箭體
- 火箭質量、質心測量設備的校準
總體設計要求,在箭體結構總裝前和總裝后,需對箭體質量和縱向、橫向質心位置進行測量,參數是否準確,將直接影響火箭飛控精度。由于箭體結構尺寸較大,生產加工過程中可能存在尺寸偏差,模型理論數據計算的質量、質心數據和實際生產出的產品存在偏差,需要使用質量、質心測量設備進行測量。同時需要對質量、質心測量設備進行校準,使最終測量數據滿足運載火箭飛行時控制需求。2 測試原理質量、質心測量設備的測量方法是:在火箭箭體兩端安裝滾動環(huán),滾動環(huán)將箭體抱緊,通過安裝在測量設備底部
機械制造 2023年10期2023-11-13
- 弱模型依賴的運載火箭液體晃動自適應控制方法公開
模態(tài)共同構建火箭箭體動力學模型。液體晃動阻尼通過理論計算得到的解析解或近似解需要進行試驗確認［2］。實際飛行的結果分析顯示，晃動的頻率理論值也存在一定的偏差。液體運載火箭推進劑晃動運動，由火箭箭體的姿態(tài)運動的牽連慣性力所激勵［3］。姿態(tài)控制系統(tǒng)應對晃動不穩(wěn)定問題，常采用被動控制與主動控制兩種策略。被動控制采用增加防晃結構的方法，但這會損失火箭的運載能力，也會使結構建造變得復雜，難以適應任務的多變性。主動控制則通過提升晃動頻段的相位裕度或者限制晃動諧振幅值來
導彈與航天運載技術 2023年3期2023-09-27
- 限定條件下火箭發(fā)動機換裝流程優(yōu)化研究與實踐
分解發(fā)動機機架與箭體的連接，發(fā)動機整體下箭并返回生產廠。在發(fā)動機生產廠繼續(xù)分解其內部組件，進而更換核心零件。更換零件后，按照正向流程完成發(fā)動機裝配、交付全箭總體，開展發(fā)動機上箭安裝、連接管路、敷設電纜和對接尾段等一系列總裝工作。按此方案，整個換裝過程中火箭箭體一直保持水平狀態(tài)，換裝流程為串行安排，環(huán)節(jié)多、周期長，將無法實現(xiàn)既定的出廠和發(fā)射計劃。2 問題分析按照常規(guī)流程，發(fā)動機換裝工作具有以下特點：a）工序串行?；鸺某Ｒ?guī)總裝流程，各大工序均為串行安排，發(fā)動
導彈與航天運載技術 2023年2期2023-06-19
- 運載火箭箭體制造關鍵裝備與技術現(xiàn)狀及發(fā)展
切的需求[1]，箭體結構是運載火箭最為關鍵的結構部件，也是火箭制造中的關鍵[2]，如圖1 所示，箭體結構主要由推進劑貯箱、鉚接艙段等部分構成。推進劑貯箱作為運載火箭的主承力結構，是一種大尺寸、薄壁高強鋁合金焊接結構，具有大尺寸、輕質、薄壁和復雜等典型特征。目前，運載火箭主體結構生產的全工藝主要流程如圖2 所示，主要包括了板材成型、銑削加工、鉆鉚、焊接和箭體對接5個主要部分，在過去幾十年的發(fā)展中，這些流程中的制造技術逐漸從以手工操作為主的模式轉向綠色化、自動
制造技術與機床 2023年3期2023-03-10
- 可重復使用運載火箭著陸支腿總體布局與關鍵參數優(yōu)化
回質量約24t,箭體質心距離箭體底部距離為11088 mm,為確保著陸安全性,著陸支腿展開后箭體底部與地面之間要有一定的安全間隙。著陸支腿完全展開后的箭體下端離地高度一方面與著陸支腿的緩沖性能相關,另一方面與著陸支腿幾何參數相關。著陸支腿關鍵幾何參數主要指著陸支腿展開半徑,即足墊中心到箭體對稱面距離以及著陸支腿與水平地面的夾角,具體如圖1所示。圖1 著陸支腿參數示意圖Fig.1 Schematic diagram of the landing leg pa
宇航學報 2022年8期2022-09-23
- 一種基于雙目視覺的箭體晃動在線監(jiān)測方法
體運載火箭、支撐箭體的支架、發(fā)射臺鋼絲軸承、液壓系統(tǒng)等出現(xiàn)塑性變形或故障，可能會引起火箭箭體晃動或傾斜[1]。當晃動或傾斜幅度超出一定范圍會使箭體元件受損，不斷地累積就會造成箭體傾斜或倒塌等嚴重后果。因此，必須實時監(jiān)測火箭箭體的晃動量。通常的方法是，在設備內部安裝陀螺儀傳感器、3 軸加速度傳感器或壓力傳感器進行結構件晃動監(jiān)測，并以晃動量監(jiān)測值來消除誤差影響[2]。設備晃動可能給一些核心元件帶來潛在危險，例如當航天設備中的燃料存儲箱發(fā)生晃動時，會導致燃料泄漏
應用光學 2022年1期2022-02-28
- 基于過載與姿態(tài)參數的開傘載荷快速分析方法
傘主要功能是穩(wěn)定箭體下落姿態(tài)，減速傘降低箭體下落速度，翼傘控制箭體下落軌跡和區(qū)域。在各級傘開傘過程中，降落傘在短時間內迅速彈開并充氣，箭體會受到較大開傘載荷，該載荷是回收箭體結構的重要設計載荷[2-3]。火箭發(fā)射和主動段飛行過程，由于姿態(tài)和飛行參數可控且穩(wěn)定，其載荷能夠通過計算仿真較準確獲得。對于箭體下落和傘降回收過程，空中姿態(tài)和下落飛行參數存在大范圍變化，開傘初始信息無法預先確定，傘和箭體存在強烈相互作用，同時兩者還受到不確定氣動力影響，氣動力與姿態(tài)、下
