箭體
- 火箭質(zhì)量、質(zhì)心測量設(shè)備的校準(zhǔn)
總體設(shè)計(jì)要求,在箭體結(jié)構(gòu)總裝前和總裝后,需對箭體質(zhì)量和縱向、橫向質(zhì)心位置進(jìn)行測量,參數(shù)是否準(zhǔn)確,將直接影響火箭飛控精度。由于箭體結(jié)構(gòu)尺寸較大,生產(chǎn)加工過程中可能存在尺寸偏差,模型理論數(shù)據(jù)計(jì)算的質(zhì)量、質(zhì)心數(shù)據(jù)和實(shí)際生產(chǎn)出的產(chǎn)品存在偏差,需要使用質(zhì)量、質(zhì)心測量設(shè)備進(jìn)行測量。同時(shí)需要對質(zhì)量、質(zhì)心測量設(shè)備進(jìn)行校準(zhǔn),使最終測量數(shù)據(jù)滿足運(yùn)載火箭飛行時(shí)控制需求。2 測試原理質(zhì)量、質(zhì)心測量設(shè)備的測量方法是:在火箭箭體兩端安裝滾動環(huán),滾動環(huán)將箭體抱緊,通過安裝在測量設(shè)備底部
機(jī)械制造 2023年10期2023-11-13
- 弱模型依賴的運(yùn)載火箭液體晃動自適應(yīng)控制方法公開
模態(tài)共同構(gòu)建火箭箭體動力學(xué)模型。液體晃動阻尼通過理論計(jì)算得到的解析解或近似解需要進(jìn)行試驗(yàn)確認(rèn)［2］。實(shí)際飛行的結(jié)果分析顯示，晃動的頻率理論值也存在一定的偏差。液體運(yùn)載火箭推進(jìn)劑晃動運(yùn)動，由火箭箭體的姿態(tài)運(yùn)動的牽連慣性力所激勵［3］。姿態(tài)控制系統(tǒng)應(yīng)對晃動不穩(wěn)定問題，常采用被動控制與主動控制兩種策略。被動控制采用增加防晃結(jié)構(gòu)的方法，但這會損失火箭的運(yùn)載能力，也會使結(jié)構(gòu)建造變得復(fù)雜，難以適應(yīng)任務(wù)的多變性。主動控制則通過提升晃動頻段的相位裕度或者限制晃動諧振幅值來
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2023年3期2023-09-27
- 限定條件下火箭發(fā)動機(jī)換裝流程優(yōu)化研究與實(shí)踐
分解發(fā)動機(jī)機(jī)架與箭體的連接，發(fā)動機(jī)整體下箭并返回生產(chǎn)廠。在發(fā)動機(jī)生產(chǎn)廠繼續(xù)分解其內(nèi)部組件，進(jìn)而更換核心零件。更換零件后，按照正向流程完成發(fā)動機(jī)裝配、交付全箭總體，開展發(fā)動機(jī)上箭安裝、連接管路、敷設(shè)電纜和對接尾段等一系列總裝工作。按此方案，整個(gè)換裝過程中火箭箭體一直保持水平狀態(tài)，換裝流程為串行安排，環(huán)節(jié)多、周期長，將無法實(shí)現(xiàn)既定的出廠和發(fā)射計(jì)劃。2 問題分析按照常規(guī)流程，發(fā)動機(jī)換裝工作具有以下特點(diǎn)：a）工序串行?；鸺某Ｒ?guī)總裝流程，各大工序均為串行安排，發(fā)動
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2023年2期2023-06-19
- 運(yùn)載火箭箭體制造關(guān)鍵裝備與技術(shù)現(xiàn)狀及發(fā)展
切的需求[1]，箭體結(jié)構(gòu)是運(yùn)載火箭最為關(guān)鍵的結(jié)構(gòu)部件，也是火箭制造中的關(guān)鍵[2]，如圖1 所示，箭體結(jié)構(gòu)主要由推進(jìn)劑貯箱、鉚接艙段等部分構(gòu)成。推進(jìn)劑貯箱作為運(yùn)載火箭的主承力結(jié)構(gòu)，是一種大尺寸、薄壁高強(qiáng)鋁合金焊接結(jié)構(gòu)，具有大尺寸、輕質(zhì)、薄壁和復(fù)雜等典型特征。目前，運(yùn)載火箭主體結(jié)構(gòu)生產(chǎn)的全工藝主要流程如圖2 所示，主要包括了板材成型、銑削加工、鉆鉚、焊接和箭體對接5個(gè)主要部分，在過去幾十年的發(fā)展中，這些流程中的制造技術(shù)逐漸從以手工操作為主的模式轉(zhuǎn)向綠色化、自動
制造技術(shù)與機(jī)床 2023年3期2023-03-10
- 可重復(fù)使用運(yùn)載火箭著陸支腿總體布局與關(guān)鍵參數(shù)優(yōu)化
回質(zhì)量約24t,箭體質(zhì)心距離箭體底部距離為11088 mm,為確保著陸安全性,著陸支腿展開后箭體底部與地面之間要有一定的安全間隙。著陸支腿完全展開后的箭體下端離地高度一方面與著陸支腿的緩沖性能相關(guān),另一方面與著陸支腿幾何參數(shù)相關(guān)。著陸支腿關(guān)鍵幾何參數(shù)主要指著陸支腿展開半徑,即足墊中心到箭體對稱面距離以及著陸支腿與水平地面的夾角,具體如圖1所示。圖1 著陸支腿參數(shù)示意圖Fig.1 Schematic diagram of the landing leg pa
宇航學(xué)報(bào) 2022年8期2022-09-23
- 一種基于雙目視覺的箭體晃動在線監(jiān)測方法
體運(yùn)載火箭、支撐箭體的支架、發(fā)射臺鋼絲軸承、液壓系統(tǒng)等出現(xiàn)塑性變形或故障，可能會引起火箭箭體晃動或傾斜[1]。當(dāng)晃動或傾斜幅度超出一定范圍會使箭體元件受損，不斷地累積就會造成箭體傾斜或倒塌等嚴(yán)重后果。因此，必須實(shí)時(shí)監(jiān)測火箭箭體的晃動量。通常的方法是，在設(shè)備內(nèi)部安裝陀螺儀傳感器、3 軸加速度傳感器或壓力傳感器進(jìn)行結(jié)構(gòu)件晃動監(jiān)測，并以晃動量監(jiān)測值來消除誤差影響[2]。設(shè)備晃動可能給一些核心元件帶來潛在危險(xiǎn)，例如當(dāng)航天設(shè)備中的燃料存儲箱發(fā)生晃動時(shí)，會導(dǎo)致燃料泄漏
應(yīng)用光學(xué) 2022年1期2022-02-28
- 基于過載與姿態(tài)參數(shù)的開傘載荷快速分析方法
傘主要功能是穩(wěn)定箭體下落姿態(tài)，減速傘降低箭體下落速度，翼傘控制箭體下落軌跡和區(qū)域。在各級傘開傘過程中，降落傘在短時(shí)間內(nèi)迅速彈開并充氣，箭體會受到較大開傘載荷，該載荷是回收箭體結(jié)構(gòu)的重要設(shè)計(jì)載荷[2-3]。火箭發(fā)射和主動段飛行過程，由于姿態(tài)和飛行參數(shù)可控且穩(wěn)定，其載荷能夠通過計(jì)算仿真較準(zhǔn)確獲得。對于箭體下落和傘降回收過程，空中姿態(tài)和下落飛行參數(shù)存在大范圍變化，開傘初始信息無法預(yù)先確定，傘和箭體存在強(qiáng)烈相互作用，同時(shí)兩者還受到不確定氣動力影響，氣動力與姿態(tài)、下
