弹射装置的数理建模和动力学分析 被引量：13

1

作者 戴龙成 宣益民 尹健 《弹道学报》 EI CSCD 北大核心 2001年第4期17-23,共7页

概述了弹射装置的组成、结构及其工作过程 ,将其物理模型进行简化 ,以气压传动动力学、机构动力学和流体力学为理论基础 ,建立了描述高压氮气驱动下弹射装置运动的数字仿真模型 .求得了弹射装置的动特性参数随时间的变化规律 ,对导弹俯... 概述了弹射装置的组成、结构及其工作过程 ,将其物理模型进行简化 ,以气压传动动力学、机构动力学和流体力学为理论基础 ,建立了描述高压氮气驱动下弹射装置运动的数字仿真模型 .求得了弹射装置的动特性参数随时间的变化规律 ,对导弹俯仰角、俯仰角速度的控制原理和方法进行了研究 ,并分析了氮气作动筒、弹射连杆机构、导弹的结构参数。 展开更多

关键词 弹射装置 数理建模 动特性分析 导弹分离参数 分离姿态

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搭载星与运载火箭分离的动力学研究 被引量：15

2

作者 付碧红 杜光华 《飞行力学》 CSCD 北大核心 2006年第1期55-58,共4页

以分离条件恶劣的搭载星为对象,对其与运载火箭分离的过程进行了研究。通过对物理模型的分析,建立了动力学方程;通过对各种干扰因素的分析,计算了共同作用的扰动力矩,最终得到卫星分离的速度、卫星姿态参数和星箭相对位置。

关键词 小卫星 搭载星 星箭分离 干扰力矩 分离姿态

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电分离连接器对小卫星星箭分离干扰分析 被引量：6

3

作者 秦远田 陈卫东 《航天器环境工程》 2012年第3期292-296,共5页

电分离连接器是否成功分离是卫星与火箭分离过程中一个重要的环节。文章以某小卫星为工程背景,根据电分离连接器具有电分离(正常)和机械分离(非正常)两种工作模式,给出了小卫星在正常分离模式和非正常分离模式下的分离时序,建立了两种... 电分离连接器是否成功分离是卫星与火箭分离过程中一个重要的环节。文章以某小卫星为工程背景,根据电分离连接器具有电分离(正常)和机械分离(非正常)两种工作模式,给出了小卫星在正常分离模式和非正常分离模式下的分离时序,建立了两种分离模式下的分离力学模型,开展了电分离连接器分离的仿真分析。结果表明:正常分离模式下,分离不存在干扰;非正常分离模式下存在少许分离干扰,但卫星可以实现安全分离。 展开更多

关键词 卫星 星箭分离 电分离连接器 分离姿态

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小卫星二次分离的动力学仿真 被引量：6

4

作者 王秋梅 孟宪红 《力学与实践》 CSCD 北大核心 2009年第3期23-26,共4页

采用Adams软件对子星释放过程进行仿真.在建立分离方案的简化模型、选定合理设计参数的基础上,以1颗子星分离为例,基于Adams平台对分离过程进行仿真,然后基于多体动力学理论对分离过程进行动力学计算,得到了子星的分离速度和角速度.仿... 采用Adams软件对子星释放过程进行仿真.在建立分离方案的简化模型、选定合理设计参数的基础上,以1颗子星分离为例,基于Adams平台对分离过程进行仿真,然后基于多体动力学理论对分离过程进行动力学计算,得到了子星的分离速度和角速度.仿真结果和动力学计算结果是一致的,验证了Adams模型计算的正确性. 展开更多

关键词 二次分离 ADAMS仿真 动力学计算 分离姿态

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补偿型航天器分离装置设计

5

作者 丁星 尚宇晴 +2 位作者 张晓宏 张兴勇 华洲 《强度与环境》 CSCD 2024年第2期14-19,共6页

为了满足新一代航天器小型化及分离姿态可控的需求,确保航天器的可靠分离,提出了一种补偿型航天器分离装置设计方法。通过ADAMS软件建立了分离装置动力学模型,对其分离特性进行了研究及试验验证,评估了该分离装置对分离姿态的补偿效果... 为了满足新一代航天器小型化及分离姿态可控的需求,确保航天器的可靠分离,提出了一种补偿型航天器分离装置设计方法。通过ADAMS软件建立了分离装置动力学模型,对其分离特性进行了研究及试验验证,评估了该分离装置对分离姿态的补偿效果。研究结果表明:合理调整各弹簧装置的空间分布位置,可完全补偿弹簧推力偏差、航天器质心偏移带来的分离扰动,有效调节航天器分离姿态。相比于常规分离装置,其质量及占用空间可降低30%以上。研究结果对小型航天器分离装置设计具有重要的工程参考价值。 展开更多

