箭体
- 火箭质量、质心测量设备的校准
总体设计要求,在箭体结构总装前和总装后,需对箭体质量和纵向、横向质心位置进行测量,参数是否准确,将直接影响火箭飞控精度。由于箭体结构尺寸较大,生产加工过程中可能存在尺寸偏差,模型理论数据计算的质量、质心数据和实际生产出的产品存在偏差,需要使用质量、质心测量设备进行测量。同时需要对质量、质心测量设备进行校准,使最终测量数据满足运载火箭飞行时控制需求。2 测试原理质量、质心测量设备的测量方法是:在火箭箭体两端安装滚动环,滚动环将箭体抱紧,通过安装在测量设备底部
机械制造 2023年10期2023-11-13
- 弱模型依赖的运载火箭液体晃动自适应控制方法公开
模态共同构建火箭箭体动力学模型。液体晃动阻尼通过理论计算得到的解析解或近似解需要进行试验确认［2］。实际飞行的结果分析显示，晃动的频率理论值也存在一定的偏差。液体运载火箭推进剂晃动运动，由火箭箭体的姿态运动的牵连惯性力所激励［3］。姿态控制系统应对晃动不稳定问题，常采用被动控制与主动控制两种策略。被动控制采用增加防晃结构的方法，但这会损失火箭的运载能力，也会使结构建造变得复杂，难以适应任务的多变性。主动控制则通过提升晃动频段的相位裕度或者限制晃动谐振幅值来
导弹与航天运载技术 2023年3期2023-09-27
- 限定条件下火箭发动机换装流程优化研究与实践
分解发动机机架与箭体的连接，发动机整体下箭并返回生产厂。在发动机生产厂继续分解其内部组件，进而更换核心零件。更换零件后，按照正向流程完成发动机装配、交付全箭总体，开展发动机上箭安装、连接管路、敷设电缆和对接尾段等一系列总装工作。按此方案，整个换装过程中火箭箭体一直保持水平状态，换装流程为串行安排，环节多、周期长，将无法实现既定的出厂和发射计划。2 问题分析按照常规流程，发动机换装工作具有以下特点：a）工序串行。火箭的常规总装流程，各大工序均为串行安排，发动
导弹与航天运载技术 2023年2期2023-06-19
- 运载火箭箭体制造关键装备与技术现状及发展
切的需求[1]，箭体结构是运载火箭最为关键的结构部件，也是火箭制造中的关键[2]，如图1 所示，箭体结构主要由推进剂贮箱、铆接舱段等部分构成。推进剂贮箱作为运载火箭的主承力结构，是一种大尺寸、薄壁高强铝合金焊接结构，具有大尺寸、轻质、薄壁和复杂等典型特征。目前，运载火箭主体结构生产的全工艺主要流程如图2 所示，主要包括了板材成型、铣削加工、钻铆、焊接和箭体对接5个主要部分，在过去几十年的发展中，这些流程中的制造技术逐渐从以手工操作为主的模式转向绿色化、自动
制造技术与机床 2023年3期2023-03-10
- 可重复使用运载火箭着陆支腿总体布局与关键参数优化
回质量约24t,箭体质心距离箭体底部距离为11088 mm,为确保着陆安全性,着陆支腿展开后箭体底部与地面之间要有一定的安全间隙。着陆支腿完全展开后的箭体下端离地高度一方面与着陆支腿的缓冲性能相关,另一方面与着陆支腿几何参数相关。着陆支腿关键几何参数主要指着陆支腿展开半径,即足垫中心到箭体对称面距离以及着陆支腿与水平地面的夹角,具体如图1所示。图1 着陆支腿参数示意图Fig.1 Schematic diagram of the landing leg pa
宇航学报 2022年8期2022-09-23
- 一种基于双目视觉的箭体晃动在线监测方法
体运载火箭、支撑箭体的支架、发射台钢丝轴承、液压系统等出现塑性变形或故障，可能会引起火箭箭体晃动或倾斜[1]。当晃动或倾斜幅度超出一定范围会使箭体元件受损，不断地累积就会造成箭体倾斜或倒塌等严重后果。因此，必须实时监测火箭箭体的晃动量。通常的方法是，在设备内部安装陀螺仪传感器、3 轴加速度传感器或压力传感器进行结构件晃动监测，并以晃动量监测值来消除误差影响[2]。设备晃动可能给一些核心元件带来潜在危险，例如当航天设备中的燃料存储箱发生晃动时，会导致燃料泄漏
应用光学 2022年1期2022-02-28
- 基于过载与姿态参数的开伞载荷快速分析方法
伞主要功能是稳定箭体下落姿态，减速伞降低箭体下落速度，翼伞控制箭体下落轨迹和区域。在各级伞开伞过程中，降落伞在短时间内迅速弹开并充气，箭体会受到较大开伞载荷，该载荷是回收箭体结构的重要设计载荷[2-3]。火箭发射和主动段飞行过程，由于姿态和飞行参数可控且稳定，其载荷能够通过计算仿真较准确获得。对于箭体下落和伞降回收过程，空中姿态和下落飞行参数存在大范围变化，开伞初始信息无法预先确定，伞和箭体存在强烈相互作用，同时两者还受到不确定气动力影响，气动力与姿态、下