強(qiáng)度與環(huán)境 2021年5期2022-01-25
- 基于L1輸出反饋?zhàn)赃m應(yīng)方法的火箭姿態(tài)控制
尤其是剛—彈耦合箭體的穩(wěn)定控制而言，L1自適應(yīng)方法的研究目前比較匱乏。目前，國內(nèi)關(guān)于L1自適應(yīng)控制理論的研究主要集中于狀態(tài)反饋形式，且控制對象皆為剛體，如：無人飛艇[6]，高超音速飛行器[7]等?？紤]到被控系統(tǒng)存在狀態(tài)變量不可測或者不可控的特點(diǎn)，采用全狀態(tài)反饋的狀態(tài)反饋L1自適應(yīng)控制就不再適用[8]，其中包括本文研究對象運(yùn)載火箭，因此采用輸出反饋L1自適應(yīng)方法對其進(jìn)行穩(wěn)定控制，目前關(guān)于該形式的研究在外文文獻(xiàn)中有所涉獵[9-11]，但針對運(yùn)載火箭進(jìn)行相關(guān)參數(shù)
計(jì)算機(jī)仿真 2021年12期2022-01-22
- 多機(jī)并聯(lián)火箭羽流流場及其底部熱環(huán)境分析
機(jī)并聯(lián)火箭飛行時(shí)箭體底部流場分布極其復(fù)雜,且隨飛行高度變化而變化。隨之帶來的箭體底部熱環(huán)境極為惡劣,對箭體底部熱環(huán)境預(yù)估的準(zhǔn)確性將直接影響火箭底部防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的正確性。如果防熱設(shè)計(jì)考慮不足,飛行過程中艙外結(jié)構(gòu)可能發(fā)生燒蝕,影響飛行成?。蝗绻O(shè)計(jì)過于保守,又會使得結(jié)構(gòu)偏重,不利于火箭運(yùn)載性能提升[1-2]。目前國外已有大量學(xué)者對多機(jī)并聯(lián)火箭羽流及其底部熱環(huán)境進(jìn)行了研究。早在1961年,Norman等[3]設(shè)計(jì)了小型四機(jī)并聯(lián)火箭并進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn),得到了高空飛行
宇航學(xué)報(bào) 2021年11期2022-01-20
- 運(yùn)載火箭滑行段姿控噴管故障自主辨識方法
斷的問題，本文對箭體動力學(xué)模型進(jìn)行推導(dǎo)得出姿控噴管指令、晃動與箭體角加速度的關(guān)系式，利用關(guān)系矩陣證明了故障辨識的條件，建立了典型姿控噴管故障診斷的邏輯方法，典型仿真證明了方法的有效性。1 液體運(yùn)載火箭滑行段數(shù)學(xué)模型1.1 滑行段繞心運(yùn)動模型運(yùn)載火箭滑行段飛行，姿控噴管的燃料消耗量有限，箭體參數(shù)幾乎不變。滑行段主發(fā)動機(jī)貯箱的燃料晃動必須考慮，一般繞心動力學(xué)模型表示如下：(1)其中,Kφ,Kψ,Kγ分別為俯仰、偏航和滾動通道的控制指令，ωz1，ωy1，ωx1分
航天控制 2021年5期2021-12-07
- 基于ADAMS的火箭頭體分離機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)仿真分析
作。龍伯球安裝在箭體中，火箭艙段材料為金屬，為滿足龍伯球透波要求，要求在龍伯球工作前火箭進(jìn)行頭體分離，釋放龍伯球。本文根據(jù)龍伯球在火箭上的工作要求，設(shè)計(jì)了頭體分離方案，并基于ADAMS建立可視化虛擬樣機(jī)，對分離過程進(jìn)行動力學(xué)仿真分析。1.頭體分離系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)將龍伯球安裝在箭頭載荷艙端面，球體伸入分離艙中，載荷艙和分離艙對接面為箭頭和箭體的分離面，火箭飛行到彈道高度80km時(shí)頭體分離，釋放龍伯球，頭體分離系統(tǒng)見圖1。圖1 頭體分離系統(tǒng)1.1 分離機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)頭體
中國科技縱橫 2021年12期2021-09-07
- 新一代中型運(yùn)載火箭級間段配平技術(shù)
級間段兩部分。在箭體飛行過程中，首先是前、后級間段分離(第一級間分離面)，一級箭體與二級箭體完成分離；然后是前級間段與煤油箱分離(第二級間分離面)，前級間段被二級箭體拋離。分離系統(tǒng)按其功能主要由三部分組成，即連接解鎖裝置、分離沖擊裝置和火工品引爆裝置。級間段兩個(gè)分離面之間的分離解鎖結(jié)構(gòu)均為爆炸螺栓，沿前級間段周向均勻分布有四根分離彈簧提供第二次級間分離的分離沖擊，在第二級間分離面爆炸螺栓起爆解鎖后，前級間段必須順利離開二級箭體，避免前級間段與發(fā)動機(jī)之間發(fā)生
機(jī)械工程與自動化 2021年2期2021-07-30
- 一種翻滾火箭箭體的運(yùn)動參數(shù)估計(jì)方法
括完成任務(wù)的火箭箭體、失效衛(wèi)星等。失效衛(wèi)星和火箭箭體在空間攝動力作用下一般處于自由翻滾狀態(tài)，由于其尺寸大、包含未使用的燃料，存在碰撞及爆炸的潛在風(fēng)險(xiǎn)，是在軌主動清除任務(wù)中高優(yōu)先級的目標(biāo)，獲取其在翻滾運(yùn)動狀態(tài)下的運(yùn)動參數(shù)是近距離安全逼近和操控的重要前提[2]。在空間非合作目標(biāo)的運(yùn)動參數(shù)估計(jì)的研究中，常用的測量傳感器有單目視覺、雙目視覺、ToF深度相機(jī)、掃描式激光雷達(dá)、非掃描式激光成像雷達(dá)等[3-4]。非掃描式激光成像雷達(dá)能夠?qū)崟r(shí)獲取目標(biāo)的三維量測點(diǎn)云數(shù)據(jù)，對
宇航學(xué)報(bào) 2021年4期2021-05-24
- 旋轉(zhuǎn)尾翼火箭測試平臺平衡滾速分析與彈道設(shè)計(jì)
測量火箭測試平臺箭體旋轉(zhuǎn)還會由于馬格努斯力和下洗延遲力矩等因素造成平臺的極限圓錐擺運(yùn)動，對平臺射程和精度造成不利影響[12]，平臺的滾轉(zhuǎn)速度也有一定設(shè)計(jì)要求[13]。因此，火箭測試平臺彈道設(shè)計(jì)是飛行試驗(yàn)的重要環(huán)節(jié)，平臺飛行力熱環(huán)境模擬能力對試驗(yàn)結(jié)果具有重要影響[14]。目前，火箭測試平臺多采用尾翼進(jìn)行穩(wěn)定、低速旋轉(zhuǎn)來減小一些非對稱因素的影響，從而提高平臺的性能。尾翼的不對稱偏差是產(chǎn)生氣動滾轉(zhuǎn)力矩主要來源，因此無控式平臺尾翼的設(shè)計(jì)成為關(guān)鍵。為了使固定式直尾翼
裝備環(huán)境工程 2021年3期2021-04-08