強度與環(huán)境 2021年5期2022-01-25
- 基于L1輸出反饋自適應方法的火箭姿態(tài)控制
尤其是剛—彈耦合箭體的穩(wěn)定控制而言，L1自適應方法的研究目前比較匱乏。目前，國內關于L1自適應控制理論的研究主要集中于狀態(tài)反饋形式，且控制對象皆為剛體，如：無人飛艇[6]，高超音速飛行器[7]等。考慮到被控系統(tǒng)存在狀態(tài)變量不可測或者不可控的特點，采用全狀態(tài)反饋的狀態(tài)反饋L1自適應控制就不再適用[8]，其中包括本文研究對象運載火箭，因此采用輸出反饋L1自適應方法對其進行穩(wěn)定控制，目前關于該形式的研究在外文文獻中有所涉獵[9-11]，但針對運載火箭進行相關參數
計算機仿真 2021年12期2022-01-22
- 多機并聯(lián)火箭羽流流場及其底部熱環(huán)境分析
機并聯(lián)火箭飛行時箭體底部流場分布極其復雜,且隨飛行高度變化而變化。隨之帶來的箭體底部熱環(huán)境極為惡劣,對箭體底部熱環(huán)境預估的準確性將直接影響火箭底部防熱結構設計的正確性。如果防熱設計考慮不足,飛行過程中艙外結構可能發(fā)生燒蝕,影響飛行成??；如果設計過于保守,又會使得結構偏重,不利于火箭運載性能提升[1-2]。目前國外已有大量學者對多機并聯(lián)火箭羽流及其底部熱環(huán)境進行了研究。早在1961年,Norman等[3]設計了小型四機并聯(lián)火箭并進行了風洞試驗,得到了高空飛行
宇航學報 2021年11期2022-01-20
- 運載火箭滑行段姿控噴管故障自主辨識方法
斷的問題，本文對箭體動力學模型進行推導得出姿控噴管指令、晃動與箭體角加速度的關系式，利用關系矩陣證明了故障辨識的條件，建立了典型姿控噴管故障診斷的邏輯方法，典型仿真證明了方法的有效性。1 液體運載火箭滑行段數學模型1.1 滑行段繞心運動模型運載火箭滑行段飛行，姿控噴管的燃料消耗量有限，箭體參數幾乎不變?；卸沃靼l(fā)動機貯箱的燃料晃動必須考慮，一般繞心動力學模型表示如下：(1)其中,Kφ,Kψ,Kγ分別為俯仰、偏航和滾動通道的控制指令，ωz1，ωy1，ωx1分
航天控制 2021年5期2021-12-07
- 基于ADAMS的火箭頭體分離機構設計仿真分析
作。龍伯球安裝在箭體中，火箭艙段材料為金屬，為滿足龍伯球透波要求，要求在龍伯球工作前火箭進行頭體分離，釋放龍伯球。本文根據龍伯球在火箭上的工作要求，設計了頭體分離方案，并基于ADAMS建立可視化虛擬樣機，對分離過程進行動力學仿真分析。1.頭體分離系統(tǒng)方案設計將龍伯球安裝在箭頭載荷艙端面，球體伸入分離艙中，載荷艙和分離艙對接面為箭頭和箭體的分離面，火箭飛行到彈道高度80km時頭體分離，釋放龍伯球，頭體分離系統(tǒng)見圖1。圖1 頭體分離系統(tǒng)1.1 分離機構設計頭體
中國科技縱橫 2021年12期2021-09-07
- 新一代中型運載火箭級間段配平技術
級間段兩部分。在箭體飛行過程中，首先是前、后級間段分離(第一級間分離面)，一級箭體與二級箭體完成分離；然后是前級間段與煤油箱分離(第二級間分離面)，前級間段被二級箭體拋離。分離系統(tǒng)按其功能主要由三部分組成，即連接解鎖裝置、分離沖擊裝置和火工品引爆裝置。級間段兩個分離面之間的分離解鎖結構均為爆炸螺栓，沿前級間段周向均勻分布有四根分離彈簧提供第二次級間分離的分離沖擊，在第二級間分離面爆炸螺栓起爆解鎖后，前級間段必須順利離開二級箭體，避免前級間段與發(fā)動機之間發(fā)生
機械工程與自動化 2021年2期2021-07-30
- 一種翻滾火箭箭體的運動參數估計方法
括完成任務的火箭箭體、失效衛(wèi)星等。失效衛(wèi)星和火箭箭體在空間攝動力作用下一般處于自由翻滾狀態(tài)，由于其尺寸大、包含未使用的燃料，存在碰撞及爆炸的潛在風險，是在軌主動清除任務中高優(yōu)先級的目標，獲取其在翻滾運動狀態(tài)下的運動參數是近距離安全逼近和操控的重要前提[2]。在空間非合作目標的運動參數估計的研究中，常用的測量傳感器有單目視覺、雙目視覺、ToF深度相機、掃描式激光雷達、非掃描式激光成像雷達等[3-4]。非掃描式激光成像雷達能夠實時獲取目標的三維量測點云數據，對
宇航學報 2021年4期2021-05-24
- 旋轉尾翼火箭測試平臺平衡滾速分析與彈道設計
測量火箭測試平臺箭體旋轉還會由于馬格努斯力和下洗延遲力矩等因素造成平臺的極限圓錐擺運動，對平臺射程和精度造成不利影響[12]，平臺的滾轉速度也有一定設計要求[13]。因此，火箭測試平臺彈道設計是飛行試驗的重要環(huán)節(jié)，平臺飛行力熱環(huán)境模擬能力對試驗結果具有重要影響[14]。目前，火箭測試平臺多采用尾翼進行穩(wěn)定、低速旋轉來減小一些非對稱因素的影響，從而提高平臺的性能。尾翼的不對稱偏差是產生氣動滾轉力矩主要來源，因此無控式平臺尾翼的設計成為關鍵。為了使固定式直尾翼
