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运载火箭非火工分离机构技术发展与展望 被引量:7
1
作者 王国辉 张宏剑 吴会强 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第3期334-347,共14页
针对国内外运载火箭分离技术进行系统研究,具体包含助推分离、级间分离、整流罩分离及有效载荷分离等四类形式。结合非火工分离机构技术发展需求,从连接形式与驱动能源两个方面对分离机构技术进行综合分析,对比分析了各分离机构技术特点... 针对国内外运载火箭分离技术进行系统研究,具体包含助推分离、级间分离、整流罩分离及有效载荷分离等四类形式。结合非火工分离机构技术发展需求,从连接形式与驱动能源两个方面对分离机构技术进行综合分析,对比分析了各分离机构技术特点,并对非火工分离机构产品发展趋势进行研究展望,旨在为运载火箭非火工分离机构技术创新与产品系统性发展提供参考。 展开更多
关键词 运载火箭 助推分离 整流罩分离 非火工分离机构
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聚结装置的研制与增压方式的优选试验 被引量:10
2
作者 刘晓敏 蒋明虎 +1 位作者 李枫 张勇 《石油矿场机械》 北大核心 2004年第4期35-38,共4页
针对旋流配套技术工艺中的重要环节———增压方式 ,进行了不同形式的增压试验 ,利用不同增压泵对水力旋流器分离性能及泵前、后粒径分布测试作了对比与分析。试验表明 ,采用低剪切容积式泵 (如 ,单螺杆泵等 )和大排量、低转速离心泵将... 针对旋流配套技术工艺中的重要环节———增压方式 ,进行了不同形式的增压试验 ,利用不同增压泵对水力旋流器分离性能及泵前、后粒径分布测试作了对比与分析。试验表明 ,采用低剪切容积式泵 (如 ,单螺杆泵等 )和大排量、低转速离心泵将减小增压装置对来液的剪切破碎及乳化程度。同时 ,所研制的旋流式和蛇形管式 展开更多
关键词 水力旋流器 配套工艺 增压 聚结 分离效率
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导弹助推器分离过程数值模拟研究 被引量:9
3
作者 王力 谷良贤 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第2期342-346,共5页
应用了结构网格中的Chimera重叠网格技术和Favre平均三维N-S方程以获得流场解.采用k-ε湍流模型模拟气体的湍流粘性影响,计算中分别考虑空气和两种火箭发动机喷流等三种不同流动介质,采用时间相关边界模拟发动机拖尾段的非定常流动,最... 应用了结构网格中的Chimera重叠网格技术和Favre平均三维N-S方程以获得流场解.采用k-ε湍流模型模拟气体的湍流粘性影响,计算中分别考虑空气和两种火箭发动机喷流等三种不同流动介质,采用时间相关边界模拟发动机拖尾段的非定常流动,最终求解带约束的六自由度弹道方程模拟了导弹助推器的分离脱落过程.并对发动机喷流对助推器分离的影响开展研究.所做工作可对于精确确定火箭助推器分离轨迹及姿态提供方法参考. 展开更多
关键词 航空 、航天推进系统 射流 拖尾段 重叠网格 助推器分离 时间相关边界 数值模拟
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高超声速验证飞行器助推分离段流场数值研究 被引量:5
4
作者 郭正 刘君 +1 位作者 李晓斌 瞿章华 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第3期219-222,共4页
为了模拟有相对运动的多体非定常绕流 ,发展了基于弹簧近似的非结构动网格方法及耦合动网格的Euler解算器。作为方法验证 ,模拟了俯仰振动的NACA0 0 12翼型绕流 ,计算结果与实验及文献结果非常接近。采用二维近似外形 ,对高超声速验证... 为了模拟有相对运动的多体非定常绕流 ,发展了基于弹簧近似的非结构动网格方法及耦合动网格的Euler解算器。作为方法验证 ,模拟了俯仰振动的NACA0 0 12翼型绕流 ,计算结果与实验及文献结果非常接近。采用二维近似外形 ,对高超声速验证飞行器助推分离段流场进行了数值研究 ,得到了不同时刻由于多体相对运动形成的干扰流场结构以及分离过程的气动力参数。 展开更多
关键词 助推器分离 非定常流 流动分布 数值仿真 欧拉方程
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火箭助推器从芯级飞行器动态分离过程的数值模拟 被引量:5
5
作者 王巍 刘君 +1 位作者 刘冰 郭正 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第4期766-770,共5页