- 基于點(diǎn)云測量的運(yùn)載火箭異形管路數(shù)字化制造技術(shù)
樣導(dǎo)管則是須結(jié)合箭體實(shí)際安裝邊界加工的產(chǎn)品（箭上手工彎制鋁絲模擬導(dǎo)管走向，箭下按鋁絲樣板彎制導(dǎo)管[1]）。導(dǎo)管取樣造成了導(dǎo)管制造與箭體總裝串行，大幅延長了箭體總裝周期，特別是跨部件導(dǎo)管取樣，還須各箭體裝配對接后才可開展導(dǎo)管取樣工作，對箭體總裝周期影響更為嚴(yán)重。根據(jù)我國航天強(qiáng)國戰(zhàn)略部署、國家一系列重大工程宇航發(fā)射任務(wù)和運(yùn)載火箭型譜發(fā)展規(guī)劃，未來運(yùn)載火箭發(fā)射量將大增，但現(xiàn)有導(dǎo)管取樣方式將嚴(yán)重制約箭體交付周期[2]。當(dāng)前，國內(nèi)外對導(dǎo)管數(shù)字化制造的研究正處在發(fā)展階
深空探測學(xué)報(bào) 2021年1期2021-03-03
- 運(yùn)載火箭自動加注機(jī)器人結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及有限元分析
環(huán)境適應(yīng)性差、對箭體吊裝和安放等配套環(huán)節(jié)要求高、裝置本身體積龐大等不足之處[1-2]。以美國為代表的“架棲”對接加注技術(shù)對接及加注的過程中，加注口與加泄連接器均處于相對靜止?fàn)顟B(tài)，避免了對接和加注過程中由于箭體晃動所產(chǎn)生的對中及隨動難度。但使用前需要由人工先將對接裝置安裝在箭體上，一旦對接裝置與箭體脫落后則無法實(shí)現(xiàn)自動再對接，同時(shí)，利用箭體發(fā)射所產(chǎn)生的升力進(jìn)行對接裝置與箭體的強(qiáng)力分離，脫落動作缺乏流暢，易對箭體閥門和貯箱造成傷害[3-5]。我國已研發(fā)了一套基
機(jī)械與電子 2021年1期2021-01-11
- 基于通用技術(shù)項(xiàng)目教學(xué)的水火箭項(xiàng)目開發(fā)與實(shí)施
制作方法及水火箭箭體的制作技巧，為通用技術(shù)學(xué)科把水火箭作為項(xiàng)目教學(xué)開展提供參考，亦可作為科技教師指導(dǎo)學(xué)生開展科技實(shí)踐探究活動提供借鑒。關(guān)鍵詞 通用技術(shù);項(xiàng)目教學(xué);水火箭;水火箭發(fā)射器;教學(xué)儀器;核心素養(yǎng);技術(shù)試驗(yàn);科普中圖分類號：G633.67? ? 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：B文章編號：1671-489X（2020）12-0038-031 引言項(xiàng)目教學(xué)法是通過實(shí)施一個(gè)完整的項(xiàng)目而進(jìn)行的教學(xué)活動，其目的是在課堂教學(xué)中把理論與實(shí)踐教學(xué)有機(jī)地結(jié)合起來，充分發(fā)掘?qū)W生的創(chuàng)造潛能
中國教育技術(shù)裝備 2020年12期2020-11-30
- 讓火箭飛得更高
學(xué)家錢學(xué)森反映：箭體的重量直接影響到射程，泄出一些推進(jìn)劑，不就等于減輕了箭體的自重嗎？這樣一來，火箭不就可以飛得更高嗎？錢學(xué)森認(rèn)真聽取他的建議，當(dāng)即拍板：“我看這個(gè)辦法行！”不久，大漠一聲巨響，火箭發(fā)射成功了！多年以后，王永志成了中國載人航天工程的總設(shè)計(jì)師。螢火小語：我們要背上理想、道德、進(jìn)取心以及吃苦耐勞的品質(zhì)等必要的“推進(jìn)劑”，然后，大膽地卸下不切實(shí)際的夢想、自私心以及好逸惡勞等沉重的包袱，這樣，我們才能像火箭那樣飛得更高，走得更遠(yuǎn)，看到更多的人生美景
作文與考試·初中版 2020年26期2020-09-22
- 大長細(xì)比火箭氣動彈性分析①
曲剛度越來越小，箭體的氣動載荷分布更加復(fù)雜，控制模型的非線性特征更強(qiáng)，火箭氣動彈性控制問題越來越突出。氣動彈性控制技術(shù)是未來火箭總體設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一，該項(xiàng)技術(shù)能有效提升火箭控制精度、降低結(jié)構(gòu)的消極質(zhì)量、提升彈道規(guī)劃的能力，有利于分析總體參數(shù)拉偏范圍對產(chǎn)品性能的影響以及飛行試驗(yàn)的危險(xiǎn)因素來源。針對導(dǎo)彈、飛機(jī)的氣動伺服彈性問題，美國航空航天學(xué)會作了一系列有關(guān)氣動彈性現(xiàn)象、氣動彈性分析和氣動彈性試驗(yàn)等方面的專題綜述，并對氣動伺服彈性研究的未來發(fā)展趨勢提供指導(dǎo)[
固體火箭技術(shù) 2020年4期2020-09-05
- 垂直起降運(yùn)載器展開鎖定機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)與仿真分析
穩(wěn)定性較差，需要箭體下部有一定的傾斜角度，不適合圓柱形箭體。連桿式展開半徑大、著陸穩(wěn)定性好，但其結(jié)構(gòu)復(fù)雜、質(zhì)量大等劣勢會影響運(yùn)載火箭整體的運(yùn)載能力。外翻式可很好地適應(yīng)圓柱形箭體，著陸穩(wěn)定性高，可承受過載大，機(jī)構(gòu)自由度大，且不受箭體內(nèi)部空間的限制，可用于著陸質(zhì)量較大的運(yùn)載器。國外垂直起降運(yùn)載器的典型代表是美國Space-X公司研制的獵鷹系列運(yùn)載器。獵鷹九號驗(yàn)證機(jī)成功進(jìn)行了一子級海上濺落試驗(yàn)和陸地回收試驗(yàn)。重型獵鷹火箭使用的兩個(gè)助推器幾乎同時(shí)實(shí)現(xiàn)陸地著陸回收，
機(jī)械設(shè)計(jì)與制造工程 2020年8期2020-09-03
- 基于ADAMS的火箭分離機(jī)構(gòu)動力學(xué)分析及仿真
罩模型圖分離機(jī)構(gòu)箭體模型如圖2所示。圖2 箭體模型圖火箭分離機(jī)構(gòu)由整流罩與箭體兩個(gè)部分組成，在ADAMS中建立的完整模型如圖3所示。圖3 火箭分離機(jī)構(gòu)模型圖箭體的頭部被整流罩包在內(nèi)部，在分離過程中，整流罩先從箭體彈頭中縱向拔出，接著在分離推力的作用下被側(cè)向推離。因此，分離機(jī)構(gòu)的分離仿真過程主要圍繞整流罩和下面箭體的頭部，分析整流罩和箭體頭部是否會發(fā)生接觸或者碰撞。2 分離機(jī)構(gòu)的計(jì)算載荷分離體在不同階段主要受兩種載荷影響，一種是外部載荷[5]，包括重力、氣動
機(jī)械設(shè)計(jì)與制造工程 2020年7期2020-08-12