裝備環(huán)境工程 2021年3期2021-04-08
- 基于點云測量的運載火箭異形管路數字化制造技術
樣導管則是須結合箭體實際安裝邊界加工的產品（箭上手工彎制鋁絲模擬導管走向，箭下按鋁絲樣板彎制導管[1]）。導管取樣造成了導管制造與箭體總裝串行，大幅延長了箭體總裝周期，特別是跨部件導管取樣，還須各箭體裝配對接后才可開展導管取樣工作，對箭體總裝周期影響更為嚴重。根據我國航天強國戰(zhàn)略部署、國家一系列重大工程宇航發(fā)射任務和運載火箭型譜發(fā)展規(guī)劃，未來運載火箭發(fā)射量將大增，但現(xiàn)有導管取樣方式將嚴重制約箭體交付周期[2]。當前，國內外對導管數字化制造的研究正處在發(fā)展階
深空探測學報 2021年1期2021-03-03
- 運載火箭自動加注機器人結構設計及有限元分析
環(huán)境適應性差、對箭體吊裝和安放等配套環(huán)節(jié)要求高、裝置本身體積龐大等不足之處[1-2]。以美國為代表的“架棲”對接加注技術對接及加注的過程中，加注口與加泄連接器均處于相對靜止狀態(tài)，避免了對接和加注過程中由于箭體晃動所產生的對中及隨動難度。但使用前需要由人工先將對接裝置安裝在箭體上，一旦對接裝置與箭體脫落后則無法實現(xiàn)自動再對接，同時，利用箭體發(fā)射所產生的升力進行對接裝置與箭體的強力分離，脫落動作缺乏流暢，易對箭體閥門和貯箱造成傷害[3-5]。我國已研發(fā)了一套基
機械與電子 2021年1期2021-01-11
- 基于通用技術項目教學的水火箭項目開發(fā)與實施
制作方法及水火箭箭體的制作技巧，為通用技術學科把水火箭作為項目教學開展提供參考，亦可作為科技教師指導學生開展科技實踐探究活動提供借鑒。關鍵詞 通用技術;項目教學;水火箭;水火箭發(fā)射器;教學儀器;核心素養(yǎng);技術試驗;科普中圖分類號：G633.67? ? 文獻標識碼：B文章編號：1671-489X（2020）12-0038-031 引言項目教學法是通過實施一個完整的項目而進行的教學活動，其目的是在課堂教學中把理論與實踐教學有機地結合起來，充分發(fā)掘學生的創(chuàng)造潛能
中國教育技術裝備 2020年12期2020-11-30
- 讓火箭飛得更高
學家錢學森反映：箭體的重量直接影響到射程，泄出一些推進劑，不就等于減輕了箭體的自重嗎？這樣一來，火箭不就可以飛得更高嗎？錢學森認真聽取他的建議，當即拍板：“我看這個辦法行！”不久，大漠一聲巨響，火箭發(fā)射成功了！多年以后，王永志成了中國載人航天工程的總設計師。螢火小語：我們要背上理想、道德、進取心以及吃苦耐勞的品質等必要的“推進劑”，然后，大膽地卸下不切實際的夢想、自私心以及好逸惡勞等沉重的包袱，這樣，我們才能像火箭那樣飛得更高，走得更遠，看到更多的人生美景
作文與考試·初中版 2020年26期2020-09-22
- 大長細比火箭氣動彈性分析①
曲剛度越來越小，箭體的氣動載荷分布更加復雜，控制模型的非線性特征更強，火箭氣動彈性控制問題越來越突出。氣動彈性控制技術是未來火箭總體設計的關鍵技術之一，該項技術能有效提升火箭控制精度、降低結構的消極質量、提升彈道規(guī)劃的能力，有利于分析總體參數拉偏范圍對產品性能的影響以及飛行試驗的危險因素來源。針對導彈、飛機的氣動伺服彈性問題，美國航空航天學會作了一系列有關氣動彈性現(xiàn)象、氣動彈性分析和氣動彈性試驗等方面的專題綜述，并對氣動伺服彈性研究的未來發(fā)展趨勢提供指導[
固體火箭技術 2020年4期2020-09-05
- 垂直起降運載器展開鎖定機構設計與仿真分析
穩(wěn)定性較差，需要箭體下部有一定的傾斜角度，不適合圓柱形箭體。連桿式展開半徑大、著陸穩(wěn)定性好，但其結構復雜、質量大等劣勢會影響運載火箭整體的運載能力。外翻式可很好地適應圓柱形箭體，著陸穩(wěn)定性高，可承受過載大，機構自由度大，且不受箭體內部空間的限制，可用于著陸質量較大的運載器。國外垂直起降運載器的典型代表是美國Space-X公司研制的獵鷹系列運載器。獵鷹九號驗證機成功進行了一子級海上濺落試驗和陸地回收試驗。重型獵鷹火箭使用的兩個助推器幾乎同時實現(xiàn)陸地著陸回收，
機械設計與制造工程 2020年8期2020-09-03
- 基于ADAMS的火箭分離機構動力學分析及仿真
罩模型圖分離機構箭體模型如圖2所示。圖2 箭體模型圖火箭分離機構由整流罩與箭體兩個部分組成，在ADAMS中建立的完整模型如圖3所示。圖3 火箭分離機構模型圖箭體的頭部被整流罩包在內部，在分離過程中，整流罩先從箭體彈頭中縱向拔出，接著在分離推力的作用下被側向推離。因此，分離機構的分離仿真過程主要圍繞整流罩和下面箭體的頭部，分析整流罩和箭體頭部是否會發(fā)生接觸或者碰撞。2 分離機構的計算載荷分離體在不同階段主要受兩種載荷影響，一種是外部載荷[5]，包括重力、氣動
