整流罩

摘要： 1引言“一箭多星”是指用一枚运载火箭将两颗及以上的卫星发射至预定轨道[1]。传统的“一箭多星”发射模式需要依靠质量体积较大的卫星适配器,对整流罩内宝贵空间的利用率不足,一次可以发射的卫星数量也受到限制。为此,美国太空探索技术公司(SpaceX)探索了一种新的“一箭多星”发射模式——堆叠式卫星发射。堆叠式卫星不再需要专门的卫星适配器,节省了运载能力的同时,也可以充分利用运载火箭整流罩的可用空间,通过合理设计可突破一次发射的卫星数量,提高发射效率。

摘要： 针对FBD No.8.0矿用对旋轴流风机内部流场不稳定、压力损失较大等问题,对风机内部的集流器和整流罩的几何尺寸参数进行了优化研究。首先,选择集流器入口直径、长度和整流罩的两段水平长度作为正交试验因素,全压效率为试验的评价指标,探究集流器和整流罩的共同作用对风机气动性能的影响;然后,根据L_(9)(3^(4))的正交试验表,设计了9种试验方案,并进行了数值计算;最后,采用极差分析的方法,得出了几何参数对风机效率的主次影响顺序,确定了对旋轴流风机最优的尺寸参数组合。研究结果表明:相比于原型风机,优化后的对旋轴流风机在流量点750 m^(3)/min时,全压和效率分别提高了2.64%和1.74%;在全流量工况下,全压和效率平均提高了2.12%和2.31%;同时,优化后的风机能够有效缓解入口处的涡团现象,降低风筒前端内部的压力差值,改善进气情况,减小叶片表面的涡量,提高风机的性能。

摘要： 阻水装置是某水下火箭炮的重要零部件。为了提高巡航安全性和发射安全性,在身管前端和尾端采用了纤维编织的水密隔膜。在发射装置整体的前端增加了分体式刚性整流罩。为验证结构的可行性,使用多刚体动力学仿真软件对整流罩开合全过程进行仿真,获取了开合全过程主要零部件运动参数,使用有限元分析软件对结构整体进行模态分析,获取了结构整体各阶模态数值。结果表明,结构从原理上满足设计要求,具备进一步工程化的条件。

摘要： 一支穿云箭,散布满天星。首飞一年后,长征八号运载火箭在2022年2月27日以全新姿态第二次从文昌航天发射场起飞。此次出征,长八火箭“轻装简行”,去掉了两枚助推器,从两级半变为两级串联构型,整流罩缩短,携带22颗卫星奔赴500千米外的太阳同步轨道,刷新了我国一箭多星发射的纪录,也快速交出了商业卫星共享发射的第一张满分答卷。

摘要： 马斯克仅仅实现了火箭一级和整流罩回收,正在考虑二级回收。如今已经有人比他步子迈得更大。2021年,一家新兴企业先后弄到了两笔投资,第一笔价值9100万美元,第二笔价值6500万美元,准备启动全箭可回收型号的设计。这家企业的英文名字叫做stoke space,stoke在英语中的意思很多,用作动词的时候可以解释成添柴、添煤,甚至是"煽风点火"。但如今用作名词的时候,也可以指"司炉".

摘要： 对镁合金整流罩压铸件进行工艺分析,介绍压铸模结构设计、分型面选择、浇注系统、脱模机构及定距机构设计等,并阐述了模具工作原理和结构特点。模具经实际生产验证:成型的铸件质量及精度符合要求,对同类模具设计提供了参考。

摘要： 民用飞机机身下部整流罩结构设计除需要满足其基本的功能要求外,还需要充分考虑总体布置、强度、刚度、重量、维修性、工艺性等众多因素。本文介绍了民用飞机机身下部整流罩结构设计的一些要点,总结了典型的结构设计技术:金属骨架设计、多模块可拆蒙皮设计、多支撑式可调节拉杆设计、边缘刚度耦合设计。并以某型民用飞机机身下部整流罩结构设计为例,应用这些结构设计技术,最终设计出的结构可满足总体布置、强度、刚度、重量、维修性、工艺性等设计要求,并通过了试验验证。与国内现有飞机相比,更好的解决了维修性、工艺性以及与机身刚度不匹配等整流罩设计的典型问题,可供同类飞机参考使用。