- 火箭發(fā)射前的旅行日記
組裝模式主要包含箭體吊裝、水平運(yùn)輸、垂直吊裝以及逆向撤收等作業(yè)流程。首先，助推器及芯級箭體在火箭總裝廠內(nèi)通過行車分別吊裝至交通運(yùn)輸工具上，然后由這些交通運(yùn)輸工具將火箭各級箭體分別運(yùn)抵發(fā)射場技術(shù)區(qū)，再通過運(yùn)輸車轉(zhuǎn)運(yùn)到發(fā)射區(qū)實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)場作業(yè)。進(jìn)入發(fā)射區(qū)后，首先由發(fā)射塔上配置的塔吊或其他起重機(jī)以及作業(yè)人員配合將芯一級箭體從運(yùn)輸車上起吊，并將其由水平狀態(tài)逐漸翻轉(zhuǎn)成垂直狀態(tài)，再由起重機(jī)將箭體垂直吊起，對準(zhǔn)發(fā)射臺，完成芯一級對接;然后，采用同樣方式完成整箭組裝。中國火箭運(yùn)
知識就是力量 2020年7期2020-07-08
- 基于拉網(wǎng)主動控制的運(yùn)載火箭回收策略
干擾力矩可能會使箭體傾倒，引起回收任務(wù)失敗，從工程安全考慮，一般先實(shí)現(xiàn)箭體在目標(biāo)靶位上空一定距離處懸停。1.2 第二階段減小火箭推力，運(yùn)載火箭在重力作用下緩緩降落并著陸。在運(yùn)載火箭自身攜帶的著陸機(jī)構(gòu)的幫助下，實(shí)現(xiàn)運(yùn)載火箭平穩(wěn)著陸。該過程中，最為關(guān)鍵的是吸收著陸沖擊載荷的緩沖器技術(shù)，實(shí)踐表明，基于推力器反推軟著陸的運(yùn)載火箭回收方案，技術(shù)難度大，對控制要求較高，稍有不慎即可能導(dǎo)致回收任務(wù)功虧一簣。2 拉網(wǎng)主動控制2.1 工作流程針對垂直返回運(yùn)載火箭著陸階段可靠
力學(xué)與實(shí)踐 2020年2期2020-05-18
- 某運(yùn)載火箭環(huán)抱型分體式滾動環(huán)的研制與裝配
全性問題，但由于箭體各部段的結(jié)構(gòu)連接形式不同，采用整體式專用滾動環(huán)設(shè)計(jì)理念，借用各部段外部結(jié)構(gòu)進(jìn)行固定的滾動環(huán)無法在單部段、部段組合體和全箭狀態(tài)下通用，造成滾動裝配過程存在滾動環(huán)裝配位置重復(fù)、裝配次數(shù)頻繁、裝配過程與總裝過程沖突等情況，這種滾動環(huán)設(shè)計(jì)理念和結(jié)構(gòu)形式制約了運(yùn)載火箭滾動裝配模式的應(yīng)用。圖1 獵鷹9火箭裝配工位國外已開展了運(yùn)載火箭滾動裝配模式應(yīng)用，例如美國SpaceX公司的獵鷹9火箭的裝配工位，全箭使用滾動裝配模式，覆蓋全箭的一級和二級[4，5]
航天制造技術(shù) 2020年1期2020-03-28
- 復(fù)燃對液體火箭返回階段底部熱環(huán)境的影響
流，將會直接沖擊箭體底面以及著陸支腿，引起的熱環(huán)境將更為嚴(yán)重和復(fù)雜。國內(nèi)外對于火箭底部熱環(huán)境的研究從未間斷過。美國在研制 土星I（1965）［5］、大力神III（1970，1972）［6-7］的過程中，就通過地面風(fēng)洞試驗(yàn)研究了上升階段底部不同區(qū)域加熱熱流呈現(xiàn)的變化趨勢。國內(nèi)起步較晚，北京空間動力研究院（2002）［8］、國防科技大學(xué)（2002）［9］、上海交通大學(xué)（2009）［10］、北京航空航天大學(xué)（2011）［11］等分別利用數(shù)值模擬方法對高空過渡區(qū)羽
上海航天 2020年1期2020-02-26
- 三助推捆綁水火箭制作與創(chuàng)新
器和一個(gè)單體多節(jié)箭體組成。它能夠?qū)崿F(xiàn)三助推器和單體多節(jié)箭體的自動分離，讓水火箭飛得更高，更遠(yuǎn)，它是目前已知的最先進(jìn)的水火箭，也是射程最高的水火箭之一，最高可達(dá)500 m。二、研究背景國內(nèi)有關(guān)三助推火箭的研發(fā)比較少，多為單節(jié)水火箭，射程比較近，一般50 m左右。國外關(guān)于水火箭的研究比較多，其中澳大利亞的一對父子對水火箭設(shè)計(jì)得最為先進(jìn)，射程更遠(yuǎn)，可達(dá)150 m以上，并實(shí)現(xiàn)三助推水火箭的有效回收，實(shí)現(xiàn)二次或多次利用，節(jié)約成本。目前，國內(nèi)各個(gè)學(xué)校都在大力開展選修課
中國現(xiàn)代教育裝備 2019年22期2019-12-11
- 返回式探空火箭裙錐減速器方案設(shè)計(jì)及分析
后，如圖1所示。箭體與減速錐體組合體下降時(shí)受重力和氣動阻力的合力，其中氣動阻力系數(shù)與錐體形狀、下降速度和高度相關(guān)[11]，本文針對下落的空氣阻力參數(shù)和下降時(shí)的降落過程進(jìn)行建模計(jì)算，并對減速器承受的氣動載荷進(jìn)行結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析。圖1 箭體與減速錐體組合體Fig.1 Combination of rocket body and deceleration cone使用Fluent進(jìn)行氣動阻力的計(jì)算，使用Matlab中的Simulink工具建立飛行動力學(xué)模型進(jìn)行下落速
中國空間科學(xué)技術(shù) 2019年5期2019-11-26
- 運(yùn)載火箭發(fā)射平臺垂直度調(diào)整控制算法研究
部分，目的是調(diào)整箭體的初始垂直度，以滿足火箭姿態(tài)精度控制要求[1~6]。運(yùn)載火箭通過與發(fā)射平臺支承臂機(jī)械接口豎立在發(fā)射平臺上，中國運(yùn)載火箭除新一代大型運(yùn)載火箭外，均為4個(gè)支承臂支承運(yùn)載火箭箭體的支承方式，故稱為“四點(diǎn)支承”。支承臂是發(fā)射平臺的部組件之一，通過液壓動力驅(qū)動支承臂可實(shí)現(xiàn)支承臂的伸縮運(yùn)動，運(yùn)載火箭采用四點(diǎn)支承時(shí)，通過對4個(gè)支承臂的協(xié)調(diào)動作，即可實(shí)現(xiàn)運(yùn)載火箭的垂直度調(diào)整操作。實(shí)際操作時(shí)，還需要固連在箭體上的水平度傳感器或運(yùn)載火箭二子級的慣性導(dǎo)航設(shè)備
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2019年5期2019-11-12
- 基于慣組加速度計(jì)的主動載荷控制技術(shù)研究