强度与环境 2021年5期2022-01-25
- 基于L1输出反馈自适应方法的火箭姿态控制
尤其是刚—弹耦合箭体的稳定控制而言，L1自适应方法的研究目前比较匮乏。目前，国内关于L1自适应控制理论的研究主要集中于状态反馈形式，且控制对象皆为刚体，如：无人飞艇[6]，高超音速飞行器[7]等。考虑到被控系统存在状态变量不可测或者不可控的特点，采用全状态反馈的状态反馈L1自适应控制就不再适用[8]，其中包括本文研究对象运载火箭，因此采用输出反馈L1自适应方法对其进行稳定控制，目前关于该形式的研究在外文文献中有所涉猎[9-11]，但针对运载火箭进行相关参数
计算机仿真 2021年12期2022-01-22
- 多机并联火箭羽流流场及其底部热环境分析
机并联火箭飞行时箭体底部流场分布极其复杂,且随飞行高度变化而变化。随之带来的箭体底部热环境极为恶劣,对箭体底部热环境预估的准确性将直接影响火箭底部防热结构设计的正确性。如果防热设计考虑不足,飞行过程中舱外结构可能发生烧蚀,影响飞行成败；如果设计过于保守,又会使得结构偏重,不利于火箭运载性能提升[1-2]。目前国外已有大量学者对多机并联火箭羽流及其底部热环境进行了研究。早在1961年,Norman等[3]设计了小型四机并联火箭并进行了风洞试验,得到了高空飞行
宇航学报 2021年11期2022-01-20
- 运载火箭滑行段姿控喷管故障自主辨识方法
断的问题，本文对箭体动力学模型进行推导得出姿控喷管指令、晃动与箭体角加速度的关系式，利用关系矩阵证明了故障辨识的条件，建立了典型姿控喷管故障诊断的逻辑方法，典型仿真证明了方法的有效性。1 液体运载火箭滑行段数学模型1.1 滑行段绕心运动模型运载火箭滑行段飞行，姿控喷管的燃料消耗量有限，箭体参数几乎不变。滑行段主发动机贮箱的燃料晃动必须考虑，一般绕心动力学模型表示如下：(1)其中,Kφ,Kψ,Kγ分别为俯仰、偏航和滚动通道的控制指令，ωz1，ωy1，ωx1分
航天控制 2021年5期2021-12-07
- 基于ADAMS的火箭头体分离机构设计仿真分析
作。龙伯球安装在箭体中，火箭舱段材料为金属，为满足龙伯球透波要求，要求在龙伯球工作前火箭进行头体分离，释放龙伯球。本文根据龙伯球在火箭上的工作要求，设计了头体分离方案，并基于ADAMS建立可视化虚拟样机，对分离过程进行动力学仿真分析。1.头体分离系统方案设计将龙伯球安装在箭头载荷舱端面，球体伸入分离舱中，载荷舱和分离舱对接面为箭头和箭体的分离面，火箭飞行到弹道高度80km时头体分离，释放龙伯球，头体分离系统见图1。图1 头体分离系统1.1 分离机构设计头体
中国科技纵横 2021年12期2021-09-07
- 新一代中型运载火箭级间段配平技术
级间段两部分。在箭体飞行过程中，首先是前、后级间段分离(第一级间分离面)，一级箭体与二级箭体完成分离；然后是前级间段与煤油箱分离(第二级间分离面)，前级间段被二级箭体抛离。分离系统按其功能主要由三部分组成，即连接解锁装置、分离冲击装置和火工品引爆装置。级间段两个分离面之间的分离解锁结构均为爆炸螺栓，沿前级间段周向均匀分布有四根分离弹簧提供第二次级间分离的分离冲击，在第二级间分离面爆炸螺栓起爆解锁后，前级间段必须顺利离开二级箭体，避免前级间段与发动机之间发生
机械工程与自动化 2021年2期2021-07-30
- 一种翻滚火箭箭体的运动参数估计方法
括完成任务的火箭箭体、失效卫星等。失效卫星和火箭箭体在空间摄动力作用下一般处于自由翻滚状态，由于其尺寸大、包含未使用的燃料，存在碰撞及爆炸的潜在风险，是在轨主动清除任务中高优先级的目标，获取其在翻滚运动状态下的运动参数是近距离安全逼近和操控的重要前提[2]。在空间非合作目标的运动参数估计的研究中，常用的测量传感器有单目视觉、双目视觉、ToF深度相机、扫描式激光雷达、非扫描式激光成像雷达等[3-4]。非扫描式激光成像雷达能够实时获取目标的三维量测点云数据，对
宇航学报 2021年4期2021-05-24
- 旋转尾翼火箭测试平台平衡滚速分析与弹道设计
测量火箭测试平台箭体旋转还会由于马格努斯力和下洗延迟力矩等因素造成平台的极限圆锥摆运动，对平台射程和精度造成不利影响[12]，平台的滚转速度也有一定设计要求[13]。因此，火箭测试平台弹道设计是飞行试验的重要环节，平台飞行力热环境模拟能力对试验结果具有重要影响[14]。目前，火箭测试平台多采用尾翼进行稳定、低速旋转来减小一些非对称因素的影响，从而提高平台的性能。尾翼的不对称偏差是产生气动滚转力矩主要来源，因此无控式平台尾翼的设计成为关键。为了使固定式直尾翼