摘要： 对附加不同整流装置的圆柱体横向单自由度涡激振动特性进行了系统研究。重点分析了约化速度3.0≤U_(r)≤12.0范围内,附加不同整流装置的圆柱振动幅值,受力系数,振动频率和泻涡模式。研究结果表明:附加不同整流装置的圆柱体其水动力特性较附加整流装置的静止圆柱体复杂很多,采用附加整流装置的静止圆柱体绕流结果评价整流装置性能好坏欠妥。

摘要： 针对直升机发动机舱复合材料整流罩存在高温焦化的问题,该文从明确整流罩的结构形式出发,阐述了热防护技术的有关内容,分析了发动机舱热能的传递过程,构建了发动机舱简要的热能传递物理模型和复合材料整流罩热能传递的数学模型,并结合热防护技术的应用对其发展趋势进行展望,以期为整流罩焦化分层问题的处理方案提供一些参考。

摘要： 某航空发动机火焰筒整流罩在工作过程中发生断裂,通过宏/微观形貌观察、表面质量检查、金相检验、疲劳试验和动应力测试等方法分析了断裂原因。结果表明:整流罩断裂性质为高周疲劳断裂,疲劳裂纹源位于整流罩转角应力集中处;整流罩原始锻件晶粒尺寸粗大,使得疲劳强度较低,这是整流罩发生疲劳断裂的一个主要原因;在最大振动应力作用下,整流罩转角应力集中处载荷过大,明显高于其动强度储备,这是整流罩发生疲劳断裂的另一主要原因;整流罩转角应力集中处的异常轴向划痕进一步提高了此处的应力集中系数,促进了疲劳裂纹的萌生。

摘要： 根据三聚氰胺泡沫塑料吸声机理,研究了被动控制的整流罩内声场降噪方法,采用统计能量数值仿真和混响室噪声环境试验方法,对运载火箭整流罩的声振响应及降噪能力进行了数值仿真预示及试验验证,验证了三聚氰胺泡沫塑料吸声材料在运载火箭整流罩噪声控制中的降噪性能及仿真预示模型的准确性.

摘要： 超燃冲压发动机需达到预定高度和速度方可开机工作,需采用整流罩进行防护,使其在大气层中飞行时免受如气动力、气动加热等有害环境的危害,同时使飞行器具有比较好的空气动力学结构,减小飞行器的飞行阻力.临近空间超高速下的整流罩分离技术,是提高超燃冲压发动机开机飞行可靠性的重要途径.介绍了目前整流罩的类型及与其相适应的分离方式;阐述了临近空间超高速状态下整流罩分离中气动力计算、罩体结构设计和分离过程运动与动力学计算的国内外研究发展现状.考虑临近空间超高速整流罩分离复杂工况,提出基于仿真技术和试验验证的研究思路,总结了临近空间高速整流罩分离技术目前存在的问题.

摘要： 针对有效载荷填充导致的运载火箭整流罩内部局部声压级增大现象即填充效应问题,采用三明治夹芯板理论,建立了整流罩及负载的等效模型,利用FE-BEM和SEA法分别对运载火箭整流罩的低、高频段内声场特性进行了数值仿真,研究了两种不同体积比负载的填充效应,并从模态频率的角度对填充效应的形成机理及变化规律进行了分析.仿真与试验结果表明:填充效应与声振耦合作用引起的声学模态频率偏移有关,低频偏移幅度比高频要大,因此低频填充效应更加明显;由于填充负载体积比会直接影响模态偏移的幅度,使填充效应会随负载体积比的增大而增大.基于FE-BEM及SEA的数值计算方法为有效载荷填充效应的预测提供了分析手段.