利用弹簧近似和网格重构相结合的非结构动网格技术,耦合求解Euler方程及弹道方程,时间方向采用四步Runge-Kutta方法,空间方向采用改进Barth和Jespersen限制器的通量分裂方法,数值模拟火箭助推器从芯级飞行器动态分离动力学过程。首先,... 利用弹簧近似和网格重构相结合的非结构动网格技术,耦合求解Euler方程及弹道方程,时间方向采用四步Runge-Kutta方法,空间方向采用改进Barth和Jespersen限制器的通量分裂方法,数值模拟火箭助推器从芯级飞行器动态分离动力学过程。首先,计算单独芯级飞行器流场,与实验数据相比,符合较好;其次,计算火箭助推器和芯级飞行器组合体流场,得到分离前状态和气动力特性;在此基础上,比较采用弹簧和火箭作为控制力的两种分离方案,研究两侧火箭助推器分离不同步、攻角、侧滑角等因素的影响。研究表明,弹簧分离初期火箭助推器位移和姿态主要取决于弹簧控制力,弹簧全部断裂后气动力的影响加快姿态发散,在给定的设计参数条件下,可以实现安全分离;火箭分离存在复杂的喷流干扰,喷流对助推器的包裹作用使得分离初期自由来流影响较小;另外,分离过程对芯级飞行器的气动干扰不容忽视。 展开更多
关键词 非结构动网格 多体干扰 助推器分离动态特性 数值模拟
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吸气式高超声速飞行器助推分离过程数值仿真 被引量:4
6
作者 闻讯 柳军 夏智勋 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期34-40,共7页
针对吸气式高超声速冲压发动机验证性试验特殊的飞行环境和助推分离条件,以某轴对称吸气式高超声速飞行器级间分离问题为具体研究对象,采用非结构网格局部网格重构技术和非定常问题非定常六自由度问题仿真方法,对该复杂构型飞行器助推... 针对吸气式高超声速冲压发动机验证性试验特殊的飞行环境和助推分离条件,以某轴对称吸气式高超声速飞行器级间分离问题为具体研究对象,采用非结构网格局部网格重构技术和非定常问题非定常六自由度问题仿真方法,对该复杂构型飞行器助推分离过程进行数值计算。研究得到弱干扰冷态分离状态下飞行器及助推器的运动参数和气动力参数在分离过程中的发展规律。对0.3 s内助推器的位移轨迹进行分析,判断分离方案的可行性,并给出最佳的分离工况条件。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 助推分离 气动特性 非定常数值计算
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导弹助推器级间分离非定常数值模拟研究 被引量:4
7
作者 伍彬 王韦钰 +2 位作者 钟永建 王磊 朱梦杰 《空天防御》 2019年第4期7-12,共6页
采用数值方法对不同分离攻角状态下的非定常分离过程进行了研究,给出了分离轨迹和姿态等随时间变化的规律,并结合非定常气动力和流场结构对分离结果进行了分析。研究结果表明,为了实现快速安全分离,需要适当的分离攻角。此外,助推器负... 采用数值方法对不同分离攻角状态下的非定常分离过程进行了研究,给出了分离轨迹和姿态等随时间变化的规律,并结合非定常气动力和流场结构对分离结果进行了分析。研究结果表明,为了实现快速安全分离,需要适当的分离攻角。此外,助推器负加速度绝对值大于主级负加速度绝对值是成功分离的基础,实际工程应用中可以采用增大助推器过渡段倾斜角或者施加初始反作用力的方法来提高其可靠性。研究结果对前后级串联的防空导弹助推器分离状态的选取和分离安全性评估具有指导价值。 展开更多
关键词 防空导弹 助推器级间分离 数值模拟 非定常
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旋流配套工艺中的增压与聚结方式 被引量:3
8
作者 刘晓敏 蒋明虎 李枫 《大庆石油学院学报》 CAS 北大核心 2004年第6期55-57,共3页
通过旋流配套技术工艺的增压方式试验,分析了不同增压泵对水力旋流器分离性能的影响.增压泵前、后端粒径分布测试结果表明,采用低剪切单螺杆泵和大排量、低转速离心泵将减小增压装置对来液的剪切破碎及乳化程度;设计了旋流式和蛇形管式... 通过旋流配套技术工艺的增压方式试验,分析了不同增压泵对水力旋流器分离性能的影响.增压泵前、后端粒径分布测试结果表明,采用低剪切单螺杆泵和大排量、低转速离心泵将减小增压装置对来液的剪切破碎及乳化程度;设计了旋流式和蛇形管式结构聚结器,油滴粒径分布测试比较结果表明,蛇形管式聚结器有较好的聚结效果. 展开更多
关键词 水力旋流器 配套工艺 增压 聚结 粒径分布 分离效率
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发射发动机气动分离机构设计与试验 被引量:1
9