機械設計與制造工程 2020年7期2020-08-12
- 火箭發(fā)射前的旅行日記
組裝模式主要包含箭體吊裝、水平運輸、垂直吊裝以及逆向撤收等作業(yè)流程。首先，助推器及芯級箭體在火箭總裝廠內通過行車分別吊裝至交通運輸工具上，然后由這些交通運輸工具將火箭各級箭體分別運抵發(fā)射場技術區(qū)，再通過運輸車轉運到發(fā)射區(qū)實現(xiàn)轉場作業(yè)。進入發(fā)射區(qū)后，首先由發(fā)射塔上配置的塔吊或其他起重機以及作業(yè)人員配合將芯一級箭體從運輸車上起吊，并將其由水平狀態(tài)逐漸翻轉成垂直狀態(tài)，再由起重機將箭體垂直吊起，對準發(fā)射臺，完成芯一級對接;然后，采用同樣方式完成整箭組裝。中國火箭運
知識就是力量 2020年7期2020-07-08
- 基于拉網主動控制的運載火箭回收策略
干擾力矩可能會使箭體傾倒，引起回收任務失敗，從工程安全考慮，一般先實現(xiàn)箭體在目標靶位上空一定距離處懸停。1.2 第二階段減小火箭推力，運載火箭在重力作用下緩緩降落并著陸。在運載火箭自身攜帶的著陸機構的幫助下，實現(xiàn)運載火箭平穩(wěn)著陸。該過程中，最為關鍵的是吸收著陸沖擊載荷的緩沖器技術，實踐表明，基于推力器反推軟著陸的運載火箭回收方案，技術難度大，對控制要求較高，稍有不慎即可能導致回收任務功虧一簣。2 拉網主動控制2.1 工作流程針對垂直返回運載火箭著陸階段可靠
力學與實踐 2020年2期2020-05-18
- 某運載火箭環(huán)抱型分體式滾動環(huán)的研制與裝配
全性問題，但由于箭體各部段的結構連接形式不同，采用整體式專用滾動環(huán)設計理念，借用各部段外部結構進行固定的滾動環(huán)無法在單部段、部段組合體和全箭狀態(tài)下通用，造成滾動裝配過程存在滾動環(huán)裝配位置重復、裝配次數頻繁、裝配過程與總裝過程沖突等情況，這種滾動環(huán)設計理念和結構形式制約了運載火箭滾動裝配模式的應用。圖1 獵鷹9火箭裝配工位國外已開展了運載火箭滾動裝配模式應用，例如美國SpaceX公司的獵鷹9火箭的裝配工位，全箭使用滾動裝配模式，覆蓋全箭的一級和二級[4，5]
航天制造技術 2020年1期2020-03-28
- 復燃對液體火箭返回階段底部熱環(huán)境的影響
流，將會直接沖擊箭體底面以及著陸支腿，引起的熱環(huán)境將更為嚴重和復雜。國內外對于火箭底部熱環(huán)境的研究從未間斷過。美國在研制 土星I（1965）［5］、大力神III（1970，1972）［6-7］的過程中，就通過地面風洞試驗研究了上升階段底部不同區(qū)域加熱熱流呈現(xiàn)的變化趨勢。國內起步較晚，北京空間動力研究院（2002）［8］、國防科技大學（2002）［9］、上海交通大學（2009）［10］、北京航空航天大學（2011）［11］等分別利用數值模擬方法對高空過渡區(qū)羽
上海航天 2020年1期2020-02-26
- 三助推捆綁水火箭制作與創(chuàng)新
器和一個單體多節(jié)箭體組成。它能夠實現(xiàn)三助推器和單體多節(jié)箭體的自動分離，讓水火箭飛得更高，更遠，它是目前已知的最先進的水火箭，也是射程最高的水火箭之一，最高可達500 m。二、研究背景國內有關三助推火箭的研發(fā)比較少，多為單節(jié)水火箭，射程比較近，一般50 m左右。國外關于水火箭的研究比較多，其中澳大利亞的一對父子對水火箭設計得最為先進，射程更遠，可達150 m以上，并實現(xiàn)三助推水火箭的有效回收，實現(xiàn)二次或多次利用，節(jié)約成本。目前，國內各個學校都在大力開展選修課
中國現(xiàn)代教育裝備 2019年22期2019-12-11
- 返回式探空火箭裙錐減速器方案設計及分析
后，如圖1所示。箭體與減速錐體組合體下降時受重力和氣動阻力的合力，其中氣動阻力系數與錐體形狀、下降速度和高度相關[11]，本文針對下落的空氣阻力參數和下降時的降落過程進行建模計算，并對減速器承受的氣動載荷進行結構應力分析。圖1 箭體與減速錐體組合體Fig.1 Combination of rocket body and deceleration cone使用Fluent進行氣動阻力的計算，使用Matlab中的Simulink工具建立飛行動力學模型進行下落速
中國空間科學技術 2019年5期2019-11-26
- 運載火箭發(fā)射平臺垂直度調整控制算法研究
部分，目的是調整箭體的初始垂直度，以滿足火箭姿態(tài)精度控制要求[1~6]。運載火箭通過與發(fā)射平臺支承臂機械接口豎立在發(fā)射平臺上，中國運載火箭除新一代大型運載火箭外，均為4個支承臂支承運載火箭箭體的支承方式，故稱為“四點支承”。支承臂是發(fā)射平臺的部組件之一，通過液壓動力驅動支承臂可實現(xiàn)支承臂的伸縮運動，運載火箭采用四點支承時，通過對4個支承臂的協(xié)調動作，即可實現(xiàn)運載火箭的垂直度調整操作。實際操作時，還需要固連在箭體上的水平度傳感器或運載火箭二子級的慣性導航設備