摘要： 针对浮空器制造的气囊材料及工艺特点,结合系留气球整流罩T型连接处应力大、裕度小,提出了T型连接剪口结构形式及其位置点的提取方法,利用基于Matlab的角度-弦高联合算法实现了剪口位置点的优化.

摘要： 运载火箭在飞行过程中受到严酷的噪声环境,这些噪声通过蒙皮振动和声透射进入整流罩内部形成内噪声,它激起的振动响应可能引起航天器仪器设备的破坏,从而大大降低整个系统的可靠性.因此,采用整流罩内声场降噪技术以改善整流罩内噪声环境是非常必要的.因此针对声学覆盖层研究了其吸声机理,在低、高频分别采用不同方法对声学覆盖层进行了建模,并对整流罩空罩和铺设声学覆盖层的状态进行了仿真分析,通过混响室噪声试验对仿真分析结果进行了验证,评估了声学覆盖层的降噪效果.

摘要： 本文介绍了某型飞机主起落架整流罩结构在全尺寸疲劳试验过程中的破坏形式,分析了主起落架整流罩结构传力路线以及次级承力结构与主承力结构之间的附加变形载荷,对其结构进行了改进设计.

摘要： 文章对普通海洋立管的涡激振动现象进行数值研究,发现当约化速度4＜Ur＜6时,立管处于"锁定"区间,发生共振现象.在Ur=5时,对带整流罩的海洋立管进行数值模拟,发现整流罩可以显著降低立管所受阻力,并能减小漩涡脱落的频率以及横向振动的幅值,从而延缓疲劳损伤的发生.本文的研究说明了整流罩可以显著的减小涡激振动的影响,在工程实践中具有很高的应用价值.

摘要： 根据现代直升机高速、减重的发展趋势,直升机的板材的壁厚较小,理论外形较为复杂,因此对于钛合金动力舱整流罩的成形工艺也提出了更高的要求.本文主要对钛合金材料动力舱整流罩的工艺性、经济性进行分析,重点研究了拉伸成形、热校形、点焊工艺控制等对于保证钛合金动力舱整流罩精密外形,提高外观质量的应用.

摘要： 大型整流罩开罩分离是保证火箭能够顺利进入预定轨道的关键技术之一,而地面分离试验是检验结构设计安全性的重要手段.随着整流罩结构尺寸的跨越式增长,地面分离试验过程中大气阻力的影响将愈发显著.对于此类复杂流固耦合问题,Abaqus中的耦合欧拉-拉格朗日算法(Coupled Eulerian-Lagrangian,CEL)有着显著优势.本文首先提出了大型整流罩精细有限元模型的简化方法,然后基于简化模型和CEL算法对其地面分离试验进行了仿真预示,最后与结果进行了对比.结果表明本文提出的简化模型方法和简化模型与精细有限元模型匹配较好,基于CEL算法的仿真结果能较好地与试验结果吻合,可以作为工程应用的参考方法.

摘要： 飞行器在稠密大气层内飞行时,飞临预定区域时及时将整流罩分离并抛弃,以便减轻飞行的后续质量和有效载荷的正常工作.整流罩分离能否成功,直接影响到飞行任务的成败.本文采用基于直角网格的多体分离过程数值模拟程序对飞行器整流罩抛罩分离过程开展数值模拟,分别对整流罩拔罩分离方案、旋开分离方案和平推分离方案三种分离方案进行研究.对三种不同整流罩分离方案分别进行不同初始条件的数值模拟,对分离方案的影响因素进行分析.数值结果表明:对于拔罩分离,给定发动机推力时,整流罩不会出现翻转现象,当所有发动机关机后在气动力作用下整流罩会出现类似鱼游的摆尾运动;整流罩旋开分离时,在分离初始阶段整流罩为外八字形态,但其俯仰方向旋转角速度在气动力矩作用下迅速降低,解锁角越大,分离初期其角速度变化斜率越大;正的偏航角速度不会影响分离安全,且偏航角速度越大侧向分离越快分离过程越安全,负的偏航角速度会使得整流罩分离后出现内扣,使侧向分离速度急剧降低,影响分离安全性.

