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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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基于EDP模型的施放环气固两相流工作性能分析
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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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基于改进DE-SQP算法的运载火箭轨迹优化方法研究 被引量:1
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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
原文传递
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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黑箱模型约束动态松弛的近似优化方法
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作者 马帅超 武泽平 +1 位作者 杨家伟 高经纬 《国防科技大学学报》 北大核心 2025年第5期125-133,共9页
基于代理模型的优化方法因其高效的寻优能力为高精度仿真模型在优化设计中的应用提供了一种有效的技术途径。针对优化问题中高耗时黑箱约束处理问题,提出了一种基于改进可行性规则的多约束自适应采样方法,建立了精英档案驱动的非精确搜... 基于代理模型的优化方法因其高效的寻优能力为高精度仿真模型在优化设计中的应用提供了一种有效的技术途径。针对优化问题中高耗时黑箱约束处理问题,提出了一种基于改进可行性规则的多约束自适应采样方法,建立了精英档案驱动的非精确搜索方法和ε-约束保持的伪可行域构造方法,通过迭代过程中动态缩放可行域以接受高质量非可行样本,增强了算法对可行域边界的探索能力,提高了基于代理模型的寻优能力。对进化计算会议约束优化标准函数的仿真计算结果表明,相较于现有方法,ε-约束保持优化方法可以有效解决多约束代理模型优化问题。对固体火箭发动机后翼柱装药设计结果表明算法具有应用在复杂工程问题中的潜力。 展开更多
关键词 代理模型 约束处理 自适应采样 ε-约束保持
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Performance analysis of fluid-core Whipple shields under hypervelocity impact at different projectile speeds
7
作者 Anand Pai Marcos Rodriguez-Millan +3 位作者 Selim Gürgen Adithya Piccholiya Nishant Mujumdar Satish Shenoy B 《Defence Technology(防务技术)》 2025年第5期32-45,共14页
Whipple shields as sacrificial bumpers,safeguard the satellites against extremely fast,different-sized projectiles traveling through space in the low earth orbit.Typical Whipple shields comprise a front and rear plate... Whipple shields as sacrificial bumpers,safeguard the satellites against extremely fast,different-sized projectiles traveling through space in the low earth orbit.Typical Whipple shields comprise a front and rear plate,separated by a gap or space.Recent advancements have explored the use of foam,cellular cores,and alternative materials such as ceramics instead of aluminium for the plates.In the current work,the effect of including fluid cores(air/water)sandwiched between the front and rear plates,on the response to hypervelocity impact was explored through a numerical approach.The numerical simulation consisted of hypervelocity impact by a 2 mm diameter,stainless steel projectile,launched at speeds of 3 e9 km/s with a normal impact trajectory towards the Whipple shield.The front and rear bumpers,made of AA6061-T6,were each 1 mm thick.A space of 