装备环境工程 2021年3期2021-04-08
- 基于点云测量的运载火箭异形管路数字化制造技术
样导管则是须结合箭体实际安装边界加工的产品（箭上手工弯制铝丝模拟导管走向，箭下按铝丝样板弯制导管[1]）。导管取样造成了导管制造与箭体总装串行，大幅延长了箭体总装周期，特别是跨部件导管取样，还须各箭体装配对接后才可开展导管取样工作，对箭体总装周期影响更为严重。根据我国航天强国战略部署、国家一系列重大工程宇航发射任务和运载火箭型谱发展规划，未来运载火箭发射量将大增，但现有导管取样方式将严重制约箭体交付周期[2]。当前，国内外对导管数字化制造的研究正处在发展阶
深空探测学报 2021年1期2021-03-03
- 运载火箭自动加注机器人结构设计及有限元分析
环境适应性差、对箭体吊装和安放等配套环节要求高、装置本身体积庞大等不足之处[1-2]。以美国为代表的“架栖”对接加注技术对接及加注的过程中，加注口与加泄连接器均处于相对静止状态，避免了对接和加注过程中由于箭体晃动所产生的对中及随动难度。但使用前需要由人工先将对接装置安装在箭体上，一旦对接装置与箭体脱落后则无法实现自动再对接，同时，利用箭体发射所产生的升力进行对接装置与箭体的强力分离，脱落动作缺乏流畅，易对箭体阀门和贮箱造成伤害[3-5]。我国已研发了一套基
机械与电子 2021年1期2021-01-11
- 基于通用技术项目教学的水火箭项目开发与实施
制作方法及水火箭箭体的制作技巧，为通用技术学科把水火箭作为项目教学开展提供参考，亦可作为科技教师指导学生开展科技实践探究活动提供借鉴。关键词 通用技术;项目教学;水火箭;水火箭发射器;教学仪器;核心素养;技术试验;科普中图分类号：G633.67 文献标识码：B文章编号：1671-489X（2020）12-0038-031 引言项目教学法是通过实施一个完整的项目而进行的教学活动，其目的是在课堂教学中把理论与实践教学有机地结合起来，充分发掘学生的创造潜能
中国教育技术装备 2020年12期2020-11-30
- 让火箭飞得更高
学家钱学森反映：箭体的重量直接影响到射程，泄出一些推进剂，不就等于减轻了箭体的自重吗？这样一来，火箭不就可以飞得更高吗？钱学森认真听取他的建议，当即拍板：“我看这个办法行！”不久，大漠一声巨响，火箭发射成功了！多年以后，王永志成了中国载人航天工程的总设计师。萤火小语：我们要背上理想、道德、进取心以及吃苦耐劳的品质等必要的“推进剂”，然后，大胆地卸下不切实际的梦想、自私心以及好逸恶劳等沉重的包袱，这样，我们才能像火箭那样飞得更高，走得更远，看到更多的人生美景
作文与考试·初中版 2020年26期2020-09-22
- 大长细比火箭气动弹性分析①
曲刚度越来越小，箭体的气动载荷分布更加复杂，控制模型的非线性特征更强，火箭气动弹性控制问题越来越突出。气动弹性控制技术是未来火箭总体设计的关键技术之一，该项技术能有效提升火箭控制精度、降低结构的消极质量、提升弹道规划的能力，有利于分析总体参数拉偏范围对产品性能的影响以及飞行试验的危险因素来源。针对导弹、飞机的气动伺服弹性问题，美国航空航天学会作了一系列有关气动弹性现象、气动弹性分析和气动弹性试验等方面的专题综述，并对气动伺服弹性研究的未来发展趋势提供指导[
固体火箭技术 2020年4期2020-09-05
- 垂直起降运载器展开锁定机构设计与仿真分析
稳定性较差，需要箭体下部有一定的倾斜角度，不适合圆柱形箭体。连杆式展开半径大、着陆稳定性好，但其结构复杂、质量大等劣势会影响运载火箭整体的运载能力。外翻式可很好地适应圆柱形箭体，着陆稳定性高，可承受过载大，机构自由度大，且不受箭体内部空间的限制，可用于着陆质量较大的运载器。国外垂直起降运载器的典型代表是美国Space-X公司研制的猎鹰系列运载器。猎鹰九号验证机成功进行了一子级海上溅落试验和陆地回收试验。重型猎鹰火箭使用的两个助推器几乎同时实现陆地着陆回收，
机械设计与制造工程 2020年8期2020-09-03
- 基于ADAMS的火箭分离机构动力学分析及仿真
罩模型图分离机构箭体模型如图2所示。图2 箭体模型图火箭分离机构由整流罩与箭体两个部分组成，在ADAMS中建立的完整模型如图3所示。图3 火箭分离机构模型图箭体的头部被整流罩包在内部，在分离过程中，整流罩先从箭体弹头中纵向拔出，接着在分离推力的作用下被侧向推离。因此，分离机构的分离仿真过程主要围绕整流罩和下面箭体的头部，分析整流罩和箭体头部是否会发生接触或者碰撞。2 分离机构的计算载荷分离体在不同阶段主要受两种载荷影响，一种是外部载荷[5]，包括重力、气动