摘要： 本发明提供了一种高陡度陶瓷整流罩热压成型模具及整流罩制备方法，用以解决现有技术中高陡度陶瓷整流罩成型困难的问题。所述热压成型模具包括：阳模、装料套筒、由第一阴模半模和第二阴模半模组成的阴模、承压套筒和热脱模卡具；阳模头部形状与整流罩内部形状吻合，第一阴模半模与第二阴模半模组成具有内部凹腔的圆柱体，相接处为平滑平面；凹腔的形状与整流罩的外部形状吻合；承压套筒为圆环柱体，内径与阴模的外径、装料套筒的外径相同，套接在组合后的阴模和装料套筒外，用于承受压力。本发明提高了热压成型的承受压力，同时解决了传统模具脱模困难的问题，整流罩壁体均匀、无裂纹缺陷，具有高的红外透过率，且制备工艺简单，节约了成本。

摘要： 所述用于叶栅推力反向器(19)的可移动整流罩(1)，该整流罩包括：具有前部区域(17)的内壁(5)、至少一个安装成能够在直喷位置(11)与反向喷射位置(21)之间进行枢转的遮挡件(13)以及至少一个杆件(23)，该杆件的一个端部(25)连接到所述遮挡件(13)，从而导致该遮挡件从所述位置中的一个致动到另一个位置。内壁(5)在所述前部区域(17)中具有部件(31)，该部件是弹性的或者可熔的并且凸出到所述可移动整流罩的外部。在所述杆件端部(25)与所述部件(31)之间设置有径向间隙。

摘要： 本发明涉及一种用于航空器的水平稳定器的整流罩系统和用于安装所述整流罩系统的方法，使得整流罩系统密封航空器的水平稳定器(2)和机身(1)。所述整流罩系统包括配置在航空器的水平稳定器(2)上的主整流罩(50、51)，所述主整流罩(50、51)稳固连接到所述水平稳定器(2)，而所述水平稳定器(2)相对于机身(1)可调试，所述整流罩系统还包括辅助整流罩(80、81)，使得主整流罩(50、51)通过沿主整流罩(50、51)的翼弦的方向配置的支撑件(30)连接到水平稳定器(2)，所述支撑件(30)位于所述主整流罩(50、51)的相对于机身(1)的外部部分，所述辅助整流罩(80、81)配置在所述支撑件(30)的外部部分，所述辅助整流罩(80、81)的目的是用于覆盖所述支撑件(30)和为该组件提供优良空气动力性能。本发明还涉及将该整流罩系统安装在航空器的水平稳定器(2)上的方法。

摘要： 本发明涉及一种用于飞行器推进装置的推力反向器(12)，该推力反向器(12)包括内部固定结构(13)、可移动整流罩(16)和阻挡襟翼(17)。推力反向器(12)包括第一致动机构，该第一致动机构被配置成使可移动整流罩(16)在关闭位置和打开位置之间移动，以使阻挡襟翼(17)分别在缩回位置和展开位置之间移动，从而使推力反向器(12)分别在全推力构造和推力反向构造之间转换。推力反向器(12)包括第二致动机构，该第二致动机构被配置成当可移动整流罩(16)处于关闭位置时，使阻挡襟翼(17)在缩回位置和部分展开位置之间移动，以使推力反向器(12)分别在全推力构造和推力减小构造之间转换。

摘要： 本发明提供了一种高陡度陶瓷整流罩热压成型模具及整流罩制备方法，用以解决现有技术中高陡度陶瓷整流罩成型困难的问题。所述热压成型模具包括：阳模、装料套筒、由第一阴模半模和第二阴模半模组成的阴模、承压套筒和热脱模卡具；阳模头部形状与整流罩内部形状吻合，第一阴模半模与第二阴模半模组成具有内部凹腔的圆柱体，相接处为平滑平面；凹腔的形状与整流罩的外部形状吻合；承压套筒为圆环柱体，内径与阴模的外径、装料套筒的外径相同，套接在组合后的阴模和装料套筒外，用于承受压力。本发明提高了热压成型的承受压力，同时解决了传统模具脱模困难的问题，整流罩壁体均匀、无裂纹缺陷，具有高的红外透过率，且制备工艺简单，节约了成本。