10 mm was taken between the plates(occupied by fluid).The key metrics analyzed were the perforation characteristics,stages of the debris cloud generation and propagation,energy variations(internal,kinetic and plastic work),temperature variations,and the fragmentation summary.From the computational analysis,employing water-core in Whipple shields could prevent the rear bumper perforation till 6 km/s,lower the peak temperatures at the front bumper perforation zones and debris tip,and generate fewer,larger fragments. 展开更多
关键词 Whipple shields Fluid-filled core Hyper velocity impact Debris cloud Perforation characteristics Numerical simulation
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常温推进剂贮箱外贴壁式温度测量方法研究
8
作者 徐帅 李红兵 +2 位作者 孙培杰 赵一霖 冯淑红 《上海航天(中英文)》 2025年第S1期259-265,共7页
推进剂常规测量方式需在贮箱底部打孔安装温度传感器,增加了推进剂泄漏风险。为改进运载火箭在常规推进剂地面储存状态下的温度监测方法,提出用外贴壁式温度测量代替贮箱穿舱接触式测量的方法。运用仿真分析探究该方法在机理上的可操作... 推进剂常规测量方式需在贮箱底部打孔安装温度传感器,增加了推进剂泄漏风险。为改进运载火箭在常规推进剂地面储存状态下的温度监测方法,提出用外贴壁式温度测量代替贮箱穿舱接触式测量的方法。运用仿真分析探究该方法在机理上的可操作性,再通过搭载测试试验进一步验证此方法在实际操作上的便携性和可行性。结果表明:常温储存下贮箱外壁面温度与推进剂真实温度的温差小于0.5℃,采用测量各贮箱外壁面温度来反映贮箱推进剂真实温度的方案具有可行性,这对于保证贮箱完整性,减少推进剂泄漏隐患,提高发射可靠性以及降低发射成本有一定的参考价值。 展开更多
关键词 贮箱推进剂 常温储存 外贴壁式温度测量 贮箱温度仿真 外场试验对比
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反推火箭真空羽流对卫星热环境影响规律
9
作者 车占迅 李红兵 +2 位作者 严立 孙培杰 冯淑红 《上海航天(中英文)》 2025年第S1期266-272,共7页
星箭分离过程中反推火箭点火产生的羽流对卫星构成潜在威胁,为精确评估该热环境,本文建立了耦合Navier-Stokes(N-S)方程和直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法的数值计算模型,深入研究反推火箭工作期间卫星表面热流随火箭与卫星距离变化的动态规... 星箭分离过程中反推火箭点火产生的羽流对卫星构成潜在威胁,为精确评估该热环境,本文建立了耦合Navier-Stokes(N-S)方程和直接模拟蒙特卡洛(DSMC)方法的数值计算模型,深入研究反推火箭工作期间卫星表面热流随火箭与卫星距离变化的动态规律,模拟了不同分离距离下高温火箭羽流与卫星表面相互作用的热环境。计算结果表明:卫星表面最大热流和平均热流,对反推火箭和卫星间距离极为敏感,在近距离时,卫星迎流表面遭受高热流冲击,峰值热流达37 kW·m^(-2);随着距离增大,卫星表面热流密度呈负指数衰减趋势。本文清晰揭示了热流随距离演化的定量规律,并给出了不同距离下的典型热流值,为卫星热防护系统优化设计和分离安全距离提供了理论依据与数据支撑。 展开更多
关键词 星箭分离 真空羽流 反推火箭 热环境 卫星
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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
10
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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低温末级长时间滑行过程氢箱主动排气温度压力控制研究
11
作者 许安易 徐帅 +3 位作者 孙培杰 李鹏 徐焘 张亮 《上海航天(中英文)》 2025年第S1期245-251,共7页
对于长时间在轨滑行的氢氧末级,在外热流的持续作用下,推进剂温度和贮箱压力不断上升,为保证贮箱结构安全和发动机再启动,需对液氢贮箱压力、推进剂温度进行预示和控制。本文建立了液氢贮箱热力学模型,获得了微重力下液氢贮箱不同气液... 对于长时间在轨滑行的氢氧末级,在外热流的持续作用下,推进剂温度和贮箱压力不断上升,为保证贮箱结构安全和发动机再启动,需对液氢贮箱压力、推进剂温度进行预示和控制。本文建立了液氢贮箱热力学模型,获得了微重力下液氢贮箱不同气液界面状态下自增压速率。分析表明:液相接触壁面面积越大,液氢贮箱自增压速率越小。同时,分析了滑行段初始温度、压力控制带对主动排气次数、液氢蒸发量等设计参数的影响,为低温末级长时间滑行过程贮箱压力控制提供参考。 展开更多
关键词 低温末级 长时间滑行 压力控制 排气
