火箭橇

摘要： 兼顾安全性与经济性的高性能结构优化设计是结构设计领域的重要需求,面向火箭橇结构的拓扑优化设计对火箭橇试验具有重要意义。本文在火箭橇结构动力学仿真分析的基础上,基于变密度法建立了火箭橇结构的拓扑优化模型,利用伴随矢量求解了目标函数与约束函数关于设计变量的灵敏度,通过移动渐近线算法驱动了设计变量的更新迭代,最后对拓扑优化设计的结果进行了校验。结果表明,提出的位移约束下的火箭橇结构拓扑优化设计方法在经济性与安全性方面对火箭橇结构的设计是有效的,拓展了火箭橇结构的设计思路。

摘要： 为解决作为高超声速火箭橇滑靴材料的难熔高熵合金WNbMoTaV在应用中呈现本征脆性、室温塑性韧性低等问题,采用第一性原理计算方法,用Ti、Zr、Hf和Sn替换其中易氧化、塑性较差的W元素,来探究替换元素对高熵合金塑性韧性性能的影响机制。通过理论公式计算(Ti/Zr/Hf/Sn/W)NbMoTaV合金的7种相形成规律参数和内聚能,确定其都为稳定单一的体心立方结构;进而构建出相应的模型计算了这5种难熔高熵合金的弹性性质。弹性常数、泊松比ν、Pugh比k、柯西压力C_(12)-C_(44)、Zener各向异性系数A^(Z)和Chung-Buessem各向异性系数A^(G)的计算结果表明:(Ti/Zr/Hf)NbMoTaV相较替换W前的强度明显下降,塑性少量提升,各向异性略有下降,但剪切各向异性有所增加,而将W替换成Sn导致材料的强度和塑性都略有下降,各向异性增加,剪切各向异性降低明显。态密度分析得出上述现象产生的原因主要是Ti、Zr、Hf、Sn会造成合金材料的成键稳定性和共价性降低,从而导致基体理论强度下降。此研究可为难熔高熵合金的成分设计、改善性能和进一步应用提供一定的参考。

摘要： 为研究火箭橇靴轨接触特性,采用Eluer-Bernouli梁单元对火箭橇橇体进行离散,建立了考虑轨道不平顺度的靴轨非线性接触力模型,通过Newmark-β结合Newton-Raphson局部迭代求解包含靴轨非线性接触力的橇轨动力学方程,并通过试验验证了数值解的正确性,数值计算结果表明:在700 m/s速度下,靴轨接触力峰值为2.27×10^(6) N,单次靴轨碰撞时间为0.35~0.45 ms;靴轨碰撞时间与火箭橇航向速度成正比,在700 m/s速度下,橇轨碰撞时间占总时长的26.0%;靴轨接触速度与航向速度平方成正比,若以2.54 m/s作为轨道可承受的最大接触速度,则该火箭橇航向速度上限为820 m/s。

摘要： 以某型单轨火箭橇用固体火箭发动机为研究对象,通过有限元模态分析,对比了发动机本体状态和箭橇一体化状态下的模态变化,对模态仿真结果进行了验证。结果表明,与发动机本体相比,箭橇一体发动机自由模态一阶固有频率降低8%,约束模态一阶固有频率降低17%,一弯、二弯、三弯振型虽然一致,但弯曲振型耦合有明显的呼吸振型;箭橇一体化发动机模态参数显著改变,后续火箭橇结构设计及动力学分析中应引起重视。

摘要： 目前,火箭橇试验是飞行器空气动力学重要试验手段,然而强烈的地面与轨道干扰会影响试验的精度,甚至导致试验失败。采用尺度自适应SAS方法和基于铺层算法的动网格技术对不同马赫数下的超声速火箭橇滑行过程进行数值模拟,探究了超声速火箭橇的气动力致振机理。采用了数值风洞模拟方法对超声速火箭橇无限空间绕流和仅包含地面的橇体绕流进行仿真,分析了不同环境条件下的激波特征。结果表明:超声速火箭橇的头激波传播至轨道和地面时会发生激波反射,反射激波的存在会导致超声速火箭橇产生升力,并带来阻力的略微增加;反射激波与轨道扣件的周期性碰撞使得其尾迹区具有非定常特征;火箭橇的气动力激励振动频率与尾迹波动频率一致,即气动力激励振动对非定常尾迹具有锁频现象。此外,压力信号的功率谱密度分析表明气动力激励振动存在谐声现象,这与锁频现象密切相关。

摘要： 火箭橇试验具有可重复、可回收、便于观测等优点,成为航空航天飞行器性能测试的重要试验手段之一.但是,火箭橇试验不可避免地会出现地面效应和橇体干扰.针对该问题,国内外专家对亚声速和超声速火箭橇试验流场进行了大量的研究,但是对跨声速火箭橇试验复杂流场的研究较少.基于此,文章以单轨火箭橇为研究对象,采用CFD方法对火箭橇跨声速复杂流场进行了研究.