机械设计与制造工程 2020年7期2020-08-12
- 火箭发射前的旅行日记
组装模式主要包含箭体吊装、水平运输、垂直吊装以及逆向撤收等作业流程。首先，助推器及芯级箭体在火箭总装厂内通过行车分别吊装至交通运输工具上，然后由这些交通运输工具将火箭各级箭体分别运抵发射场技术区，再通过运输车转运到发射区实现转场作业。进入发射区后，首先由发射塔上配置的塔吊或其他起重机以及作业人员配合将芯一级箭体从运输车上起吊，并将其由水平状态逐渐翻转成垂直状态，再由起重机将箭体垂直吊起，对准发射台，完成芯一级对接;然后，采用同样方式完成整箭组装。中国火箭运
知识就是力量 2020年7期2020-07-08
- 基于拉网主动控制的运载火箭回收策略
干扰力矩可能会使箭体倾倒，引起回收任务失败，从工程安全考虑，一般先实现箭体在目标靶位上空一定距离处悬停。1.2 第二阶段减小火箭推力，运载火箭在重力作用下缓缓降落并着陆。在运载火箭自身携带的着陆机构的帮助下，实现运载火箭平稳着陆。该过程中，最为关键的是吸收着陆冲击载荷的缓冲器技术，实践表明，基于推力器反推软着陆的运载火箭回收方案，技术难度大，对控制要求较高，稍有不慎即可能导致回收任务功亏一篑。2 拉网主动控制2.1 工作流程针对垂直返回运载火箭着陆阶段可靠
力学与实践 2020年2期2020-05-18
- 某运载火箭环抱型分体式滚动环的研制与装配
全性问题，但由于箭体各部段的结构连接形式不同，采用整体式专用滚动环设计理念，借用各部段外部结构进行固定的滚动环无法在单部段、部段组合体和全箭状态下通用，造成滚动装配过程存在滚动环装配位置重复、装配次数频繁、装配过程与总装过程冲突等情况，这种滚动环设计理念和结构形式制约了运载火箭滚动装配模式的应用。图1 猎鹰9火箭装配工位国外已开展了运载火箭滚动装配模式应用，例如美国SpaceX公司的猎鹰9火箭的装配工位，全箭使用滚动装配模式，覆盖全箭的一级和二级[4，5]
航天制造技术 2020年1期2020-03-28
- 复燃对液体火箭返回阶段底部热环境的影响
流，将会直接冲击箭体底面以及着陆支腿，引起的热环境将更为严重和复杂。国内外对于火箭底部热环境的研究从未间断过。美国在研制 土星I（1965）［5］、大力神III（1970，1972）［6-7］的过程中，就通过地面风洞试验研究了上升阶段底部不同区域加热热流呈现的变化趋势。国内起步较晚，北京空间动力研究院（2002）［8］、国防科技大学（2002）［9］、上海交通大学（2009）［10］、北京航空航天大学（2011）［11］等分别利用数值模拟方法对高空过渡区羽
上海航天 2020年1期2020-02-26
- 三助推捆绑水火箭制作与创新
器和一个单体多节箭体组成。它能够实现三助推器和单体多节箭体的自动分离，让水火箭飞得更高，更远，它是目前已知的最先进的水火箭，也是射程最高的水火箭之一，最高可达500 m。二、研究背景国内有关三助推火箭的研发比较少，多为单节水火箭，射程比较近，一般50 m左右。国外关于水火箭的研究比较多，其中澳大利亚的一对父子对水火箭设计得最为先进，射程更远，可达150 m以上，并实现三助推水火箭的有效回收，实现二次或多次利用，节约成本。目前，国内各个学校都在大力开展选修课
中国现代教育装备 2019年22期2019-12-11
- 返回式探空火箭裙锥减速器方案设计及分析
后，如图1所示。箭体与减速锥体组合体下降时受重力和气动阻力的合力，其中气动阻力系数与锥体形状、下降速度和高度相关[11]，本文针对下落的空气阻力参数和下降时的降落过程进行建模计算，并对减速器承受的气动载荷进行结构应力分析。图1 箭体与减速锥体组合体Fig.1 Combination of rocket body and deceleration cone使用Fluent进行气动阻力的计算，使用Matlab中的Simulink工具建立飞行动力学模型进行下落速
中国空间科学技术 2019年5期2019-11-26
- 运载火箭发射平台垂直度调整控制算法研究