導彈與航天運載技術 2019年5期2019-11-12
- 基于慣組加速度計的主動載荷控制技術研究
多的是利用固連在箭體上的加速度計來獲得測量信息，用來估算攻角，從而參與減載控制。1.1 俯仰通道動力學模型引入加速度計反饋后，整個姿控系統(tǒng)的結構如圖1所示。圖1 加入減載回路姿控系統(tǒng)示意Fig.1 Control System Block Diagram with Load Relief Control Loop下面通過理論分析引入加速度計對姿態(tài)控制系統(tǒng)的影響，為了能夠簡單清楚的說明主動減載方案的原理，對運載火箭姿態(tài)動力學方程[10]進行如下簡化（以俯仰通
導彈與航天運載技術 2019年4期2019-09-23
- 某型火箭靜態(tài)應力及地震響應譜分析
證存在較多難題。箭體的抗震性能直接影響人員和設備的人身和財產安全，因此驗證火箭整體的安全性，對箭體結構進行地震響應譜分析是十分必要的。在振動條件下，Wenyong Tang等[2]提出了一種新的模型來研究貯箱內推進劑的晃動，包括波浪斷裂，波浪沖擊側壁和圓底，介紹了液體晃動模型在仿真分析中獲取的方法。朱琳等[3]分析液體燃料運載火箭的推進劑與貯箱的耦合振動時，采用精確建模、工程化快速計算及火箭液固耦合燃料系統(tǒng)等效模態(tài)參數，為火箭復雜液固耦合結構的三維精確模型
兵器裝備工程學報 2019年8期2019-09-02
- 液體運載火箭長細比設計研究
綁助推器、大直徑箭體結構等方案,其主要目的是控制火箭的長細比在合理的范圍內。CZ-5相比現(xiàn)役的其他長征系列運載火箭的一個顯著特點就是首次采用了5m直徑箭體結構,原因是火箭規(guī)模增大后,若仍采用現(xiàn)有的3.35m直徑箭體結構,即使采用捆綁助推器的方案,火箭的長細比仍較大。長細比過大給火箭的總體設計帶來諸多問題,例如長細比增大后全箭彈性頻率下降,姿控穩(wěn)定性設計難度大幅增加；還會使飛行中的彎矩載荷、地面起吊、運輸和起豎載荷顯著增加,由此產生結構加強帶來的結構效率下降
宇航總體技術 2019年3期2019-06-10
- 三種常用火箭測發(fā)模式下發(fā)射支持系統(tǒng)設備需求研究
發(fā)射場技術區(qū)開展箭體的組裝、測試后垂直轉場，轉場過程中保持箭地連接狀態(tài)與測試狀態(tài)不變，確保在發(fā)射區(qū)可以不測試或簡單測試即可進入發(fā)射程序。國內外采用此測發(fā)模式的型號有CZ-2F、土星V、航天飛機、宇宙神5、阿里安V、H-II等。1.3 “兩平兩垂”測發(fā)模式“兩平兩垂”即水平測試、水平運輸、垂直組裝、垂直測試，典型流程為：發(fā)射場技術區(qū)開展簡單測試后水平轉場，發(fā)射陣地利用勤務塔上的塔吊將各級箭體和星罩組合體對接到發(fā)射臺上，經過測試后進入發(fā)射程序。隨著測試技術的不
導彈與航天運載技術 2019年2期2019-04-30
- 載夢飛天
主要分為整流罩、箭體、助推器、底座四部分，并配有特殊發(fā)射系統(tǒng)。模型火箭升空后，利用發(fā)動機開傘劑燃燒產生的大量氣體推出條幅及降落傘。1.整流罩外形分為圓錐、圓柱、圓臺三部分。圓錐使用扇形銅版紙粘合，圓柱使用矩形銅版紙粘合，圓臺使用扇弧銅版紙粘合。整流罩圓柱下端設有倒置泡沫塑料圓錐，以保證整流罩可安放在箭體上，并在分離時不受額外阻力。2.箭體實際長度為1 250mm，直徑100mm，頂部50mm被整流罩遮擋。箭體內襯使用酚醛塑料（電木）薄片圍成，外襯使用銅版紙
發(fā)明與創(chuàng)新·中學生 2019年1期2019-03-23
- 基于機器人系統(tǒng)的拼焊型導管數字化取樣制造技術研究
運載火箭中，由于箭體的制造誤差、發(fā)動機的制造和裝配誤差以及各組件的裝配累積誤差等原因，造成連接這些部位的導管必須根據箭上實際裝配空間開展產品制造方可保證其在箭體上的精確對接裝配。本文針對這種類型的拼焊型導管，開展了基于機器人系統(tǒng)的數字化取樣制造技術研究，通過掃描測量獲取導管在箭體上的實際裝配空間，并采用基于機器人的柔性裝配測量系統(tǒng)進行復現(xiàn)，基于此實現(xiàn)在導管制造車間內模擬箭體總裝現(xiàn)場的取樣制造，最后通過掃描導管三維實體模型進行導管在箭體三維模型中的模裝，實現(xiàn)
航天制造技術 2019年1期2019-03-20
- 基于Matlab/Simulink的新型火箭建模與仿真平臺搭建