作者 江兴宏 周士喆 +1 位作者 汪浩平 门举先 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第5期32-35,共4页
对发射发动机气动分离机构工作过程进行数值仿真,着重分析了突缩突扩气流不等熵流动过程的流量计算方法,给出了内弹道p-t曲线、活塞腔压强p-t曲线、推力F-t曲线、分离剪切力Fτ-t曲线和分离时间的预示结果,并通过真实发动机试验获... 对发射发动机气动分离机构工作过程进行数值仿真,着重分析了突缩突扩气流不等熵流动过程的流量计算方法,给出了内弹道p-t曲线、活塞腔压强p-t曲线、推力F-t曲线、分离剪切力Fτ-t曲线和分离时间的预示结果,并通过真实发动机试验获得验证。计算与试验结果为分离机构设计与分析提供了依据。 展开更多
关键词 火箭发动机 助推器 分离 气动装置
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固体捆绑火箭助推分离仿真研究 被引量:2
10
作者 张卫东 韩伟 刘玉玺 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2019年第1期15-19,共5页
固体助推器分离系统设计应保证在各种条件下实现芯级与助推器安全分离,对运载火箭固体助推分离的安全性问题进行研究。建立了固体捆绑助推分离的六自由度动力学模型,结合虚拟样机与动力学数值仿真技术,对固体助推器分离动力学特性进行探... 固体助推器分离系统设计应保证在各种条件下实现芯级与助推器安全分离,对运载火箭固体助推分离的安全性问题进行研究。建立了固体捆绑助推分离的六自由度动力学模型,结合虚拟样机与动力学数值仿真技术,对固体助推器分离动力学特性进行探讨;研究了固体助推与芯级分离主要影响因素,并对分离过程中助推和芯级的运动过程进行仿真。根据数值仿真结果,给出固体助推不同分离工况下的分离规律。仿真分析结果表明:通过六自由度仿真能够有效模拟固体助推与芯级的分离。 展开更多
关键词 固体捆绑 助推分离 仿真
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能源号重型火箭助推分离技术研究 被引量:2
11
作者 吴小宁 吴会强 史淑娟 《导弹与航天运载技术》 北大核心 2014年第4期41-45,共5页
系统研究能源号重型火箭的助推分离技术。重点介绍能源号的助推分离方案、双助推器的连接形式、双助推器与芯级的上下连接件结构及分离时序。从试验装置、试验件等方面对双助推器的地面分离试验思路进行分析。指出通过采用双助推分离方... 系统研究能源号重型火箭的助推分离技术。重点介绍能源号的助推分离方案、双助推器的连接形式、双助推器与芯级的上下连接件结构及分离时序。从试验装置、试验件等方面对双助推器的地面分离试验思路进行分析。指出通过采用双助推分离方案和备份助推分离机构,可避免在分离过程中与暴风雪号轨道飞行器发生碰撞,保证分离的高可靠性。 展开更多
关键词 助推器 分离 机构 试验
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整体式液体冲压发动机级间分离仿真研究 被引量:2
12
作者 段小龙 毛根旺 王玉峰 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第6期915-918,共4页
应用数值方法对整体式液体冲压发动机进气道整流罩打开及助推器分离过程进行了研究。动网格采用结构网格中的Chimera重叠网格技术,空间离散格式采用Roe格式,控制方程采用雷诺平均N-S方程,湍流模型为标准k-ε模型。计算结果发现,进气道... 应用数值方法对整体式液体冲压发动机进气道整流罩打开及助推器分离过程进行了研究。动网格采用结构网格中的Chimera重叠网格技术,空间离散格式采用Roe格式,控制方程采用雷诺平均N-S方程,湍流模型为标准k-ε模型。计算结果发现,进气道整流罩打开后高速气流开始充填发动机内通道,发动机头部脱体激波迅速向唇口方向移动,进气道头部斜激波系建立,气流以当地声速向发动机出口方向移动。高压气流到达助推器头部时助推器开始分离,整个分离过程燃烧室压力呈大幅振荡,分离时间为0.072 2 s。由于分离时间很短,冲压发动机可以在助推器推出后再点火起动。 展开更多
关键词 整体式液体冲压发动机 助推器分离 重叠网格 数值模拟
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助推分离对氧泵工作特性影响的模拟试验 被引量:2
13
作者 李建 安阳 石文靓 《火箭推进》 CAS 2020年第3期49-55,共7页