多的是利用固連在箭體上的加速度計(jì)來獲得測量信息，用來估算攻角，從而參與減載控制。1.1 俯仰通道動力學(xué)模型引入加速度計(jì)反饋后，整個(gè)姿控系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)如圖1所示。圖1 加入減載回路姿控系統(tǒng)示意Fig.1 Control System Block Diagram with Load Relief Control Loop下面通過理論分析引入加速度計(jì)對姿態(tài)控制系統(tǒng)的影響，為了能夠簡單清楚的說明主動減載方案的原理，對運(yùn)載火箭姿態(tài)動力學(xué)方程[10]進(jìn)行如下簡化（以俯仰通
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2019年4期2019-09-23
- 某型火箭靜態(tài)應(yīng)力及地震響應(yīng)譜分析
證存在較多難題。箭體的抗震性能直接影響人員和設(shè)備的人身和財(cái)產(chǎn)安全，因此驗(yàn)證火箭整體的安全性，對箭體結(jié)構(gòu)進(jìn)行地震響應(yīng)譜分析是十分必要的。在振動條件下，Wenyong Tang等[2]提出了一種新的模型來研究貯箱內(nèi)推進(jìn)劑的晃動，包括波浪斷裂，波浪沖擊側(cè)壁和圓底，介紹了液體晃動模型在仿真分析中獲取的方法。朱琳等[3]分析液體燃料運(yùn)載火箭的推進(jìn)劑與貯箱的耦合振動時(shí)，采用精確建模、工程化快速計(jì)算及火箭液固耦合燃料系統(tǒng)等效模態(tài)參數(shù)，為火箭復(fù)雜液固耦合結(jié)構(gòu)的三維精確模型
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2019年8期2019-09-02
- 液體運(yùn)載火箭長細(xì)比設(shè)計(jì)研究
綁助推器、大直徑箭體結(jié)構(gòu)等方案,其主要目的是控制火箭的長細(xì)比在合理的范圍內(nèi)。CZ-5相比現(xiàn)役的其他長征系列運(yùn)載火箭的一個(gè)顯著特點(diǎn)就是首次采用了5m直徑箭體結(jié)構(gòu),原因是火箭規(guī)模增大后,若仍采用現(xiàn)有的3.35m直徑箭體結(jié)構(gòu),即使采用捆綁助推器的方案,火箭的長細(xì)比仍較大。長細(xì)比過大給火箭的總體設(shè)計(jì)帶來諸多問題,例如長細(xì)比增大后全箭彈性頻率下降,姿控穩(wěn)定性設(shè)計(jì)難度大幅增加；還會使飛行中的彎矩載荷、地面起吊、運(yùn)輸和起豎載荷顯著增加,由此產(chǎn)生結(jié)構(gòu)加強(qiáng)帶來的結(jié)構(gòu)效率下降
宇航總體技術(shù) 2019年3期2019-06-10
- 三種常用火箭測發(fā)模式下發(fā)射支持系統(tǒng)設(shè)備需求研究
發(fā)射場技術(shù)區(qū)開展箭體的組裝、測試后垂直轉(zhuǎn)場，轉(zhuǎn)場過程中保持箭地連接狀態(tài)與測試狀態(tài)不變，確保在發(fā)射區(qū)可以不測試或簡單測試即可進(jìn)入發(fā)射程序。國內(nèi)外采用此測發(fā)模式的型號有CZ-2F、土星V、航天飛機(jī)、宇宙神5、阿里安V、H-II等。1.3 “兩平兩垂”測發(fā)模式“兩平兩垂”即水平測試、水平運(yùn)輸、垂直組裝、垂直測試，典型流程為：發(fā)射場技術(shù)區(qū)開展簡單測試后水平轉(zhuǎn)場，發(fā)射陣地利用勤務(wù)塔上的塔吊將各級箭體和星罩組合體對接到發(fā)射臺上，經(jīng)過測試后進(jìn)入發(fā)射程序。隨著測試技術(shù)的不
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2019年2期2019-04-30
- 載夢飛天
主要分為整流罩、箭體、助推器、底座四部分，并配有特殊發(fā)射系統(tǒng)。模型火箭升空后，利用發(fā)動機(jī)開傘劑燃燒產(chǎn)生的大量氣體推出條幅及降落傘。1.整流罩外形分為圓錐、圓柱、圓臺三部分。圓錐使用扇形銅版紙粘合，圓柱使用矩形銅版紙粘合，圓臺使用扇弧銅版紙粘合。整流罩圓柱下端設(shè)有倒置泡沫塑料圓錐，以保證整流罩可安放在箭體上，并在分離時(shí)不受額外阻力。2.箭體實(shí)際長度為1 250mm，直徑100mm，頂部50mm被整流罩遮擋。箭體內(nèi)襯使用酚醛塑料（電木）薄片圍成，外襯使用銅版紙
發(fā)明與創(chuàng)新·中學(xué)生 2019年1期2019-03-23
- 基于機(jī)器人系統(tǒng)的拼焊型導(dǎo)管數(shù)字化取樣制造技術(shù)研究
運(yùn)載火箭中，由于箭體的制造誤差、發(fā)動機(jī)的制造和裝配誤差以及各組件的裝配累積誤差等原因，造成連接這些部位的導(dǎo)管必須根據(jù)箭上實(shí)際裝配空間開展產(chǎn)品制造方可保證其在箭體上的精確對接裝配。本文針對這種類型的拼焊型導(dǎo)管，開展了基于機(jī)器人系統(tǒng)的數(shù)字化取樣制造技術(shù)研究，通過掃描測量獲取導(dǎo)管在箭體上的實(shí)際裝配空間，并采用基于機(jī)器人的柔性裝配測量系統(tǒng)進(jìn)行復(fù)現(xiàn)，基于此實(shí)現(xiàn)在導(dǎo)管制造車間內(nèi)模擬箭體總裝現(xiàn)場的取樣制造，最后通過掃描導(dǎo)管三維實(shí)體模型進(jìn)行導(dǎo)管在箭體三維模型中的模裝，實(shí)現(xiàn)
航天制造技術(shù) 2019年1期2019-03-20
- 基于Matlab/Simulink的新型火箭建模與仿真平臺搭建
推力和推力矩,使箭體產(chǎn)生六自由度運(yùn)動,從而推動箭體按既定軌道運(yùn)行,達(dá)到將衛(wèi)星送入預(yù)定軌道的目的。因此,在運(yùn)載火箭的新型號模型驗(yàn)證和半實(shí)物仿真驗(yàn)證的過程中,建立正確的六自由度箭體運(yùn)動仿真模型具有重要意義。從20世紀(jì)60 年代開始國外一些學(xué)者開展了火箭六自由度仿真研究,形成了一套完整的方法和理論,使得六自由度仿真試驗(yàn)成為控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)階段不可缺少的手段,推動了試驗(yàn)一體化、智能化的諸多進(jìn)展[2]。至今,國內(nèi)各大科研院校不斷總結(jié)經(jīng)驗(yàn),在火箭六自由度仿真方面取得了一定
系統(tǒng)仿真技術(shù) 2018年4期2019-01-18
- 載夢飛天
——九引擎大型模型火箭的設(shè)計(jì)制作與發(fā)射