部分，目的是调整箭体的初始垂直度，以满足火箭姿态精度控制要求[1~6]。运载火箭通过与发射平台支承臂机械接口竖立在发射平台上，中国运载火箭除新一代大型运载火箭外，均为4个支承臂支承运载火箭箭体的支承方式，故称为“四点支承”。支承臂是发射平台的部组件之一，通过液压动力驱动支承臂可实现支承臂的伸缩运动，运载火箭采用四点支承时，通过对4个支承臂的协调动作，即可实现运载火箭的垂直度调整操作。实际操作时，还需要固连在箭体上的水平度传感器或运载火箭二子级的惯性导航设备
导弹与航天运载技术 2019年5期2019-11-12
- 基于惯组加速度计的主动载荷控制技术研究
多的是利用固连在箭体上的加速度计来获得测量信息，用来估算攻角，从而参与减载控制。1.1 俯仰通道动力学模型引入加速度计反馈后，整个姿控系统的结构如图1所示。图1 加入减载回路姿控系统示意Fig.1 Control System Block Diagram with Load Relief Control Loop下面通过理论分析引入加速度计对姿态控制系统的影响，为了能够简单清楚的说明主动减载方案的原理，对运载火箭姿态动力学方程[10]进行如下简化（以俯仰通
导弹与航天运载技术 2019年4期2019-09-23
- 某型火箭静态应力及地震响应谱分析
证存在较多难题。箭体的抗震性能直接影响人员和设备的人身和财产安全，因此验证火箭整体的安全性，对箭体结构进行地震响应谱分析是十分必要的。在振动条件下，Wenyong Tang等[2]提出了一种新的模型来研究贮箱内推进剂的晃动，包括波浪断裂，波浪冲击侧壁和圆底，介绍了液体晃动模型在仿真分析中获取的方法。朱琳等[3]分析液体燃料运载火箭的推进剂与贮箱的耦合振动时，采用精确建模、工程化快速计算及火箭液固耦合燃料系统等效模态参数，为火箭复杂液固耦合结构的三维精确模型
兵器装备工程学报 2019年8期2019-09-02
- 液体运载火箭长细比设计研究
绑助推器、大直径箭体结构等方案,其主要目的是控制火箭的长细比在合理的范围内。CZ-5相比现役的其他长征系列运载火箭的一个显著特点就是首次采用了5m直径箭体结构,原因是火箭规模增大后,若仍采用现有的3.35m直径箭体结构,即使采用捆绑助推器的方案,火箭的长细比仍较大。长细比过大给火箭的总体设计带来诸多问题,例如长细比增大后全箭弹性频率下降,姿控稳定性设计难度大幅增加；还会使飞行中的弯矩载荷、地面起吊、运输和起竖载荷显著增加,由此产生结构加强带来的结构效率下降
宇航总体技术 2019年3期2019-06-10
- 三种常用火箭测发模式下发射支持系统设备需求研究
发射场技术区开展箭体的组装、测试后垂直转场，转场过程中保持箭地连接状态与测试状态不变，确保在发射区可以不测试或简单测试即可进入发射程序。国内外采用此测发模式的型号有CZ-2F、土星V、航天飞机、宇宙神5、阿里安V、H-II等。1.3 “两平两垂”测发模式“两平两垂”即水平测试、水平运输、垂直组装、垂直测试，典型流程为：发射场技术区开展简单测试后水平转场，发射阵地利用勤务塔上的塔吊将各级箭体和星罩组合体对接到发射台上，经过测试后进入发射程序。随着测试技术的不
导弹与航天运载技术 2019年2期2019-04-30
- 载梦飞天
主要分为整流罩、箭体、助推器、底座四部分，并配有特殊发射系统。模型火箭升空后，利用发动机开伞剂燃烧产生的大量气体推出条幅及降落伞。1.整流罩外形分为圆锥、圆柱、圆台三部分。圆锥使用扇形铜版纸粘合，圆柱使用矩形铜版纸粘合，圆台使用扇弧铜版纸粘合。整流罩圆柱下端设有倒置泡沫塑料圆锥，以保证整流罩可安放在箭体上，并在分离时不受额外阻力。2.箭体实际长度为1 250mm，直径100mm，顶部50mm被整流罩遮挡。箭体内衬使用酚醛塑料（电木）薄片围成，外衬使用铜版纸
发明与创新·中学生 2019年1期2019-03-23
- 基于机器人系统的拼焊型导管数字化取样制造技术研究
运载火箭中，由于箭体的制造误差、发动机的制造和装配误差以及各组件的装配累积误差等原因，造成连接这些部位的导管必须根据箭上实际装配空间开展产品制造方可保证其在箭体上的精确对接装配。本文针对这种类型的拼焊型导管，开展了基于机器人系统的数字化取样制造技术研究，通过扫描测量获取导管在箭体上的实际装配空间，并采用基于机器人的柔性装配测量系统进行复现，基于此实现在导管制造车间内模拟箭体总装现场的取样制造，最后通过扫描导管三维实体模型进行导管在箭体三维模型中的模装，实现
航天制造技术 2019年1期2019-03-20
- 基于Matlab/Simulink的新型火箭建模与仿真平台搭建