摘要： 本发明涉及整流罩零件制备技术领域，提供了一种整流罩零件及激光选区熔化成形薄壁整流罩零件的方法，所述方法包括：对整流罩零件进行数据建模；通过工艺仿真获得整流罩零件的残余应力场和位移场，对位移和应力超过一定值的区域添加支撑结构；切片处理，得到二维截面数据信息；逐层对零件的二维截面进行扫描，完成整流罩零件的激光选区熔化成形制造；热处理；去除支撑和表面处理后得到成品。本发明可解决薄壁结构件成形易翘曲变形、支撑难去除的问题；能够降低增材制造成本，保证零件的成功，为薄壁整流罩零件提供一种有效的支撑设计方法。

摘要： 本发明提供了一种底部整流罩(5a，5b)，所述底部整流罩配置用于装配在机动车辆底座(2)上。所述底部整流罩(5a，5b)在沿纵向方向(L1)和横向方向(T1)的整体平面上延伸。所述底部整流罩(5a，5b)包括竖直延伸的侧向壁(9)，所述侧向壁至少部分地沿着(L1)所述整流罩(5a，5b)的侧向边缘分别布置。所述侧向壁(9)在所述整流罩(5a，5b)的横向(T1)端部处纵向(L1)延伸。所述侧向壁(9)中的每个配备有至少一个加强件(10)，所述至少一个加强件至少部分地竖直(V1)延伸且至少部分地沿着(L1)所述侧向壁(9)延伸。

摘要： 本实用新型提供了一种整流罩的分离装置、整流罩组件及运载火箭，其中，整流罩的分离装置，包括：气源；筒件及管路，筒件包括筒体以及连接在筒体的第一端的筒盖，管路的第一端与气源连通，管路的第二端穿设于筒盖并与筒体的内腔连通；活塞件，可移动地穿设于筒体的内腔中；第一密封圈，第一密封圈的外圈部设置在筒体的第一端和筒盖之间，第一密封圈的内圈部位于活塞件的一端和筒盖之间。本申请的技术方案有效地解决了相关技术中的整流罩分离时产生不平衡的冲量的问题。

摘要： 本申请涉及一种火箭整流罩及火箭整流罩维护系统，其中火箭整流罩包括：整流罩前罩及整流罩后罩，所述整流罩后罩上开设有送风口，所述整流罩前罩上开设有出风口，所述送风口连接有供风系统，所述送风口上安装有用于调整送风方向及速度的散流器。通过在火箭整流罩上开设送风口及出风口，能够有效地使外部维护系统与整流罩的内部空间相接，并通过外部维护系统向整流罩内部空腔送风，有效避免在整流罩与内部卫星之间空腔中布置风管，通过向空腔中送风的形式改善了现有整流罩内部温湿度的控制形式，有效地使内部卫星维持在相对适宜的环境中。

摘要： 本实用新型公开整流罩用碳纤维复合材料型材，包括碳纤维复合材料型材本体，所述碳纤维复合材料型材本体上开设有漏水孔；所述碳纤维复合材料型材本体的材质为碳纤维复合材料；所述为碳纤维复合材料包括若干层碳纤维层、若干层树脂基层、铜网层；所述铜网层、树脂基层、碳纤维层由外至内依次设置；在所述漏水孔的外侧覆盖有挡水布；所述挡水布平整地胶合在所述漏水孔外侧的周边以及内壁上。本实用新型还公开整流罩漏水口封边组件。本实用新型防止静电集中、雷击附着点与传统的碳纤维复合材料一体成型、快速、高效防止漏水孔周围及其内壁腐蚀现象发生的优点。