关键词 分离装置 小型航天器 分离姿态 补偿

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机载导弹导轨式高过载发射动力学特性分析 被引量：6

6

作者 王海涛 马晓明 《航空兵器》 北大核心 2018年第3期78-82,共5页

随着载机机动性能的提高,机载导弹在载机高过载机动条件下的导轨式发射技术将日益重要。针对导轨式高过载发射,提出导轨前端悬臂梁段采用柔性体,其余部分采用刚性体的建模方法,该方法既有较好的计算效率,又能很好地模拟发射过程。采用... 随着载机机动性能的提高,机载导弹在载机高过载机动条件下的导轨式发射技术将日益重要。针对导轨式高过载发射,提出导轨前端悬臂梁段采用柔性体,其余部分采用刚性体的建模方法,该方法既有较好的计算效率,又能很好地模拟发射过程。采用有限元离散法结合拉格朗日多体动力学理论建立了导弹导轨式高过载发射动力学模型,仿真分析了导弹的离轨过程,结果表明:在高过载机动条件下,导弹分离速度和分离姿态会偏离理想设计值;导弹滑块与导轨之间的作用力会增加;发射时弹体与导轨可能发生干涉碰撞,影响发射安全性。 展开更多

关键词 高过载 发射安全性 导轨式 多柔体 分离姿态

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末子级并联贮箱均衡输送对入轨精度影响研究 被引量：5

7

作者 杨帆 张晓东 +2 位作者 刘昶 毛承元 胡峥 《上海航天》 2016年第B05期60-65,共6页

对液体运载火箭末子级并联贮箱推进剂输送不均衡量影响卫星入轨精度进行了研究。建立了均衡输送模型和星箭分离齿轮啮合模型,给出了质心横移计算公式。分析发现质心横移会因出现横向控制力矩而导致轨道倾角产生偏差,并对用弹簧分离实现... 对液体运载火箭末子级并联贮箱推进剂输送不均衡量影响卫星入轨精度进行了研究。建立了均衡输送模型和星箭分离齿轮啮合模型,给出了质心横移计算公式。分析发现质心横移会因出现横向控制力矩而导致轨道倾角产生偏差,并对用弹簧分离实现的星箭分离形成干扰力矩而影响分离精度。以新一代运载火箭末子级为例,计算了不同膜片翻转压力偏差的输送不均衡量、质心横移量和卫星入轨精度偏差。结果发现:为满足卫星入轨精度,需控制金属膜片翻转压力偏差小于0.015MPa。翻转试验结果验证了此结论。 展开更多

关键词 液体运载火箭 末子级 并联贮箱 均衡输送 质心横移 入轨精度 分离姿态 金属膜片 翻转试验

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能量可调式小型化星箭弹簧分离装置结构设计及研究 被引量：2

8

作者 任海辽 唐杰 +2 位作者 宋林郁 康士朋 李新宽 《国际太空》 2016年第9期61-64,共4页

弹簧分离装置是星箭分离系统的重要组成部分,其性能直接影响星箭分离速度、分离姿态、分离安全性。针对2015年用长征-6火箭的＂一箭二十星＂发射小型化、轻量化和分离姿态可控的要求,我们提出了一种工作输出能量可调式小型化星箭弹簧分... 弹簧分离装置是星箭分离系统的重要组成部分,其性能直接影响星箭分离速度、分离姿态、分离安全性。针对2015年用长征-6火箭的＂一箭二十星＂发射小型化、轻量化和分离姿态可控的要求,我们提出了一种工作输出能量可调式小型化星箭弹簧分离装置,相比于常规弹簧分离装置,其质量减轻30%以上,高度降低40%以上,安装空间节省50%以上。针对卫星质心偏移问题,通过调节弹簧行程,可有效调节卫星分离姿态。 展开更多

关键词 分离姿态 分离装置 可调式 弹簧刚度 星箭分离 输出能量 结构设计 安装空间 分离试验 自锁螺母

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皮卫星星箭分离动力学模拟及其灵敏度分析 被引量：2

9

作者 谢长雄 邓小雷 +1 位作者 王建臣 林欢 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第12期1403-1411,共9页

皮卫星能源有限、姿控能力差等特点决定其对星箭分离初始姿态要求较高。在采用自主研发的皮卫星星箭分离机构的基础上,以多体动力学理论为基础,采用ADAMS软件建立了皮卫星及其星箭分离机构虚拟样机模型,分别就皮卫星质心偏离量、分离弹... 皮卫星能源有限、姿控能力差等特点决定其对星箭分离初始姿态要求较高。在采用自主研发的皮卫星星箭分离机构的基础上,以多体动力学理论为基础,采用ADAMS软件建立了皮卫星及其星箭分离机构虚拟样机模型,分别就皮卫星质心偏离量、分离弹簧与舱门扭簧弹性系数对入轨初始姿态影响展开了分析。分析结果表明:质心偏心量对分离姿态影响最明显,分离弹簧与舱门扭簧弹性系数对其影响次之,合理配置分离弹簧与舱门扭簧弹性系数有利于卫星保持良好的姿态分离。在轨分离试验显示:分离时刻皮卫星滚动角速度、俯仰角速度、偏航角速度分别为-0.18(°)/s,-1.6(°)/s,0.95(°)/s,与在轨环境下仿真结果基本相符;入轨初始姿态能满足皮卫星的姿控要求,为其后续工作提供了保障。 展开更多