推力和推力矩,使箭體產生六自由度運動,從而推動箭體按既定軌道運行,達到將衛(wèi)星送入預定軌道的目的。因此,在運載火箭的新型號模型驗證和半實物仿真驗證的過程中,建立正確的六自由度箭體運動仿真模型具有重要意義。從20世紀60 年代開始國外一些學者開展了火箭六自由度仿真研究,形成了一套完整的方法和理論,使得六自由度仿真試驗成為控制系統(tǒng)設計階段不可缺少的手段,推動了試驗一體化、智能化的諸多進展[2]。至今,國內各大科研院校不斷總結經驗,在火箭六自由度仿真方面取得了一定
系統(tǒng)仿真技術 2018年4期2019-01-18
- 載夢飛天
——九引擎大型模型火箭的設計制作與發(fā)射
主要分為整流罩、箭體、助推器、底座四部分，并配有特殊發(fā)射系統(tǒng)。模型火箭升空后，利用發(fā)動機開傘劑燃燒產生的大量氣體推出條幅及降落傘。1.整流罩外形分為圓錐、圓柱、圓臺三部分。圓錐使用扇形銅版紙粘合，圓柱使用矩形銅版紙粘合，圓臺使用扇弧銅版紙粘合。整流罩圓柱下端設有倒置泡沫塑料圓錐，以保證整流罩可安放在箭體上，并在分離時不受額外阻力。圖12.箭體實際長度為1 250mm，直徑100mm，頂部50mm被整流罩遮擋。箭體內襯使用酚醛塑料（電木）薄片圍成，外襯使用銅
發(fā)明與創(chuàng)新 2019年2期2019-01-12
- 重型火箭“三平”模式水平對接、組裝及轉載技術探討
轉載主要指將各級箭體及助推器模塊在水平狀態(tài)下完成對接、組裝并轉載到起豎車上的過程。該過程涉及各級箭體模塊吊裝、支撐、姿態(tài)調整、組裝連接等大量操作，選擇的方案不同，對箭體結構要求、地面設備配套相應會產生較大的影響，而隨著箭體規(guī)模增大，對方案的選擇就增加了很多限制條件。重型運載火箭為三級火箭，最大構型捆綁4個助推器，總長約100 m，芯級直徑10 m，助推直徑5 m，其尺寸規(guī)模已遠超中國現(xiàn)有火箭規(guī)模，甚至超過了俄羅斯的能源號及美國的土星5。因此，針對重型運載火
導彈與航天運載技術 2018年6期2018-12-26
- 為什么火箭升空前要穿“雨衣”
直接；中刷，而且箭體表面、管路上的冷凝水也要進行防水處理，要不然會影響正常發(fā)射。例如，火箭加注燃料后，受液氫液氧低溫推進劑影響，箭體表面的溫度較低，冷凝水會像下雨一樣順著箭體下流，如果火箭上有縫隙，水就會流入箭體內。所以，對火箭防水的設計要滲透到每一個細節(jié)，例如，在火箭部段對接處、細小的孔徑和縫隙處都要加密封條及涂硅橡膠等，而平衡整流罩內外壓力的排氣孔也要做專門的防水處理。因此，科研人員為避免在下雨天發(fā)射“臨時抱佛腳”，火箭在零部件研制和生產等環(huán)節(jié)，就會從
軍事文摘·科學少年 2018年4期2018-09-29
- 箭體結構連接剛度影響因素研究
760 引言火箭箭體由若干個艙段或部件組成，各部件之間有一些對接面，通過對接面上的連接件將部件連成一個整體。通常，箭體各艙段之間采用箭體連接結構，用螺栓進行連接。典型的螺接方式是將兩個組件的對接面，用沿組件周向分布且與外框緣平行的螺栓（也可以是螺釘、銷釘等連接件）連接固定。這種連接方式使組件連接面上的作用內力包含剪力、彎矩、軸向壓力。連接面上的內力由螺栓受拉和對接框的部分端面受擠壓來傳遞。軸向壓力由連接框的端面受壓來傳遞。部件間的剪力傳遞因存在對接面之間的
中國機械工程 2018年16期2018-09-08
- 制作紙火箭
，一半制作火箭的箭體，另一半制作火箭的尾翼，把半張紙輕輕地卷在塑料水管上，卷成一個圓筒，并在紙的最外邊用膠棒粘住。這個圓筒要能在塑料水管上輕松滑動且不會輕易脫落。4.在圓筒的頂端，用剪刀剪開四個口，并用膠棒粘成箭頭形狀。用餐巾紙團成和圓筒直徑相當的紙團，或者把塑料泡沫剪成一個小尖頭，用膠棒在外表抹一抹后塞進箭體，堵在箭頭那里，仔細將箭頭用膠粘好，除了形狀好看外，還要防止漏氣。5.在剩下的半張紙上，畫出四只尾翼的形狀，用剪刀剪下來。把每只尾翼折一下，然后均勻
百科探秘·航空航天 2018年1期2018-05-14
- 中學物理知識在捆綁式多級水火箭研制中的應用
料扎帶和4個捆綁箭體組成。分離套筒是2.5L汽水瓶截去瓶口、瓶底留下的瓶身，用來放置水火箭主體，并在主體與捆綁部分分離時，作為主體繼續(xù)上升的導向裝置。捆綁箭體由4個二通單級水火箭組成。分離套筒與4個捆綁箭體用AB膠粘牢，并用捆綁扎帶將捆綁箭體緊緊連為一體。捆綁部分分離的工作原理發(fā)射時，4個捆綁箭體的噴口和主體的1個噴口同時噴水，由于5個噴口的直徑相同，主體的裝水量比單個捆綁箭體的裝水量要多得多。此時，根據動量守恒和牛頓第二定律，捆綁箭體的加速度比主體大，通
中國科技教育 2016年10期2017-10-27
- 基于六自由度動力學模型的火箭推力下降故障仿真