主要分為整流罩、箭體、助推器、底座四部分，并配有特殊發(fā)射系統(tǒng)。模型火箭升空后，利用發(fā)動機(jī)開傘劑燃燒產(chǎn)生的大量氣體推出條幅及降落傘。1.整流罩外形分為圓錐、圓柱、圓臺三部分。圓錐使用扇形銅版紙粘合，圓柱使用矩形銅版紙粘合，圓臺使用扇弧銅版紙粘合。整流罩圓柱下端設(shè)有倒置泡沫塑料圓錐，以保證整流罩可安放在箭體上，并在分離時(shí)不受額外阻力。圖12.箭體實(shí)際長度為1 250mm，直徑100mm，頂部50mm被整流罩遮擋。箭體內(nèi)襯使用酚醛塑料（電木）薄片圍成，外襯使用銅
發(fā)明與創(chuàng)新 2019年2期2019-01-12
- 重型火箭“三平”模式水平對接、組裝及轉(zhuǎn)載技術(shù)探討
轉(zhuǎn)載主要指將各級箭體及助推器模塊在水平狀態(tài)下完成對接、組裝并轉(zhuǎn)載到起豎車上的過程。該過程涉及各級箭體模塊吊裝、支撐、姿態(tài)調(diào)整、組裝連接等大量操作，選擇的方案不同，對箭體結(jié)構(gòu)要求、地面設(shè)備配套相應(yīng)會產(chǎn)生較大的影響，而隨著箭體規(guī)模增大，對方案的選擇就增加了很多限制條件。重型運(yùn)載火箭為三級火箭，最大構(gòu)型捆綁4個(gè)助推器，總長約100 m，芯級直徑10 m，助推直徑5 m，其尺寸規(guī)模已遠(yuǎn)超中國現(xiàn)有火箭規(guī)模，甚至超過了俄羅斯的能源號及美國的土星5。因此，針對重型運(yùn)載火
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2018年6期2018-12-26
- 為什么火箭升空前要穿“雨衣”
直接；中刷，而且箭體表面、管路上的冷凝水也要進(jìn)行防水處理，要不然會影響正常發(fā)射。例如，火箭加注燃料后，受液氫液氧低溫推進(jìn)劑影響，箭體表面的溫度較低，冷凝水會像下雨一樣順著箭體下流，如果火箭上有縫隙，水就會流入箭體內(nèi)。所以，對火箭防水的設(shè)計(jì)要滲透到每一個(gè)細(xì)節(jié)，例如，在火箭部段對接處、細(xì)小的孔徑和縫隙處都要加密封條及涂硅橡膠等，而平衡整流罩內(nèi)外壓力的排氣孔也要做專門的防水處理。因此，科研人員為避免在下雨天發(fā)射“臨時(shí)抱佛腳”，火箭在零部件研制和生產(chǎn)等環(huán)節(jié)，就會從
軍事文摘·科學(xué)少年 2018年4期2018-09-29
- 箭體結(jié)構(gòu)連接剛度影響因素研究
760 引言火箭箭體由若干個(gè)艙段或部件組成，各部件之間有一些對接面，通過對接面上的連接件將部件連成一個(gè)整體。通常，箭體各艙段之間采用箭體連接結(jié)構(gòu)，用螺栓進(jìn)行連接。典型的螺接方式是將兩個(gè)組件的對接面，用沿組件周向分布且與外框緣平行的螺栓（也可以是螺釘、銷釘?shù)冗B接件）連接固定。這種連接方式使組件連接面上的作用內(nèi)力包含剪力、彎矩、軸向壓力。連接面上的內(nèi)力由螺栓受拉和對接框的部分端面受擠壓來傳遞。軸向壓力由連接框的端面受壓來傳遞。部件間的剪力傳遞因存在對接面之間的
中國機(jī)械工程 2018年16期2018-09-08
- 制作紙火箭
，一半制作火箭的箭體，另一半制作火箭的尾翼，把半張紙輕輕地卷在塑料水管上，卷成一個(gè)圓筒，并在紙的最外邊用膠棒粘住。這個(gè)圓筒要能在塑料水管上輕松滑動且不會輕易脫落。4.在圓筒的頂端，用剪刀剪開四個(gè)口，并用膠棒粘成箭頭形狀。用餐巾紙團(tuán)成和圓筒直徑相當(dāng)?shù)募垐F(tuán)，或者把塑料泡沫剪成一個(gè)小尖頭，用膠棒在外表抹一抹后塞進(jìn)箭體，堵在箭頭那里，仔細(xì)將箭頭用膠粘好，除了形狀好看外，還要防止漏氣。5.在剩下的半張紙上，畫出四只尾翼的形狀，用剪刀剪下來。把每只尾翼折一下，然后均勻
百科探秘·航空航天 2018年1期2018-05-14
- 中學(xué)物理知識在捆綁式多級水火箭研制中的應(yīng)用
料扎帶和4個(gè)捆綁箭體組成。分離套筒是2.5L汽水瓶截去瓶口、瓶底留下的瓶身，用來放置水火箭主體，并在主體與捆綁部分分離時(shí)，作為主體繼續(xù)上升的導(dǎo)向裝置。捆綁箭體由4個(gè)二通單級水火箭組成。分離套筒與4個(gè)捆綁箭體用AB膠粘牢，并用捆綁扎帶將捆綁箭體緊緊連為一體。捆綁部分分離的工作原理發(fā)射時(shí)，4個(gè)捆綁箭體的噴口和主體的1個(gè)噴口同時(shí)噴水，由于5個(gè)噴口的直徑相同，主體的裝水量比單個(gè)捆綁箭體的裝水量要多得多。此時(shí)，根據(jù)動量守恒和牛頓第二定律，捆綁箭體的加速度比主體大，通
中國科技教育 2016年10期2017-10-27
- 基于六自由度動力學(xué)模型的火箭推力下降故障仿真
劑消耗緩慢，致使箭體質(zhì)量分布不對稱，引起箭體質(zhì)心偏移；二是產(chǎn)生推力不平衡干擾力矩，加大姿態(tài)控制難度；三是降低擺動發(fā)動機(jī)的控制力矩。由于發(fā)動機(jī)推力下降甚至關(guān)機(jī)導(dǎo)致的事故非常多，據(jù)統(tǒng)計(jì)，1984年長征三號發(fā)射試驗(yàn)通信衛(wèi)星，由于液氧發(fā)動機(jī)不能再次點(diǎn)火，衛(wèi)星未能進(jìn)入預(yù)定軌道；1991年長征三號發(fā)射通信衛(wèi)星，由于火箭發(fā)動機(jī)提前關(guān)機(jī)，衛(wèi)星未能進(jìn)入預(yù)定軌道［2］。2012年美國Space X公司的獵鷹9號運(yùn)載火箭升空80 s后，1號發(fā)動機(jī)推力異常而被姿控系統(tǒng)提前關(guān)閉［3
載人航天 2017年5期2017-10-18
- “東風(fēng)一號”帶降模型火箭的訓(xùn)練要點(diǎn)與競賽經(jīng)驗(yàn)
外，餐巾紙被噴出箭體后不易和飄帶粘在一起。2.準(zhǔn)備5-6張塑料薄膜（可用2μm厚的塑料袋），剪成直徑85mm左右的圓形，用于包裹活塞紙團(tuán)，增加箭體內(nèi)部裝填后的密封性，并減小紙團(tuán)高速噴出時(shí)與箭體內(nèi)壁的摩擦阻力。3.準(zhǔn)備長度1m左右的大力馬魚線（直徑為1.0-2.0號）。魚線用于模型火箭連接飄帶的系留線，先繞在卡紙片上備用。4.準(zhǔn)備一罐爽身粉，并在瓶蓋上用錐子扎出一些小孔，方便模型組裝時(shí)進(jìn)行撲粉作業(yè)。5.準(zhǔn)備管狀502膠水。這種包裝的膠水比較粘稠，使用時(shí)像擠牙
航空模型 2017年4期2017-07-29
- 基于誤差四元數(shù)的火箭主動滾轉(zhuǎn)控制技術(shù)研究