摘要： 火箭橇试验具有可重复、可回收、便于观测等优点,成为航空航天飞行器性能测试的重要试验手段之一。但是,火箭橇试验不可避免地会出现地面效应和橇体干扰。针对该问题,国内外专家对亚声速和超声速火箭橇试验流场进行了大量的研究,但是对跨声速火箭橇试验复杂流场的研究较少。基于此,文章以单轨火箭橇为研究对象,采用CFD方法对火箭橇跨声速复杂流场进行了研究。

摘要： 针对高速运行条件下的火箭橇结构安全性和橇载设备的结构安全性评估问题,设计了橇载振动测试装置,获取了振动测试曲线;通过对光电探测组件和天线安装板测量的异常数据进行分析,发现存在问题并提出结构设计的改进方法,提高火箭橇试验的安全性。

摘要： 分析了高超声速火箭橇橇体在运动中所涉及的气动热计算问题,对于8Ma以下的气动热问题,介绍了量热完全气体与热完全气体热力学参数计算方法,并通过数值计算比较了不同速度下两种气体的热力学参数变化情况,在低马赫数时,两种气体计算结果的差别不大,随着来流速度的增大,两种气体计算结果的差值增大。对于8Ma以上的气动热问题,介绍了高温真实气体的气动热计算方法,为高超声速火箭橇的气动热计算奠定了理论基础。

摘要： 针对火箭橇水刹车高速入水时水载荷大易发生结构破坏的问题,对不同截面水刹车的入水载荷进行了仿真计算。利用流固耦合软件对圆管形和三角形截面水刹车入水载荷进行了仿真研究,计算了6种不同工况下水刹车入水时加速度响应随时间的变化曲线。研究结果表明:三角形水刹车入水载荷较小,能有效降低水刹车入水时橇车结构应力,适用于高速橇车安全回收使用。研究结果可为火箭橇高速水刹车研制提供参考。

摘要： 为保护火箭橇在运动过程中橇体及轨道的安全性,针对橇体运行过程中轨道特征进行分析是十分必要的.橇体在运行过程中对轨道产生随机激励.本文针对火箭橇运行过程中安置于轨道上的加速度传感器测得的系列数据进行信号特征分析.通过经验模态分解(EMD)法实现去除由于橇体极大的冲击造成的振动数据中存在的复杂趋势项.针对轨道不同位置测量得到的振动峰值进行时域分析,结果表明当火箭橇运行至轨道上方时,该处轨道振动不一定处于峰值.

摘要： 本文通过现阶段火箭橇试验需求,设计适用于不同类型火箭橇试验的几类火箭橇推力释放装置,并根据实际应用状况进行了仿真分析和关键位置的详细计算,在实际使用中得到了良好的应用和验证.同时,根据火箭橇试验实际应用情况,发现了一些问题,并提出了改进意见.

摘要： 火箭橇试验是指将试验件安装在专用滑车上,用固体或液体发动机作为动力,沿高精度轨道高速滑行的模拟试验,主要用来评估被试产品在高速度、高加速度情况下的技术成熟度.为得到可控的运动轨迹需对火箭橇空气动力特性开展深入研究,其中气动阻力系数分析是其中重要研究内容之一.rn 通过空气动力学的理论分析以及利用经验值对单轨火箭橇气动阻力系数进行估算,再应用CFD方法(主要应用NUMECA软件对火箭橇的空气动力特性进行仿真)开展数值模拟,最终结合真实火箭橇试验数据开展综合对比分析,从而为同类型火箭橇气动阻力系数取值方法技术研究提供帮助.

摘要： 针对国家新型战机、大飞机及高超飞行器研制面临的气动特性试验需求,通过分析目前传统的风洞试验和飞行试验的特点和局限性,结合火箭橇试验技术提出了发展通用火箭橇气动力测试系统的构想,并对其系统组成和需要研究解决的关键技术问题进行了探究,通过该系统的研究能发展一种创新性的通用气动力测试系统,在飞行器大比例模型跨、超音速试验和气动弹性试验研究等发面取得突破性进展,成为风洞试验和飞行试验的有益补充,为新型飞行器的设计及研制服务.

摘要： 在火箭橇滑轨上进行滑车抛伞试验,对阻力伞性能进行测试,在国内外都是创新,因其安全性高、方便性强、成本低等特点,将有越来越多的伞类试验在滑轨上进行.对伞摆角的测量是重要的考核内容之一.本文对单台车载相机测试布局进行研究,采用近景摄影测量技术,对伞绳上的标识实物点进行局部拍摄,将像点坐标换算到特定的空间平面上,构成一个虚点,利用镜头节点、标识实物点、虚点共线条件,采用解析法解算标识实物点的空间坐标,进而计算出伞绳的摆角.