关键词 皮卫星 星箭分离 动力学 分离姿态 灵敏度分析

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基于蒙特卡洛法的卫星分离姿态计算方法 被引量：1

10

作者 康士朋 江涛 +1 位作者 耿盛韦 王金童 《导弹与航天运载技术》 CSCD 北大核心 2017年第6期36-41,共6页

为了计算以弹簧作为分离动力源的卫星在星箭分离时刻的分离姿态,建立了六自由度动力学方程,并采用龙格库塔法求解了该方程,算例结果表明:通过该方法计算得到的分离角速度与ADAMS仿真计算结果相比,最大偏差小于0.77%。基于以上研究,针对... 为了计算以弹簧作为分离动力源的卫星在星箭分离时刻的分离姿态,建立了六自由度动力学方程,并采用龙格库塔法求解了该方程,算例结果表明:通过该方法计算得到的分离角速度与ADAMS仿真计算结果相比,最大偏差小于0.77%。基于以上研究,针对卫星、弹簧装置多个设计偏差对卫星分离姿态的影响,提出基于蒙特卡洛法的卫星分离姿态分析方法。飞行试验结果表明,由该方法得到的分离角速度与常规保守算法相比,计算精度提高35%左右,解决了工程中由于采用将各个偏差取最大值进行保守计算而导致计算结果偏差较大的问题,可为卫星设计、弹簧装置设计提供参考。 展开更多

关键词 卫星 分离姿态 弹簧装置 蒙特卡洛法 龙格库塔法

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深空探测采样返回起旋分离动力学仿真分析研究

11

作者 朱佳林 殷新喆 +5 位作者 朱汪 吴琼 韩润奇 柳翠翠 曾福明 刘芃 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第12期1515-1524,共10页

针对深空探测采样返回高精度起旋分离,实现返回器再入大气姿态稳定的需求。在自主研发的被动式起旋分离机构的基础上,以多刚体系统动力学理论为基础,建立返回器起旋分离ADAMS动力学仿真分析模型,开展起旋分离过程综合敏度分析、敏感参... 针对深空探测采样返回高精度起旋分离,实现返回器再入大气姿态稳定的需求。在自主研发的被动式起旋分离机构的基础上,以多刚体系统动力学理论为基础,建立返回器起旋分离ADAMS动力学仿真分析模型,开展起旋分离过程综合敏度分析、敏感参数偏差耦合分析以及覆盖性分析研究,以此评估多参数偏差对返回器初始分离姿态的影响。分析结果表明:动力回转轴偏差和返回器横向质心偏差对返回器起旋分离姿态影响最为明显;合理配置动力回转轴及返回器横向质心位置有助于改善初始分离姿态;经多参数偏差覆盖性分析,验证了起旋分离各项指标的符合性。为深空探测采样再入返回高精度、高可靠分离技术的工程实施提供理论指导。 展开更多

关键词 再入返回 起旋分离 动力学 分离姿态

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悬挂物分离姿态的光学测量技术研究与应用

12

作者 张尉 仇振安 +1 位作者 靳冉 高秋芳 《科技创新与应用》 2020年第19期159-160,共2页

文章针对目前在多体分离地面试验中测量悬挂物分离姿态的局限性,分析了采用光学手段测量悬挂物分离姿态的原理和方法,并提出了双端位移估算法用于测量悬挂物的偏航角度。

关键词 悬挂物 分离姿态 偏航角度 双端位移估算

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机载悬挂物分离姿态的光学测量方法研究

13

作者 李宽 周志卫 朱海磊 《中国科技期刊数据库 工业A》 2021年第8期91-92,共2页

本文从悬挂物分离姿态的几何学定义入手,对悬挂物三维分离姿态的光学测量的柱面拟合法、悬挂物中轴线求解法进行了探讨,并根据悬挂物分离姿态的固有特点,提出了简化测量方法,讨论了简化方法的合理性和可行性;最后对如何提高三维姿态测... 本文从悬挂物分离姿态的几何学定义入手,对悬挂物三维分离姿态的光学测量的柱面拟合法、悬挂物中轴线求解法进行了探讨,并根据悬挂物分离姿态的固有特点,提出了简化测量方法,讨论了简化方法的合理性和可行性;最后对如何提高三维姿态测量精度给出了建议。 展开更多

关键词 机载悬挂物 分离姿态 光学测量

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