滾轉(zhuǎn)飛行時(shí)，由于箭體的持續(xù)性滾轉(zhuǎn)引起耦合效應(yīng)，使其動力學(xué)和控制特性變得復(fù)雜。對于采用捷聯(lián)慣組方案的主動滾轉(zhuǎn)火箭，四元數(shù)控制方法可以不需要或減少姿態(tài)角的三角函數(shù)解算，避免歐拉角解算出現(xiàn)奇異值等問題。針對捷聯(lián)慣組方案的助推段主動滾轉(zhuǎn)火箭，對其動力學(xué)特性和誤差四元數(shù)控制技術(shù)進(jìn)行了相關(guān)研究。滾轉(zhuǎn)火箭；姿態(tài)控制；誤差四元數(shù)；0 引 言火箭助推段主動滾轉(zhuǎn)飛行時(shí)，箭體的持續(xù)滾轉(zhuǎn)將使其運(yùn)動及動力學(xué)特性呈現(xiàn)新特點(diǎn)，并對控制系統(tǒng)產(chǎn)生影響。對于采用捷聯(lián)慣組方案的主動滾轉(zhuǎn)火箭，四
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2017年1期2017-04-25
- 新一代運(yùn)載火箭近距平瞄指標(biāo)范圍分析
簡易發(fā)射的火箭，箭體軸線偏斜、加注變形、日照變形、風(fēng)擺漂移等眾多因素看似相互獨(dú)立卻又互相耦合的影響箭上目標(biāo)棱鏡和起豎架上瞄準(zhǔn)設(shè)備間相對關(guān)系。加之瞄準(zhǔn)上儀器集成于起豎系統(tǒng)，懸掛于高空，空間緊張，設(shè)備體積、質(zhì)量等均受限，瞄準(zhǔn)范圍可調(diào)量有限。上述因素增加了瞄準(zhǔn)范圍指標(biāo)提出的難度，同時(shí)，若所提范圍過大，將增加產(chǎn)品設(shè)計(jì)難度；若范圍過小，很可能無法解決累積偏差的影響，導(dǎo)致無法瞄準(zhǔn)。因此，合理選擇瞄準(zhǔn)設(shè)備理論工作位置，準(zhǔn)確計(jì)算瞄準(zhǔn)指標(biāo)范圍，解決動態(tài)、靜態(tài)偏差對瞄準(zhǔn)的影響
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2016年4期2016-04-13
- 重型火箭貯箱過渡環(huán)技術(shù)的突破
，為我國超大直徑箭體結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)、制造、試驗(yàn)等技術(shù)奠定基礎(chǔ)，也為我國重型運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)件輕質(zhì)化設(shè)計(jì)提供了技術(shù)支撐。以往型號產(chǎn)品的過渡環(huán)通常采用把各部段之間焊接起來的分段式鍛造，而重型火箭的過渡環(huán)直徑大，界面形式特殊且復(fù)雜，焊接時(shí)可能會產(chǎn)生瑕疵，在未來執(zhí)行任務(wù)的過程中，可能會因受力狀況的復(fù)雜，遭到難以預(yù)料的破壞。重型火箭采用了超大直徑箭體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，位于連接貯箱的筒段、前后底與火箭的箱間段之間的過渡環(huán)直徑很大，是傳力的關(guān)鍵部位，受力較集中。我國現(xiàn)役運(yùn)載火箭芯級最大
知識就是力量 2016年2期2016-02-01
- 簡易模型火箭的制作
，主要包括頭錐、箭體、尾翼、發(fā)動機(jī)，有的還會在箭體中加入降落傘與載重。本文介紹了一種簡易模型火箭的制作方法，可培養(yǎng)學(xué)生的專業(yè)綜合能力、創(chuàng)新能力和工程實(shí)踐能力。一、設(shè)計(jì)制作使用Openrocket軟件設(shè)計(jì)模型火箭圖紙（如圖1），并進(jìn)行模擬仿真，改進(jìn)設(shè)計(jì)。1.頭錐一個(gè)合適的頭錐對整個(gè)火箭的空氣動力性能極為關(guān)鍵。常用的頭錐一般有圓錐形、尖拱形、橢圓形、拋物線形等。其中拋物線形阻力較小，在真實(shí)的火箭中最常用，但制作較為麻煩，需要在車床上精確加工，費(fèi)時(shí)費(fèi)力。圓錐形頭
發(fā)明與創(chuàng)新·中學(xué)生 2015年11期2015-11-30
- 箭體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)知識管理平臺研究
載火箭技術(shù)研究院箭體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)經(jīng)過50 年的發(fā)展，已經(jīng)積累了豐富的知識資源，建立了較為完善的設(shè)計(jì)師隊(duì)伍與研發(fā)流程。但是，箭體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)在知識管理方面還存在一些不足:設(shè)計(jì)知識缺乏科學(xué)管理，設(shè)計(jì)師之間不能共享知識;新設(shè)計(jì)師成長速度慢，對經(jīng)驗(yàn)豐富的設(shè)計(jì)師依賴較大;相同設(shè)計(jì)知識的設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)格式多樣，相互之間難以轉(zhuǎn)化;箭體設(shè)計(jì)流程分為多個(gè)設(shè)計(jì)階段，但每個(gè)設(shè)計(jì)階段對設(shè)計(jì)知識需求的側(cè)重點(diǎn)不同，造成知識推送困難。本文針對箭體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的現(xiàn)狀，研究箭體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)知識管理平臺，實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)
計(jì)算機(jī)與現(xiàn)代化 2015年7期2015-11-26
- 基于流程管控的箭體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)知識管理研究
等基于流程管控的箭體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)知識管理研究◎北京宇航系統(tǒng)工程研究所 郭永輝等*隨著知識經(jīng)濟(jì)時(shí)代的到來，知識的急劇增長產(chǎn)生了知識爆炸現(xiàn)象，國內(nèi)外學(xué)術(shù)界也掀起了對知識管理的研究，但企業(yè)目前在獲取有用知識的工具和能力方面嚴(yán)重滯后，影響到知識資源在知識產(chǎn)生、占有、配置和消費(fèi)過程中的有效利用。近年來，中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院面臨的多型號并舉和高密度發(fā)射的局勢，以及未來市場化轉(zhuǎn)型的形勢，對箭體結(jié)構(gòu)研制能力和效率提出了更高要求。如何充分利用知識與經(jīng)驗(yàn)推動能力建設(shè)，加速開展技