推力和推力矩,使箭体产生六自由度运动,从而推动箭体按既定轨道运行,达到将卫星送入预定轨道的目的。因此,在运载火箭的新型号模型验证和半实物仿真验证的过程中,建立正确的六自由度箭体运动仿真模型具有重要意义。从20世纪60 年代开始国外一些学者开展了火箭六自由度仿真研究,形成了一套完整的方法和理论,使得六自由度仿真试验成为控制系统设计阶段不可缺少的手段,推动了试验一体化、智能化的诸多进展[2]。至今,国内各大科研院校不断总结经验,在火箭六自由度仿真方面取得了一定
系统仿真技术 2018年4期2019-01-18
- 载梦飞天
——九引擎大型模型火箭的设计制作与发射
主要分为整流罩、箭体、助推器、底座四部分，并配有特殊发射系统。模型火箭升空后，利用发动机开伞剂燃烧产生的大量气体推出条幅及降落伞。1.整流罩外形分为圆锥、圆柱、圆台三部分。圆锥使用扇形铜版纸粘合，圆柱使用矩形铜版纸粘合，圆台使用扇弧铜版纸粘合。整流罩圆柱下端设有倒置泡沫塑料圆锥，以保证整流罩可安放在箭体上，并在分离时不受额外阻力。图12.箭体实际长度为1 250mm，直径100mm，顶部50mm被整流罩遮挡。箭体内衬使用酚醛塑料（电木）薄片围成，外衬使用铜
发明与创新 2019年2期2019-01-12
- 重型火箭“三平”模式水平对接、组装及转载技术探讨
转载主要指将各级箭体及助推器模块在水平状态下完成对接、组装并转载到起竖车上的过程。该过程涉及各级箭体模块吊装、支撑、姿态调整、组装连接等大量操作，选择的方案不同，对箭体结构要求、地面设备配套相应会产生较大的影响，而随着箭体规模增大，对方案的选择就增加了很多限制条件。重型运载火箭为三级火箭，最大构型捆绑4个助推器，总长约100 m，芯级直径10 m，助推直径5 m，其尺寸规模已远超中国现有火箭规模，甚至超过了俄罗斯的能源号及美国的土星5。因此，针对重型运载火
导弹与航天运载技术 2018年6期2018-12-26
- 为什么火箭升空前要穿“雨衣”
直接；中刷，而且箭体表面、管路上的冷凝水也要进行防水处理，要不然会影响正常发射。例如，火箭加注燃料后，受液氫液氧低温推进剂影响，箭体表面的温度较低，冷凝水会像下雨一样顺着箭体下流，如果火箭上有缝隙，水就会流入箭体内。所以，对火箭防水的设计要渗透到每一个细节，例如，在火箭部段对接处、细小的孔径和缝隙处都要加密封条及涂硅橡胶等，而平衡整流罩内外压力的排气孔也要做专门的防水处理。因此，科研人员为避免在下雨天发射“临时抱佛脚”，火箭在零部件研制和生产等环节，就会从
军事文摘·科学少年 2018年4期2018-09-29
- 箭体结构连接刚度影响因素研究
760 引言火箭箭体由若干个舱段或部件组成，各部件之间有一些对接面，通过对接面上的连接件将部件连成一个整体。通常，箭体各舱段之间采用箭体连接结构，用螺栓进行连接。典型的螺接方式是将两个组件的对接面，用沿组件周向分布且与外框缘平行的螺栓（也可以是螺钉、销钉等连接件）连接固定。这种连接方式使组件连接面上的作用内力包含剪力、弯矩、轴向压力。连接面上的内力由螺栓受拉和对接框的部分端面受挤压来传递。轴向压力由连接框的端面受压来传递。部件间的剪力传递因存在对接面之间的
中国机械工程 2018年16期2018-09-08
- 制作纸火箭
，一半制作火箭的箭体，另一半制作火箭的尾翼，把半张纸轻轻地卷在塑料水管上，卷成一个圆筒，并在纸的最外边用胶棒粘住。这个圆筒要能在塑料水管上轻松滑动且不会轻易脱落。4.在圆筒的顶端，用剪刀剪开四个口，并用胶棒粘成箭头形状。用餐巾纸团成和圆筒直径相当的纸团，或者把塑料泡沫剪成一个小尖头，用胶棒在外表抹一抹后塞进箭体，堵在箭头那里，仔细将箭头用胶粘好，除了形状好看外，还要防止漏气。5.在剩下的半张纸上，画出四只尾翼的形状，用剪刀剪下来。把每只尾翼折一下，然后均匀
百科探秘·航空航天 2018年1期2018-05-14
- 中学物理知识在捆绑式多级水火箭研制中的应用
料扎带和4个捆绑箭体组成。分离套筒是2.5L汽水瓶截去瓶口、瓶底留下的瓶身，用来放置水火箭主体，并在主体与捆绑部分分离时，作为主体继续上升的导向装置。捆绑箭体由4个二通单级水火箭组成。分离套筒与4个捆绑箭体用AB胶粘牢，并用捆绑扎带将捆绑箭体紧紧连为一体。捆绑部分分离的工作原理发射时，4个捆绑箭体的喷口和主体的1个喷口同时喷水，由于5个喷口的直径相同，主体的装水量比单个捆绑箭体的装水量要多得多。此时，根据动量守恒和牛顿第二定律，捆绑箭体的加速度比主体大，通
中国科技教育 2016年10期2017-10-27
- 基于六自由度动力学模型的火箭推力下降故障仿真