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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
12
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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液氧甲烷重复使用运载器关键技术发展研究 被引量:1
13
作者 郑平军 赵胜 +1 位作者 王飞 蔡巧言 《导弹与航天运载技术(中英文)》 CSCD 北大核心 2024年第1期6-9,23,共5页
基于液氧甲烷发动机的重复使用运载器在重复使用和使用维护方面具有优良的性能,成本更低。世界各国正在加速开展相关研究及工程研制,典型代表包括火神运载火箭、朱雀二号运载火箭等。对基于液氧甲烷发动机的重复使用运载器的技术特点、... 基于液氧甲烷发动机的重复使用运载器在重复使用和使用维护方面具有优良的性能,成本更低。世界各国正在加速开展相关研究及工程研制,典型代表包括火神运载火箭、朱雀二号运载火箭等。对基于液氧甲烷发动机的重复使用运载器的技术特点、面临的技术挑战进行分析,并基于此提出后续重点研究内容,包括重复使用总体设计与评估技术、上升再入返回着陆一体化制导导航与控制技术、大尺寸轻质结构与制造技术、重复使用液氧甲烷发动机技术、健康管理预测与重复使用运行维护技术、重复使用热防护技术等,为后续开展液氧甲烷重复使用运载器工程研制奠定基础。 展开更多
关键词 重复使用运载器 液氧甲烷 关键技术
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一种运载火箭第一子级回收方案设计方法
14
作者 郭祖华 郭皓 董长虹 《导弹与航天运载技术(中英文)》 CSCD 北大核心 2024年第4期8-13,24,共7页
针对可回收火箭的总体设计,提出了一种用于运载火箭第一子级回收方案的设计方法。首先,建立火箭子级运动模型,为便于确定回收推力大小和调节范围,在模型中引入了推力比例因子和推力调节因子。然后,探讨回收推力和推进剂剩余量的对应关系... 针对可回收火箭的总体设计,提出了一种用于运载火箭第一子级回收方案的设计方法。首先,建立火箭子级运动模型,为便于确定回收推力大小和调节范围,在模型中引入了推力比例因子和推力调节因子。然后,探讨回收推力和推进剂剩余量的对应关系,并通过飞行时间给出剩余推进剂的约束条件。最后,从设计的角度确定回收基本过程,并通过仿真算例制定火箭子级的回收方案。所提方法详细给出了回收过程中火箭发动机的推力大小、推力调整范围、工作时间、落点位置、最大速度以及着陆段的起始速度和高度的估计。算例表明所提方法可以实现回收过程的关键参数确定。 展开更多
关键词 可重复使用运载火箭 火箭子级回收 火箭设计
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双喷管运载火箭起飞阶段发射平台热环境研究 被引量:3
15
作者 赵晨耕 乐贵高 +2 位作者 苏逸飞 孙中一 王逸尘 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第9期396-405,共10页
以双喷管运载火箭动力系统构成的发射平台为研究对象,采用数值模拟的方法对火箭起飞阶段发射平台的热环境展开研究。基于三维可压缩Navier-Stokes方程、k-ε方程湍流模型、2阶迎风TVD(total variation diminishing)离散格式,构建了双喷... 以双喷管运载火箭动力系统构成的发射平台为研究对象,采用数值模拟的方法对火箭起飞阶段发射平台的热环境展开研究。基于三维可压缩Navier-Stokes方程、k-ε方程湍流模型、2阶迎风TVD(total variation diminishing)离散格式,构建了双喷管运载火箭燃气射流模型。研究表明:喷管中心轴线与导流槽的交点处为导流面的冲击最大处,温度和压强极高,火箭尾焰射流冲击导流槽造成的反溅可能会进一步恶化发射台的热环境。火箭起飞过程中的漂移会加大射流对发射台的冲击,使其表面温度和压强迅速升高,减少其使用寿命。该研究为运载火箭起飞阶段发射平台的热环境评估提供了有效的方法,对热防护系统的安全设计具有重要的工程应用价值。 展开更多
关键词 双喷管运载火箭 尾焰射流 导流槽 发射台 漂移
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火箭燃气射流冲击发射平台的流场和热环境研究 被引量:3
16
作者 赵晨耕 王辉 +1 位作者 孙中一 乐贵高 《南京理工大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第3期253-261,共9页
为了深入研究以液体运载火箭动力系统构成发射平台的燃气冲击流场,采用数值模拟的方法对运载火箭起飞阶段的流场和发射平台热环境展开研究。基于三维多组分可压缩Navier-Stokes方程、Realizable k-ε两方程湍流模型、二阶迎风TVD格式离... 为了深入研究以液体运载火箭动力系统构成发射平台的燃气冲击流场,采用数值模拟的方法对运载火箭起飞阶段的流场和发射平台热环境展开研究。基于三维多组分可压缩Navier-Stokes方程、Realizable k-ε两方程湍流模型、二阶迎风TVD格式离散,构建了双喷管运载火箭发射阶段的燃气射流模型。结果表明,随着火箭起飞高度的增加,燃气射流膨胀角度逐渐增大,之间相互作用增强,射流对发射平台的冲击呈现出先上升后下降的趋势,0 m处的冲击最小,20 m处的冲击最大。支撑臂表面的峰值温度最高为706 K,比最低工况下大约增加了127%。盖板表面的温度和压强前期随着火箭起飞高度的增加而升高,后期随着起飞高度的增加而降低。该文的研究方法为运载火箭发射平台的安全设计提供了参考。 展开更多
关键词 发射平台 燃气射流 支撑臂 盖板 热环境