航天工業(yè)管理 2015年5期2015-03-16
- 探究火箭推進(jìn)劑加注機(jī)器人
的火箭加注口位于箭體尾段，自動對接裝置位于半地下的坑道里。對接機(jī)構(gòu)與加注口兩者基本處于相對靜止?fàn)顟B(tài)，因此其對中檢測系統(tǒng)可大為簡化，采用氣壓驅(qū)動，通過錐桿式機(jī)械導(dǎo)向便能實(shí)現(xiàn)自動對接?！凹軛睂与m然具有對接及脫離簡便可靠、操作時(shí)間短等優(yōu)點(diǎn)，并具有脫離后重復(fù)利用的功能，但其核心屬于剛性裝配技術(shù)，不可避免地存在環(huán)境適應(yīng)性差（只適用于加注口位于箭體尾段的火箭）、對箭體吊裝和安放等配套環(huán)節(jié)要求高、裝置本身體積龐大等不足之處，由此帶來的缺陷對于多級火箭則更加明顯?；鸺?/div>
機(jī)器人產(chǎn)業(yè) 2015年5期2015-03-01
- 我國首次實(shí)現(xiàn)全箭無開口、無凸起物結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)
某演示驗(yàn)證運(yùn)載器箭體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中首次實(shí)現(xiàn)全箭無開口、無凸起物的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，為運(yùn)載火箭箭體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)積累了寶貴經(jīng)驗(yàn)。在傳統(tǒng)運(yùn)載火箭箭體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，操作窗口、吊裝孔等結(jié)構(gòu)形式會使火箭表面形成凹坑或凸起。該運(yùn)載火箭的飛行環(huán)境與以往大為不同，且面臨更加嚴(yán)酷的熱環(huán)境條件，采用傳統(tǒng)的凸起部位和口蓋設(shè)計(jì)方法，需要增加較大的防熱結(jié)構(gòu)質(zhì)量，有些凸起部位甚至難以設(shè)計(jì)出滿足防熱要求的結(jié)構(gòu)形式。為此，設(shè)計(jì)人員提出改進(jìn)測試流程、包環(huán)式起吊、電纜內(nèi)埋等技術(shù)途徑，取消了儀器操作窗口、吊裝孔和航天工業(yè)管理 2014年5期2014-08-15
- 晃動基座初始對準(zhǔn)環(huán)境建模與仿真
中，通常需要模擬箭體在風(fēng)擾動條件下的運(yùn)動過程，并生成慣組測量輸出數(shù)據(jù)，為初始對準(zhǔn)仿真驗(yàn)證提供必要條件。對于初始對準(zhǔn)用的慣組數(shù)據(jù)，工程上通常加入正弦或隨機(jī)項(xiàng)模擬箭體晃動，但這種人為加入的運(yùn)動并不能全面、真實(shí)地反應(yīng)地面風(fēng)的影響。因此，研究風(fēng)擾動下初始對準(zhǔn)環(huán)境建模與仿真方法具有重要意義。本文研究了風(fēng)擾動下火箭晃動環(huán)境的建模與仿真方法。該方法結(jié)合風(fēng)場特性和振動理論，建立了地面風(fēng)和箭體振動模型，并給出了捷聯(lián)慣組測量輸出的理想模型和誤差模型。根據(jù)所建立的模型，比較了模航天控制 2013年3期2013-05-15
- 旋轉(zhuǎn)固體火箭變質(zhì)量運(yùn)動特性分析①
變，此變化對整個(gè)箭體運(yùn)動必然產(chǎn)生影響。對于旋轉(zhuǎn)固體火箭，可視其旋轉(zhuǎn)箭體為一變質(zhì)量陀螺。而目前對于單通道的旋轉(zhuǎn)固體火箭，在用于狀態(tài)分析與型號設(shè)計(jì)的火箭數(shù)學(xué)模型中，由于“固化原理”的使用，其每個(gè)計(jì)算階段均不考慮箭體的變質(zhì)量特性［1］。因此，關(guān)于箭體的變質(zhì)量特性對箭體的動力學(xué)方面的影響，在目前通用的火箭數(shù)學(xué)模型中是無法體現(xiàn)的。就旋轉(zhuǎn)飛行器而言，固體發(fā)動機(jī)的變質(zhì)量作用對飛行器姿態(tài)的影響，已有一些從發(fā)動機(jī)內(nèi)部非穩(wěn)態(tài)氣流、裝藥方式等角度的研究［2－6］。本文將從變質(zhì)量固體火箭技術(shù) 2012年6期2012-08-31
- 基于Fluent計(jì)算的火箭離軌姿態(tài)運(yùn)動仿真與分析
刻流場運(yùn)動狀態(tài)對箭體姿態(tài)的影響。Fluent;離軌;剩余液體;用戶互動功能(UDF)隨著運(yùn)載火箭技術(shù)的進(jìn)步，使用液體推進(jìn)劑的火箭已經(jīng)成為航天器的主要運(yùn)載工具。一些一次性使用的運(yùn)載火箭和重復(fù)使用的航天飛行器，在主發(fā)動機(jī)關(guān)機(jī)后，不可用推進(jìn)劑、安全儲備、以及飛行混合比偏差所引起的剩余推進(jìn)劑都將存留在貯箱里。這些殘存的液體燃料在貯箱里的運(yùn)動將會影響到運(yùn)載火箭的姿態(tài)運(yùn)動，甚至引起火箭姿態(tài)失穩(wěn)。因此對貯箱里殘存液體的運(yùn)動分析和計(jì)算是十分必要的。實(shí)際工程中，運(yùn)載火箭在分航天控制 2012年3期2012-08-12
- 可以任意角度發(fā)射的水火箭
40)通過在水火箭體內(nèi)放置一個(gè)帶小孔的活塞,改變了以往水火箭只能豎直或斜向上發(fā)射,不能水平、斜向下或豎直向下發(fā)射的不足,使水火箭可以在任意角度發(fā)射.水火箭;帶孔活塞;彈簧近些年,水火箭被廣大教育工作者推廣到物理教學(xué)和課外科技活動中,期刊和專利文獻(xiàn)中出現(xiàn)了許多令人鼓舞的成果.文獻(xiàn)[1-4]中介紹的水火箭只能豎直或斜向上發(fā)射,不能斜向下或豎直向下發(fā)射,一旦往下發(fā)射,水不能被水火箭內(nèi)氣體噴出,起不到噴水作用,影響實(shí)驗(yàn)效果.本文通過在箭體內(nèi)置帶小孔的活塞,實(shí)現(xiàn)了可物理實(shí)驗(yàn) 2010年10期2010-09-20
- 我國首次實(shí)現(xiàn)全箭無開口、無凸起物結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)