劑消耗緩慢，致使箭體質量分布不對稱，引起箭體質心偏移；二是產生推力不平衡干擾力矩，加大姿態(tài)控制難度；三是降低擺動發(fā)動機的控制力矩。由于發(fā)動機推力下降甚至關機導致的事故非常多，據統(tǒng)計，1984年長征三號發(fā)射試驗通信衛(wèi)星，由于液氧發(fā)動機不能再次點火，衛(wèi)星未能進入預定軌道；1991年長征三號發(fā)射通信衛(wèi)星，由于火箭發(fā)動機提前關機，衛(wèi)星未能進入預定軌道［2］。2012年美國Space X公司的獵鷹9號運載火箭升空80 s后，1號發(fā)動機推力異常而被姿控系統(tǒng)提前關閉［3
載人航天 2017年5期2017-10-18
- “東風一號”帶降模型火箭的訓練要點與競賽經驗
外，餐巾紙被噴出箭體后不易和飄帶粘在一起。2.準備5-6張塑料薄膜（可用2μm厚的塑料袋），剪成直徑85mm左右的圓形，用于包裹活塞紙團，增加箭體內部裝填后的密封性，并減小紙團高速噴出時與箭體內壁的摩擦阻力。3.準備長度1m左右的大力馬魚線（直徑為1.0-2.0號）。魚線用于模型火箭連接飄帶的系留線，先繞在卡紙片上備用。4.準備一罐爽身粉，并在瓶蓋上用錐子扎出一些小孔，方便模型組裝時進行撲粉作業(yè)。5.準備管狀502膠水。這種包裝的膠水比較粘稠，使用時像擠牙
航空模型 2017年4期2017-07-29
- 基于誤差四元數的火箭主動滾轉控制技術研究
滾轉飛行時，由于箭體的持續(xù)性滾轉引起耦合效應，使其動力學和控制特性變得復雜。對于采用捷聯(lián)慣組方案的主動滾轉火箭，四元數控制方法可以不需要或減少姿態(tài)角的三角函數解算，避免歐拉角解算出現(xiàn)奇異值等問題。針對捷聯(lián)慣組方案的助推段主動滾轉火箭，對其動力學特性和誤差四元數控制技術進行了相關研究。滾轉火箭；姿態(tài)控制；誤差四元數；0 引 言火箭助推段主動滾轉飛行時，箭體的持續(xù)滾轉將使其運動及動力學特性呈現(xiàn)新特點，并對控制系統(tǒng)產生影響。對于采用捷聯(lián)慣組方案的主動滾轉火箭，四
導彈與航天運載技術 2017年1期2017-04-25
- 新一代運載火箭近距平瞄指標范圍分析
簡易發(fā)射的火箭，箭體軸線偏斜、加注變形、日照變形、風擺漂移等眾多因素看似相互獨立卻又互相耦合的影響箭上目標棱鏡和起豎架上瞄準設備間相對關系。加之瞄準上儀器集成于起豎系統(tǒng)，懸掛于高空，空間緊張，設備體積、質量等均受限，瞄準范圍可調量有限。上述因素增加了瞄準范圍指標提出的難度，同時，若所提范圍過大，將增加產品設計難度；若范圍過小，很可能無法解決累積偏差的影響，導致無法瞄準。因此，合理選擇瞄準設備理論工作位置，準確計算瞄準指標范圍，解決動態(tài)、靜態(tài)偏差對瞄準的影響
導彈與航天運載技術 2016年4期2016-04-13
- 重型火箭貯箱過渡環(huán)技術的突破
，為我國超大直徑箭體結構的設計、制造、試驗等技術奠定基礎，也為我國重型運載火箭結構件輕質化設計提供了技術支撐。以往型號產品的過渡環(huán)通常采用把各部段之間焊接起來的分段式鍛造，而重型火箭的過渡環(huán)直徑大，界面形式特殊且復雜，焊接時可能會產生瑕疵，在未來執(zhí)行任務的過程中，可能會因受力狀況的復雜，遭到難以預料的破壞。重型火箭采用了超大直徑箭體結構設計，位于連接貯箱的筒段、前后底與火箭的箱間段之間的過渡環(huán)直徑很大，是傳力的關鍵部位，受力較集中。我國現(xiàn)役運載火箭芯級最大
知識就是力量 2016年2期2016-02-01
- 簡易模型火箭的制作
，主要包括頭錐、箭體、尾翼、發(fā)動機，有的還會在箭體中加入降落傘與載重。本文介紹了一種簡易模型火箭的制作方法，可培養(yǎng)學生的專業(yè)綜合能力、創(chuàng)新能力和工程實踐能力。一、設計制作使用Openrocket軟件設計模型火箭圖紙（如圖1），并進行模擬仿真，改進設計。1.頭錐一個合適的頭錐對整個火箭的空氣動力性能極為關鍵。常用的頭錐一般有圓錐形、尖拱形、橢圓形、拋物線形等。其中拋物線形阻力較小，在真實的火箭中最常用，但制作較為麻煩，需要在車床上精確加工，費時費力。圓錐形頭
發(fā)明與創(chuàng)新·中學生 2015年11期2015-11-30
- 箭體結構設計知識管理平臺研究
載火箭技術研究院箭體結構設計經過50 年的發(fā)展，已經積累了豐富的知識資源，建立了較為完善的設計師隊伍與研發(fā)流程。但是，箭體結構設計在知識管理方面還存在一些不足:設計知識缺乏科學管理，設計師之間不能共享知識;新設計師成長速度慢，對經驗豐富的設計師依賴較大;相同設計知識的設計數據格式多樣，相互之間難以轉化;箭體設計流程分為多個設計階段，但每個設計階段對設計知識需求的側重點不同，造成知識推送困難。本文針對箭體結構設計的現(xiàn)狀，研究箭體結構設計知識管理平臺，實現(xiàn)設計
計算機與現(xiàn)代化 2015年7期2015-11-26
- 基于流程管控的箭體結構設計知識管理研究