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RBCC动力巡航飞行器爬升段弹道优化 被引量:1
17
作者 徐铮 谭建国 张冬冬 《火箭推进》 CAS 北大核心 2024年第2期49-56,共8页
RBCC动力飞行器爬升段弹道设计是其总体设计的重要问题之一。采用伪谱法对基于RBCC动力的巡航飞行器开展了弹道优化研究。以爬升段推进剂消耗量最小为性能目标,以飞行攻角为设计变量,建立了飞行器纵向平面内弹道优化模型,在获得飞行器... RBCC动力飞行器爬升段弹道设计是其总体设计的重要问题之一。采用伪谱法对基于RBCC动力的巡航飞行器开展了弹道优化研究。以爬升段推进剂消耗量最小为性能目标,以飞行攻角为设计变量,建立了飞行器纵向平面内弹道优化模型,在获得飞行器气动特性和RBCC发动机性能的基础上,开展了爬升段弹道优化。结果表明:最优弹道包括平飞加速、等动压爬升、等速爬升等阶段;火箭发动机应当以“开-关-开”模式工作,且火箭发动机无需大范围调节;在适当的火箭发动机最大流量和动压约束下,该飞行器的动力段航程达到2430 km。 展开更多
关键词 火箭基组合循环发动机 巡航飞行器 爬升段 弹道优化
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高空飞行多级运载火箭基础热环境控制研究 被引量:1
18
作者 赵晨耕 孙中一 +2 位作者 苏逸飞 王逸尘 乐贵高 《航空动力学报》 CSCD 北大核心 2024年第12期377-387,共11页
采用数值模拟的方法,系统地研究了单喷管和四喷管多级液体运载火箭的基础热环境,并验证了箭底氮气喷射热防护方法的可行性。基于多组分Navier-Stokes方程、k-ε方程湍流模型、热辐射方程,运用AUSM格式对控制方程进行离散,建立了高空超... 采用数值模拟的方法,系统地研究了单喷管和四喷管多级液体运载火箭的基础热环境,并验证了箭底氮气喷射热防护方法的可行性。基于多组分Navier-Stokes方程、k-ε方程湍流模型、热辐射方程,运用AUSM格式对控制方程进行离散,建立了高空超声速飞行运载火箭的羽流模型。采用分块化网格构建法,计算了运载火箭在不同高度下的羽流流场和热流密度,并且将数值结果与飞行试验进行对比,验证了计算方法的可行性。研究表明在低海拔高度,箭底热流以对流热流为主,峰值出现在30 km处;在高海拔高度,箭底热流以辐射热流为主,峰值出现在110 km处;同时箭底氮气喷射装置能够有效地抑制燃气回流,起到降低箭底对流热流的效果,但是选择合适的喷口数量和喷射总压极为重要。 展开更多
关键词 多级运载火箭 分块化网格 对流热流 辐射热流 氮气喷射
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基于声振传递的飞行器噪声振动环境预示方法研究
19
作者 李炳蔚 朱红民 +1 位作者 刘时秀 陈刚 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2024年第1期290-296,共7页
针对高速飞行器飞行条件下的噪声、振动环境恶劣、复杂、难预示的问题,提出了基于声振传递的飞行器飞行条件下的噪声、振动环境预示方法。采用数值仿真、脉动压力风洞试验或工程分析等方法,获取飞行器在典型工况下的舱外脉动压力场;通... 针对高速飞行器飞行条件下的噪声、振动环境恶劣、复杂、难预示的问题,提出了基于声振传递的飞行器飞行条件下的噪声、振动环境预示方法。采用数值仿真、脉动压力风洞试验或工程分析等方法,获取飞行器在典型工况下的舱外脉动压力场;通过噪声试验或声振耦合仿真分析的方法,得到飞行器声振传递特性;根据获得的舱外脉动压力和声振能量传递特性,结合具体飞行参数得到实际飞行条件下的飞行器声振预示环境。采用该方法对某飞行器开展了振动环境预示研究,经地面及飞行试验验证振动环境量级预示精度可达1.6 dB。提出的基于声振传递的飞行声振环境预示方法可以广泛应用在导弹、火箭等飞行器的精细化环境设计中,对于提高飞行器总体性能、环境适应性和飞行可靠性具有重要的工程意义。 展开更多
关键词 声振传递 飞行器 声振环境 环境预示 飞行环境 脉动压力
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基于助推器无控再入稳定性分析的落点预示方法
20
作者 张意国 赵长见 +1 位作者 高峰 李玉龙 《兵器装备工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第8期81-86,共6页
运载火箭助推器分离后的落点预示对于安全区的管控及回收系统的设计十分重要,然而助推器再入过程由于失去姿态控制能力导致姿态运动范围大、运动规律复杂,传统型号往往采用极限偏差组合或六自由度打靶的手段来进行助推器落点范围的预示... 运载火箭助推器分离后的落点预示对于安全区的管控及回收系统的设计十分重要,然而助推器再入过程由于失去姿态控制能力导致姿态运动范围大、运动规律复杂,传统型号往往采用极限偏差组合或六自由度打靶的手段来进行助推器落点范围的预示,存在预示范围过大、预示方法对落点预示范围正向设计指导意义不足的问题。采用一种基于非线性动平衡理论的分析方法,分析助推器无控再入过程三通道耦合姿态运动动态稳定特性,辨识固有周期性姿态运动模态,针对有限固有模态建立等效质点运动受力建模,快速、精确分析助推器分离后的落点范围,并能够对助推器特征参数对落区范围影响进行灵敏度分析,指导落区范围正向设计。仿真结果表明:该方法相较极限偏差组合法大幅提升助推器落点预示精度,相较六自由度打靶法更高效、更具有设计指导意义,为火箭助推类飞行器的航区安全性设计提供了重要支撑。 展开更多
关键词 非线性动平衡 模态辨识 助推器 无控 落点预示
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