剂消耗缓慢，致使箭体质量分布不对称，引起箭体质心偏移；二是产生推力不平衡干扰力矩，加大姿态控制难度；三是降低摆动发动机的控制力矩。由于发动机推力下降甚至关机导致的事故非常多，据统计，1984年长征三号发射试验通信卫星，由于液氧发动机不能再次点火，卫星未能进入预定轨道；1991年长征三号发射通信卫星，由于火箭发动机提前关机，卫星未能进入预定轨道［2］。2012年美国Space X公司的猎鹰9号运载火箭升空80 s后，1号发动机推力异常而被姿控系统提前关闭［3
载人航天 2017年5期2017-10-18
- “东风一号”带降模型火箭的训练要点与竞赛经验
外，餐巾纸被喷出箭体后不易和飘带粘在一起。2.准备5-6张塑料薄膜（可用2μm厚的塑料袋），剪成直径85mm左右的圆形，用于包裹活塞纸团，增加箭体内部装填后的密封性，并减小纸团高速喷出时与箭体内壁的摩擦阻力。3.准备长度1m左右的大力马鱼线（直径为1.0-2.0号）。鱼线用于模型火箭连接飘带的系留线，先绕在卡纸片上备用。4.准备一罐爽身粉，并在瓶盖上用锥子扎出一些小孔，方便模型组装时进行扑粉作业。5.准备管状502胶水。这种包装的胶水比较粘稠，使用时像挤牙
航空模型 2017年4期2017-07-29
- 基于误差四元数的火箭主动滚转控制技术研究
滚转飞行时，由于箭体的持续性滚转引起耦合效应，使其动力学和控制特性变得复杂。对于采用捷联惯组方案的主动滚转火箭，四元数控制方法可以不需要或减少姿态角的三角函数解算，避免欧拉角解算出现奇异值等问题。针对捷联惯组方案的助推段主动滚转火箭，对其动力学特性和误差四元数控制技术进行了相关研究。滚转火箭；姿态控制；误差四元数；0 引 言火箭助推段主动滚转飞行时，箭体的持续滚转将使其运动及动力学特性呈现新特点，并对控制系统产生影响。对于采用捷联惯组方案的主动滚转火箭，四
导弹与航天运载技术 2017年1期2017-04-25
- 新一代运载火箭近距平瞄指标范围分析
简易发射的火箭，箭体轴线偏斜、加注变形、日照变形、风摆漂移等众多因素看似相互独立却又互相耦合的影响箭上目标棱镜和起竖架上瞄准设备间相对关系。加之瞄准上仪器集成于起竖系统，悬挂于高空，空间紧张，设备体积、质量等均受限，瞄准范围可调量有限。上述因素增加了瞄准范围指标提出的难度，同时，若所提范围过大，将增加产品设计难度；若范围过小，很可能无法解决累积偏差的影响，导致无法瞄准。因此，合理选择瞄准设备理论工作位置，准确计算瞄准指标范围，解决动态、静态偏差对瞄准的影响
导弹与航天运载技术 2016年4期2016-04-13
- 重型火箭贮箱过渡环技术的突破
，为我国超大直径箭体结构的设计、制造、试验等技术奠定基础，也为我国重型运载火箭结构件轻质化设计提供了技术支撑。以往型号产品的过渡环通常采用把各部段之间焊接起来的分段式锻造，而重型火箭的过渡环直径大，界面形式特殊且复杂，焊接时可能会产生瑕疵，在未来执行任务的过程中，可能会因受力状况的复杂，遭到难以预料的破坏。重型火箭采用了超大直径箭体结构设计，位于连接贮箱的筒段、前后底与火箭的箱间段之间的过渡环直径很大，是传力的关键部位，受力较集中。我国现役运载火箭芯级最大
知识就是力量 2016年2期2016-02-01
- 简易模型火箭的制作
，主要包括头锥、箭体、尾翼、发动机，有的还会在箭体中加入降落伞与载重。本文介绍了一种简易模型火箭的制作方法，可培养学生的专业综合能力、创新能力和工程实践能力。一、设计制作使用Openrocket软件设计模型火箭图纸（如图1），并进行模拟仿真，改进设计。1.头锥一个合适的头锥对整个火箭的空气动力性能极为关键。常用的头锥一般有圆锥形、尖拱形、椭圆形、抛物线形等。其中抛物线形阻力较小，在真实的火箭中最常用，但制作较为麻烦，需要在车床上精确加工，费时费力。圆锥形头
发明与创新·中学生 2015年11期2015-11-30
- 箭体结构设计知识管理平台研究
载火箭技术研究院箭体结构设计经过50 年的发展，已经积累了丰富的知识资源，建立了较为完善的设计师队伍与研发流程。但是，箭体结构设计在知识管理方面还存在一些不足:设计知识缺乏科学管理，设计师之间不能共享知识;新设计师成长速度慢，对经验丰富的设计师依赖较大;相同设计知识的设计数据格式多样，相互之间难以转化;箭体设计流程分为多个设计阶段，但每个设计阶段对设计知识需求的侧重点不同，造成知识推送困难。本文针对箭体结构设计的现状，研究箭体结构设计知识管理平台，实现设计
计算机与现代化 2015年7期2015-11-26
- 基于流程管控的箭体结构设计知识管理研究