等基于流程管控的箭體結構設計知識管理研究◎北京宇航系統(tǒng)工程研究所 郭永輝等*隨著知識經濟時代的到來，知識的急劇增長產生了知識爆炸現(xiàn)象，國內外學術界也掀起了對知識管理的研究，但企業(yè)目前在獲取有用知識的工具和能力方面嚴重滯后，影響到知識資源在知識產生、占有、配置和消費過程中的有效利用。近年來，中國運載火箭技術研究院面臨的多型號并舉和高密度發(fā)射的局勢，以及未來市場化轉型的形勢，對箭體結構研制能力和效率提出了更高要求。如何充分利用知識與經驗推動能力建設，加速開展技
航天工業(yè)管理 2015年5期2015-03-16
- 探究火箭推進劑加注機器人
的火箭加注口位于箭體尾段，自動對接裝置位于半地下的坑道里。對接機構與加注口兩者基本處于相對靜止狀態(tài)，因此其對中檢測系統(tǒng)可大為簡化，采用氣壓驅動，通過錐桿式機械導向便能實現(xiàn)自動對接?！凹軛睂与m然具有對接及脫離簡便可靠、操作時間短等優(yōu)點，并具有脫離后重復利用的功能，但其核心屬于剛性裝配技術，不可避免地存在環(huán)境適應性差（只適用于加注口位于箭體尾段的火箭）、對箭體吊裝和安放等配套環(huán)節(jié)要求高、裝置本身體積龐大等不足之處，由此帶來的缺陷對于多級火箭則更加明顯?；鸺?/div>
機器人產業(yè) 2015年5期2015-03-01
- 我國首次實現(xiàn)全箭無開口、無凸起物結構設計
某演示驗證運載器箭體結構設計中首次實現(xiàn)全箭無開口、無凸起物的結構設計，為運載火箭箭體結構設計積累了寶貴經驗。在傳統(tǒng)運載火箭箭體結構設計中，操作窗口、吊裝孔等結構形式會使火箭表面形成凹坑或凸起。該運載火箭的飛行環(huán)境與以往大為不同，且面臨更加嚴酷的熱環(huán)境條件，采用傳統(tǒng)的凸起部位和口蓋設計方法，需要增加較大的防熱結構質量，有些凸起部位甚至難以設計出滿足防熱要求的結構形式。為此，設計人員提出改進測試流程、包環(huán)式起吊、電纜內埋等技術途徑，取消了儀器操作窗口、吊裝孔和航天工業(yè)管理 2014年5期2014-08-15
- 晃動基座初始對準環(huán)境建模與仿真
中，通常需要模擬箭體在風擾動條件下的運動過程，并生成慣組測量輸出數據，為初始對準仿真驗證提供必要條件。對于初始對準用的慣組數據，工程上通常加入正弦或隨機項模擬箭體晃動，但這種人為加入的運動并不能全面、真實地反應地面風的影響。因此，研究風擾動下初始對準環(huán)境建模與仿真方法具有重要意義。本文研究了風擾動下火箭晃動環(huán)境的建模與仿真方法。該方法結合風場特性和振動理論，建立了地面風和箭體振動模型，并給出了捷聯(lián)慣組測量輸出的理想模型和誤差模型。根據所建立的模型，比較了模航天控制 2013年3期2013-05-15
- 旋轉固體火箭變質量運動特性分析①
變，此變化對整個箭體運動必然產生影響。對于旋轉固體火箭，可視其旋轉箭體為一變質量陀螺。而目前對于單通道的旋轉固體火箭，在用于狀態(tài)分析與型號設計的火箭數學模型中，由于“固化原理”的使用，其每個計算階段均不考慮箭體的變質量特性［1］。因此，關于箭體的變質量特性對箭體的動力學方面的影響，在目前通用的火箭數學模型中是無法體現(xiàn)的。就旋轉飛行器而言，固體發(fā)動機的變質量作用對飛行器姿態(tài)的影響，已有一些從發(fā)動機內部非穩(wěn)態(tài)氣流、裝藥方式等角度的研究［2－6］。本文將從變質量固體火箭技術 2012年6期2012-08-31
- 基于Fluent計算的火箭離軌姿態(tài)運動仿真與分析
刻流場運動狀態(tài)對箭體姿態(tài)的影響。Fluent;離軌;剩余液體;用戶互動功能(UDF)隨著運載火箭技術的進步，使用液體推進劑的火箭已經成為航天器的主要運載工具。一些一次性使用的運載火箭和重復使用的航天飛行器，在主發(fā)動機關機后，不可用推進劑、安全儲備、以及飛行混合比偏差所引起的剩余推進劑都將存留在貯箱里。這些殘存的液體燃料在貯箱里的運動將會影響到運載火箭的姿態(tài)運動，甚至引起火箭姿態(tài)失穩(wěn)。因此對貯箱里殘存液體的運動分析和計算是十分必要的。實際工程中，運載火箭在分航天控制 2012年3期2012-08-12
- 可以任意角度發(fā)射的水火箭
40)通過在水火箭體內放置一個帶小孔的活塞,改變了以往水火箭只能豎直或斜向上發(fā)射,不能水平、斜向下或豎直向下發(fā)射的不足,使水火箭可以在任意角度發(fā)射.水火箭;帶孔活塞;彈簧近些年,水火箭被廣大教育工作者推廣到物理教學和課外科技活動中,期刊和專利文獻中出現(xiàn)了許多令人鼓舞的成果.文獻[1-4]中介紹的水火箭只能豎直或斜向上發(fā)射,不能斜向下或豎直向下發(fā)射,一旦往下發(fā)射,水不能被水火箭內氣體噴出,起不到噴水作用,影響實驗效果.本文通過在箭體內置帶小孔的活塞,實現(xiàn)了可物理實驗 2010年10期2010-09-20
- 我國首次實現(xiàn)全箭無開口、無凸起物結構設計