为了研究火箭助推分离过程中,芯级液体火箭发动机氧泵入口压力快速下降对氧泵的工作特性和发动机工作性能的影响,在氢氧火箭发动机整机试车中,通过控制氧泵入口压力的方式,使氧泵逐步进入气蚀状态,开展了发动机整机状态下的氧泵气蚀研... 为了研究火箭助推分离过程中,芯级液体火箭发动机氧泵入口压力快速下降对氧泵的工作特性和发动机工作性能的影响,在氢氧火箭发动机整机试车中,通过控制氧泵入口压力的方式,使氧泵逐步进入气蚀状态,开展了发动机整机状态下的氧泵气蚀研究试验,获得了氧泵气蚀状态下氧泵参数变化情况,考核了发动机经过短暂气蚀的工作特性。试验结果表明,转速升高约1800 r/min的气蚀程度,会造成氧泵流量下降7.14%,氧泵效率下降11.82%,氧泵轴向振动幅值增大约90%。氧泵在经历时间约7 s的短暂气蚀状态后,氧泵性能无明显变化,不影响发动机工作性能。 展开更多
关键词 助推分离 氢氧发动机 地面试车 氧泵 气蚀 发动机性能
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新一代运载火箭助推器分离验证试验技术 被引量:1
14
作者 张建华 皮本楼 +2 位作者 王佳南 崔高伟 刘陆广 《强度与环境》 2017年第4期1-9,共9页
助推器分离验证试验是新一代运载火箭研制过程中非常重要的大型地面试验之一。本文介绍了助推器分离试验的目的、总体设计思路、试验方案、关键技术和实验效果,该项技术运用在新一代运载火箭研制过程中,两种新研发的回收技术和分离试验... 助推器分离验证试验是新一代运载火箭研制过程中非常重要的大型地面试验之一。本文介绍了助推器分离试验的目的、总体设计思路、试验方案、关键技术和实验效果,该项技术运用在新一代运载火箭研制过程中,两种新研发的回收技术和分离试验综合仿真技术的成功应用使大型助推器分离方案验证试验取得了圆满成功,为将来重型运载火箭助推器分离试验技术提供技术支撑。 展开更多
关键词 助推器 分离试验 回收气囊 刹车缓冲
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Long March 6A and Its Technical Characteristics
15
作者 ZHANG Weidong YANG Fan +3 位作者 WU Jialin ZHOU Chenghong SHEN Zili CHANG Dongfang 《Aerospace China》 2022年第2期3-8,共6页
China’s first solid-liquid bundled launch vehicle,the Long March 6 A(LM-6 A)successfully adopted a number of key new technologies,launching the Pujiang 2 and Tiankun 2 satellites precisely into their predetermined or... China’s first solid-liquid bundled launch vehicle,the Long March 6 A(LM-6 A)successfully adopted a number of key new technologies,launching the Pujiang 2 and Tiankun 2 satellites precisely into their predetermined orbits,thus demonstrating that China has mastered solid-liquid bundled launch vehicle technology and has a new member in the new generation launch vehicle family.For the first time in China,a booster adopted a 2 m-diameter solid motor and a 270 V,20 k W high-voltage and high-power electric servo system was used to control the swing of the solid motor nozzles.A health diagnosis system for the core first stage engine and unattended automation technology were also adopted for the first time. 展开更多
关键词 Long March 6A solid booster binding and separation attitude control unattended technology
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基于故障树的某型无人机助推器分离异常故障诊断方法 被引量:1
16
作者 付凡 孙英超 +1 位作者 黄海龙 王再玉 《教练机》 2017年第1期56-59,共4页