等基于流程管控的箭体结构设计知识管理研究◎北京宇航系统工程研究所 郭永辉等*随着知识经济时代的到来，知识的急剧增长产生了知识爆炸现象，国内外学术界也掀起了对知识管理的研究，但企业目前在获取有用知识的工具和能力方面严重滞后，影响到知识资源在知识产生、占有、配置和消费过程中的有效利用。近年来，中国运载火箭技术研究院面临的多型号并举和高密度发射的局势，以及未来市场化转型的形势，对箭体结构研制能力和效率提出了更高要求。如何充分利用知识与经验推动能力建设，加速开展技
航天工业管理 2015年5期2015-03-16
- 探究火箭推进剂加注机器人
的火箭加注口位于箭体尾段，自动对接装置位于半地下的坑道里。对接机构与加注口两者基本处于相对静止状态，因此其对中检测系统可大为简化，采用气压驱动，通过锥杆式机械导向便能实现自动对接。“架栖”对接虽然具有对接及脱离简便可靠、操作时间短等优点，并具有脱离后重复利用的功能，但其核心属于刚性装配技术，不可避免地存在环境适应性差（只适用于加注口位于箭体尾段的火箭）、对箭体吊装和安放等配套环节要求高、装置本身体积庞大等不足之处，由此带来的缺陷对于多级火箭则更加明显。火箭
机器人产业 2015年5期2015-03-01
- 我国首次实现全箭无开口、无凸起物结构设计
某演示验证运载器箭体结构设计中首次实现全箭无开口、无凸起物的结构设计，为运载火箭箭体结构设计积累了宝贵经验。在传统运载火箭箭体结构设计中，操作窗口、吊装孔等结构形式会使火箭表面形成凹坑或凸起。该运载火箭的飞行环境与以往大为不同，且面临更加严酷的热环境条件，采用传统的凸起部位和口盖设计方法，需要增加较大的防热结构质量，有些凸起部位甚至难以设计出满足防热要求的结构形式。为此，设计人员提出改进测试流程、包环式起吊、电缆内埋等技术途径，取消了仪器操作窗口、吊装孔和
航天工业管理 2014年5期2014-08-15
- 晃动基座初始对准环境建模与仿真
中，通常需要模拟箭体在风扰动条件下的运动过程，并生成惯组测量输出数据，为初始对准仿真验证提供必要条件。对于初始对准用的惯组数据，工程上通常加入正弦或随机项模拟箭体晃动，但这种人为加入的运动并不能全面、真实地反应地面风的影响。因此，研究风扰动下初始对准环境建模与仿真方法具有重要意义。本文研究了风扰动下火箭晃动环境的建模与仿真方法。该方法结合风场特性和振动理论，建立了地面风和箭体振动模型，并给出了捷联惯组测量输出的理想模型和误差模型。根据所建立的模型，比较了模
航天控制 2013年3期2013-05-15
- 旋转固体火箭变质量运动特性分析①
变，此变化对整个箭体运动必然产生影响。对于旋转固体火箭，可视其旋转箭体为一变质量陀螺。而目前对于单通道的旋转固体火箭，在用于状态分析与型号设计的火箭数学模型中，由于“固化原理”的使用，其每个计算阶段均不考虑箭体的变质量特性［1］。因此，关于箭体的变质量特性对箭体的动力学方面的影响，在目前通用的火箭数学模型中是无法体现的。就旋转飞行器而言，固体发动机的变质量作用对飞行器姿态的影响，已有一些从发动机内部非稳态气流、装药方式等角度的研究［2－6］。本文将从变质量
固体火箭技术 2012年6期2012-08-31
- 基于Fluent计算的火箭离轨姿态运动仿真与分析
刻流场运动状态对箭体姿态的影响。Fluent;离轨;剩余液体;用户互动功能(UDF)随着运载火箭技术的进步，使用液体推进剂的火箭已经成为航天器的主要运载工具。一些一次性使用的运载火箭和重复使用的航天飞行器，在主发动机关机后，不可用推进剂、安全储备、以及飞行混合比偏差所引起的剩余推进剂都将存留在贮箱里。这些残存的液体燃料在贮箱里的运动将会影响到运载火箭的姿态运动，甚至引起火箭姿态失稳。因此对贮箱里残存液体的运动分析和计算是十分必要的。实际工程中，运载火箭在分
航天控制 2012年3期2012-08-12
- 可以任意角度发射的水火箭
40)通过在水火箭体内放置一个带小孔的活塞,改变了以往水火箭只能竖直或斜向上发射,不能水平、斜向下或竖直向下发射的不足,使水火箭可以在任意角度发射.水火箭;带孔活塞;弹簧近些年,水火箭被广大教育工作者推广到物理教学和课外科技活动中,期刊和专利文献中出现了许多令人鼓舞的成果.文献[1-4]中介绍的水火箭只能竖直或斜向上发射,不能斜向下或竖直向下发射,一旦往下发射,水不能被水火箭内气体喷出,起不到喷水作用,影响实验效果.本文通过在箭体内置带小孔的活塞,实现了可
物理实验 2010年10期2010-09-20