摘要： 目前弹射座椅在气动力作用下的救生性能,主要通过火箭橇试验进行检测和验证.在弹射座椅火箭橇试验的轨迹测试中,以两台高速视频相机在锁定俯仰旋钮的的情况下,仅转动方位角沿航向进行跟踪拍摄,使每帧高速视频影像上至少有二个地面控制点.依据物像关系式,以设置在滑轨旁边的地面控制点得出每帧影像的三个外方位角元素,通过前方交会计算弹射座椅的空间三向位移.这项轨迹测试技术以实施简便、布局灵活为主要特点,其点位测试精度约为0.8米.

摘要： 本文通过分析火箭橇结构特性和应用前景,研究在火箭橇设计中采用铝合金、镁合金、铝镁合金、复合材料等轻质材料,替代原有钢结构材料,从而大幅度降低火箭橇试验始质量,提高火箭发动机推重比.另一方面,通过研究铝合金、镁合金、铝镁合金、复合材料等轻质材料耐磨、耐高温、减振等特性,结合火箭橇试验环境条件,对火箭橇关键零件材料进行优化研究,同时对于振动环境要求较高的火箭橇试验,利用轻质材料减振的特性,对被试品进行减振安装,提高火箭橇橇载环境适应性,拓展火箭橇试验领域.

摘要： 针对目前的火箭橇气动阻力的研究,本文通过分析几组典型橇体的结构变化带来的气动阻力的改变,结合目前的气动认知,简要说明二者之间的关系,橇体结构改变量与气动阻力改变量并不一定成绝对正比,气动阻力对橇体的敏感性不仅仅局限于结构件的增减,更多的在于结构件在火箭橇中的位置关系,结构件科学的优化设计位置,使得整个橇体的气动阻力就更为符合设计需要;在相似的火箭橇试验中合理优化设计具有很好的可借鉴性,也为后续火箭橇试验提供保障.

摘要： 火箭橇试验中的速度测试系统利用光电探测组件和地面位置标志实现时间和位置测试.光电探测组件的激光发射部件与光电接受部件之间的光路经过位置标志的遮挡后可产生电压变化.基于相对运动原理提出了一种验证光电探测组件在不同速度情况下经过遮挡物后的响应情况等测速性能的方法,具有方便、快捷、成本低等优点.

摘要： 根据2.5Ma左右速度下的红外导引头火箭橇试验中导引头表面产生的气动热不能对其外壳产生结构变形或者出现烧蚀现象的特点,结合现有的计算机资源和橇体结构的复杂性,本文选用松流-热-固耦合方法分别对2.5Ma速度下,自由飞行红外导引头的气动加热和带橇飞行的红外导引头的气动加热进行了仿真分析研究,计算得出导引头便面的温度分布情况.并对其进行了对比分析.

摘要： 本发明公开了一种火箭橇试验橇载测试系统电源保护电路，本发明组成简单，仅由分压电路、比较器、场效应管以及二极管组成，通过对经过分压后的橇载电池和备份电池输出电压进行比较控制NPN三极管的导通或截止，从而控制PNP三极管的导通或截止，最终控制橇载电池和备份电池的切换，当橇载电池无法供电时，快速切换到由备份电池供电，使试验全程均为通电状态，保证在橇载电源断电的状况下能连续、不间断工作，从而提高了数据采集系统的工作可靠性，降低了惯性测量系统火箭橇试验的风险成本。本发明采用的滞回比较器正反馈很强，远比电路中的寄生耦合强，还可以免除由于电路寄生耦合而产生的自激振荡，从而提高了供电的稳定性。b pnum="1" />

摘要： 本发明属于火箭橇试验领域，具体涉及一种火箭橇试验装置及试验方法，用于飞行器的速度、加速度试验。所述试验装置包括台架车(2)、直线式导轨(3)、可移动式滑轮(4)、驱动电机(6)、试验控制及储能设备(7)；台架车(2)滑动设置于直线式导轨(3)；柔性绳缠绕可移动式滑轮(4)后，两端分别与台架车(2)、驱动电机(6)的输出轴连接；试验控制及储能设备(7)控制驱动电机(6)的工作，通过驱动电机(6)的正向或反向转动，实现台架车(2)上产品的加速或减速。

摘要： 本发明公开的高超声速火箭橇全速域高精度远距离测速方法，通过多普勒雷达联合小型化橇载信标仪，组成一个二次雷达系统，通过信标仪为雷达增强回波信号，解决了常规多普勒雷达对高超声速火箭橇远距离高精度测速的难题，具有实现简单、成本低，可靠性高，测量准确等优点。如果雷达端还有一个与雷达发射天线极化相同的接收天线，就能够实现一次雷达和二次雷达同时工作而且不相互影响的应用场景。