由于故障树的各节点之间有很强的逻辑和层次关系,因而由故障树生成的诊断模式具有很强的条理性和针对性,本文简述了故障树建模方法和故障处理步骤,并通过某型无人机助推器故障诊断实例得到了验证,该方法可适用于目前大多数飞行器故障分析。
关键词 故障树 助推器分离 动力学仿真
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基于ADAMS的飞行器级间分离动力学分析
17
作者 孙乐园 邱怀 熊冰 《科技创新导报》 2013年第24期49-50,共2页
利用ADAMS软件对带串联助推器的飞行器进行级间分离动力学仿真,实现仿真过程中气动力的实时更新,计算了分离后两级的相对运动参数。仿真结果显示,飞行器分离过程迅速可靠安全。
关键词 串联助推器 级间分离 动力学仿真 相对运动参数
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海底管道油气混输关键装备的实验研究 被引量:1
18
作者 郑之初 吴应湘 李东晖 《中国海上油气(工程)》 1999年第1期24-27,共4页
多相增压泵、混相计量仪和油气水分离器是实施海底管道长线混输中的关键设备。中国科学院力学研究所用于研究这些关键设备的模拟实验装置,包括了集重力、膨胀和离心原理于一体的高效油气水分离器和引射增压泵、叶轮增压泵等设备。首先... 多相增压泵、混相计量仪和油气水分离器是实施海底管道长线混输中的关键设备。中国科学院力学研究所用于研究这些关键设备的模拟实验装置,包括了集重力、膨胀和离心原理于一体的高效油气水分离器和引射增压泵、叶轮增压泵等设备。首先采用控制气液两相压比和流量比的方法实现了水平、垂直管内各种流态的仿真模拟,并用狭缝光和快速摄影技术得到了清晰的流态照片,用硅阻差压式压力传感器测量了一定距离内管流压降和同一截面不同位置的压差分布;然后介绍对上述设备进行各种流态下分离器的分离效果以及引射增压、叶轮增压泵的性能、效率试验的方法和初步结果。 展开更多
关键词 油气混输 海底管道 水下运输 管道运输
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无人机火箭助推机构分离安全性研究
19
作者 周悦 李壮壮 +1 位作者 郑然舜 李军 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第1期219-230,共12页
为提高火箭助推式无人机起飞时助推机构的分离安全性,提出一种可自动安全分离的无人机火箭助推机构。以某型号无人机为例,运用理论力学与刚体运动学知识建立以分离安全性最优为目标的助推机构理论模型,得出助推机构中关键参数的设计依... 为提高火箭助推式无人机起飞时助推机构的分离安全性,提出一种可自动安全分离的无人机火箭助推机构。以某型号无人机为例,运用理论力学与刚体运动学知识建立以分离安全性最优为目标的助推机构理论模型,得出助推机构中关键参数的设计依据并建立助推机构的三维模型。运用刚体动力学分析方法得到助推机构的分离运动轨迹,搭建包含助推机构和模拟无人机部分的实验系统,验证助推机构分离轨迹和分离姿态与仿真结构有一致的变化趋势。研究结果表明,该助推机构在分离过程中可有效规避安全隐患,提高分离安全性。 展开更多
关键词 无人机 火箭助推机构 分离安全性 数学建模 刚体动力学
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用于助推器伞降的多段分离技术方案设计与仿真
20
作者 徐倩 张涛 +2 位作者 赵文 周啟航 陈彬 《航天返回与遥感》 CSCD 北大核心 2023年第1期84-92,共9页
助推器伞降落区控制需要解决的关键技术之一是将助推器从无控再入状态平稳可靠地转为伞降受控状态。助推器再入时处于高动态翻转运动,需要根据助推器的姿态变化特点对助推器头锥分离及开伞过程进行设计,确定合理的开伞条件,并使得头锥... 助推器伞降落区控制需要解决的关键技术之一是将助推器从无控再入状态平稳可靠地转为伞降受控状态。助推器再入时处于高动态翻转运动,需要根据助推器的姿态变化特点对助推器头锥分离及开伞过程进行设计,确定合理的开伞条件,并使得头锥在极端姿态下可以顺利分离,为开伞创造开敞的空间并提供一定的初始拉出速度。为了突破该项技术难点,文章提出了头锥多段分离技术,首先对分离能源以及分离体的分段进行设计,使分离能源与分离体的质量和阻力特性相匹配;然后将头锥的多段分离过程与伞分系统的分级展开过程进行协同,充分利用伞的升力,使分离过程安全且连贯;对分离过程进行了数值仿真,并在CZ-3B火箭多发飞行任务中进行了成功应用,验证了多段分离技术的稳定性和可靠性。 展开更多
关键词 助推器 降落伞 翼伞 多段分离 再入 方案设计
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