过程中管道内部流场流动特性认识不足的问题,采用计算流体力学技术对自然循环预冷过程进行了二维瞬态数值模拟,并提出了一种提升自然循环流量的方法。结果表明:增压和增大回流管保温层厚度均会降低自然循环流量;循环流量较小时,输送管内会产生对流流动造成循环流量发生较大波动;在回流管处设置一段盲管可以增大自然循环流量,提升预冷效果。在建立的计算模型下,盲管不包覆保温材料时,循环流量提升高达63%。 展开更多
关键词 低温液体火箭 发动机预冷 自然循环 两相流 盲管
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