摘要： 为了解决高超声速条件下，传统横梁无法满足火箭橇整体设计要求的技术问题，本实用新型提供了一种高超声速双轨火箭橇用异型梁结构，在梁的上表面设计有凹槽，可通过调节凹槽的深度，实现发动机及被试品的安装高度调节，降低火箭橇的气动阻力；在梁主体的前端设有截面为三角形的前整流结构，设计时可通过调节整流角的大小，改变局部气动升力的大小和方向，从而实现调节整个火箭橇气动力的布局要求；梁主体的截面为“工字”形，抗弯截面系数大，能保证强度、节省材料，“工字”的大小可以根据上部安装卡环的宽度调整，以适应不同宽度卡环的安装面要求。

摘要： 本发明提供了一种适用于10吨级超声速火箭橇级间推力传递结构，包括推力板、内部支架和外封板，所述的内部支架包括V形板和梯形板，拼接组成棱锥台状框架结构，所述的V形板封闭端和梯形板的上底边朝向被试品，V形板开口端和梯形板的下底边朝向推力橇；所述的外封板将内部支架各开口端封闭；若干并行排列的推力板固定在内部支架朝向被试品一端，与被试品尾部端面接触；内部支架的另一端连接推力橇前部发动机卡环立柱。本发明能够承受巨大的压力、强大的冲击、振动，能够有效进行多级火箭橇推力传递，在超声速条件下能有效完成10t级被试品火箭橇级间推力传递。

摘要： 本发明提供了一种变截面产品火箭橇试验卡瓣式无干扰分离装置，包括四个卡瓣，所述的四个卡瓣组成环状结构，迎风面为凹面，安装在被试产品与火箭橇卡环之间。本发明制造工艺简单，成本低廉，性价比高，既能保证产品在火箭橇体运行过程安全可靠，又能实现轨道终点产品与火箭橇体的无干扰分离，从而有效保证产品以设计姿态单独作用于目标交汇物，达到产品战技指标考核的目的。

摘要： 本发明提供了一种适用于超声速火箭橇发动机固定的4连环结构，包括卡环和立柱，所述的卡环包括上下半环，四个卡环在火箭橇表面平行排列，卡环轴线相互平行且不重叠；每个卡环两侧均设置有立柱，卡环下半环与立柱侧壁焊接；相邻两个卡环之间共用一个立柱；中间卡环与外侧卡环之间使用加强立柱；所述的立柱采用矩形管加工而成；所述的加强立柱采用钢板焊接而成，航向尺寸大于其他立柱的航向尺寸。本发明能够使火箭发动机卡环有效承受超声速火箭橇试验过程中的发动机推力及航向过载，从而有效地保证发动机固定和限位的可靠性与安全性。

摘要： 本发明提供了一种控制火箭橇试验被试品攻角的舵面装置，包括多组控制舵面，所述的控制舵面安装在被试品外壁或固连被试品的卡环上，若干组控制舵面沿被试品轴向分布；每组控制舵面以经过被试品中轴线的铅锤面为对称面，垂直于被试品中轴线安装在对称面两侧；所述控制舵面的形状为机翼构型。本发明使用多组控制舵面协同控制被试品飞行姿态，从而解决超声速火箭橇试验被试品着靶攻角难以控制的问题，具有通用性强、气动特性优良、结构简易、设计制造成本低等优点。

摘要： 本发明提供了一种超声速火箭橇系统航向限位的卡环结构，包括上半环、下半环、垫环、连接板和压板，所述的垫环前端上半圆有径向凸起，内壁与被试品尾部螺纹连接；所述的上半环沿轴向分为两块，垫环的径向凸起固定在两块之间；所述的下半环固连在火箭橇橇体上，下半环两端安装有连接板；所述的两块上半环分别通过爆炸螺栓与连接板固连。本发明能够有效对被试品进行航向限位，同时减小被试品分离后干涉风险，从而保证10吨级载荷超声速火箭橇试验顺利实施。

摘要： 本实用新型公开了一种双轨火箭橇水刹车装置，包括安装在双轨火箭橇前端两侧的分水尖劈和布设在两条轨道刹车段上方的水盒，分水尖劈的前侧上部为向前收窄的横向突起、前侧下部为向前收窄的竖向突起、后侧上部为安装座、后侧下部为与轨道配合的滑块，横向突起的最前端超过竖向突起的最前端且高于水盒，竖向突起的上部延伸至横向突起下部、下部高于轨道、最前端为尖劈、两侧为曲形的导流板，导流板关于尖劈对称，尖劈位于轨道中心且最高点高于水盒，尖劈撞击水盒时能将水盒切开。本装置满足了超音速条件下的大制动力要求，不会对双轨火箭橇结构造成破坏，不会对全车气动性能造成较大影响。