某型火箭整流罩分离动力分析
大型整流罩分离动力学简化建模及仿真分析
大型整流罩分离动力学简化建模及仿真分析李哲;范学领;孙秦;万小朋【摘要】为有效简化大型整流罩分离过程的数值分析工作,采用柔性多体动力学分析软件——ADAMS/Flex对大型整流罩结构进行了有限元建模简化技术研究,并在离散化简化模型的有效性验证基础上探讨了大型整流罩分离过程中质心运动、罩内可用空间包络及铰链力的变化规律；同时,对比分析了分离面解锁前因弹簧作用导致的整流罩初始装配弹性变形对整流罩分离动力学行为的影响.结果表明,给出的大型薄壁加筋整流罩结构的简化建模方法合理可行,可作为整流罩简化建模基本依据；忽略初始弹性变形的抛罩动力学分析可用作整流罩分离运动规律研究的基准工况；整流罩分离过程中的“呼吸运动”对柱段角点处影响最为严重,而越靠近罩体顶端其影响越小.%To improve the effectiveness of the numerical study of fairing separation dynamics, simplified finite element modeling method as well as the separation dynamics of large scale fairing structure were investigated. The commercial software ADAMS/ Flex was adopted to construct the simplified finite element model of large scale fairing structure. The proposed simplified finite element modeling technique was validated for different examples. Furthermore, the effects of initial elastic deformation of fairing on the translation of center of mass, the envelope of available inner space, and the hinge force were presented as well as the evolution of characteristic separation parameters. Based on the numerical results, it is concluded that (i) the proposed simplified finite element modeling technique is accurate and effective; (ii) it is reasonable to neglect the initial elastic deformation while predicting the dynamical response of the fairingsystem; (iii) during fairing separation, the trailing point of the cylinder is the most possible place where collision between the separated fairing section and core vehicle may occur.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2012(035)005【总页数】5页(P583-587)【关键词】整流罩;分离;柔性多体系统;ADAMS【作者】李哲;范学领;孙秦;万小朋【作者单位】西北工业大学航空学院,西安710072;西北工业大学航空学院,西安710072;西北工业大学航空学院,西安710072;西北工业大学航空学院,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V4140 引言整流罩在发射任务中主要起到保护有效载荷不受气动力、气动加热及声振动等影响的作用。
基于ADAMS的火箭分离机构动力学分析及仿真
任务的实现产生决定性的影响ꎮ
̇ 即 θｑ̇ ) ꎮ
ｔ) ＝ ０( θ( ｑꎬｑꎬｔ)
在对动力学方程进行求解时ꎬ式(１) 可以改写
为:
火箭在飞过程中的分离主要包括整流罩分
离、星箭分离、级间分离和助推器分离等
对于完整约束方程而言ꎬφ( ｑꎬｔ) ＝ ０ ( φ( ｑꎬｔ)
仿真过程主要围绕整流罩和下面箭体的头部ꎬ分析
整流罩和箭体头部是否会发生接触或者碰撞ꎮ
２ 分离机构的计算载荷
分离体在不同阶段主要受两种载荷影响ꎬ一种
是外部载荷 [５] ꎬ包括重力、气动力等外部作用力ꎻ
第二种是分离体之间产生的相互作用力ꎬ主要为在
分离过程中存在的相互约束力ꎬ以及分离体在分离
开始时产生的负压力ꎮ
在 ＡＤＡＭＳ 中建立的完整模型如图 ３ 所示ꎮ
式中: Ｐ( ｔ) 为发动机推力的时间函数ꎮ
２. ２ 分离火箭推力
在分离机构的模型中ꎬ整流罩的分离推力由安
装在其内表面的 １０ 个分离火箭提供ꎬ分离火箭沿
圆周分布ꎬ其中 １ ~ ５ 号分离火箭与 ６ ~ １０ 号分离
火箭呈中心对称安装ꎬ如图 ４ 所示ꎮ 分离开始后ꎬ
根据火箭分离机构的总体设计指标ꎬ依据分离
１ 火箭分离机构动力学模型
机构的几何尺寸ꎬ通过多体系统动力学软件 ＡＤ￣
１. １ 分离机构动力学分析
以火箭分离机构为研究对象ꎬ利用拉格朗日乘
子法
[３]
建立基于 ＡＤＡＭＳ 的系统运动微分方程:
ｄ ∂Ｔ Ｔ
∂Ｔ
( ) － ( ) Ｔ ＋ φＴｑ ρ ＋ θＴｑ̇ μ ＝ Ｑ
２. １ 主发动机推力
在分离机构的模型中ꎬ主发动机是一个变推力
火箭发射脱离整流罩的原理
火箭发射脱离整流罩的原理火箭发射脱离整流罩的原理是指在火箭发射过程中，整流罩被分离出来，以确保火箭顺利进入外层大气层，并继续升空。
整流罩在发射过程中的主要功能是保护火箭载荷不受外界环境的侵害，同时提供气动外形以降低空气动力学的阻力。
一旦火箭进入大气层，整流罩会产生剧烈振动，并给火箭施加额外的阻力，因此需要及时脱离整流罩，以提高火箭的运行效率。
火箭发射脱离整流罩的过程可以分为以下几个步骤：第一步是解除整流罩上的固定装置。
整流罩在安装在火箭上时，通常使用一些固定机构将其牢固地固定在火箭上。
为了脱离整流罩，需要解除这些固定装置，使整流罩可以自由地脱离火箭。
第二步是分离整流罩与火箭的连接。
整流罩与火箭的连接通常采用一些可控的分离机构，例如分离螺栓、卡爪等。
当火箭发射进入到预定的高度或速度时，通过操纵这些分离机构，可以使整流罩与火箭分离，完成脱离整流罩的过程。
第三步是控制整流罩的下落轨迹。
整流罩在脱离火箭后，会受到惯性力和大气阻力的影响，很容易偏离火箭的轨迹。
为了避免整流罩对火箭或其他航天器造成破坏，需要通过设计合理的控制装置来控制整流罩的下落轨迹。
这通常使用带有降落伞或推进装置的控制系统，以减小整流罩下落的速度和控制其轨迹，使其安全着陆或回收。
第四步是安全处理整流罩。
脱离的整流罩需要得到及时的处理，以免对环境造成污染，同时也需要进行必要的检查和维修工作，以保证其在下次任务中的可靠性和可重复使用性。
火箭发射脱离整流罩的原理是整个发射过程中关键的一环。
通过合理设计的分离机构和控制系统，火箭能够在整流罩脱离后继续升空，并能够在安全的条件下完成各项任务。
这不仅提高了航天器的整体性能，也保证了卫星等载荷的正常运行。
因此，火箭发射脱离整流罩的原理对于火箭技术的发展和航天领域的进步具有重要意义。
长征五号运载火箭分离系统设计与验证技术研究
2021年第2期 导 弹 与 航 天 运 载 技 术 No.2 2021 总第379期 MISSILES AND SPACE VEHICLES Sum No.379收稿日期：2021-02-25；修回日期：2021-03-03；网络首发时间：2021-03-08；网络首发网址：文章编号：1004-7182(2021)02-0009-08 DOI ：10.7654/j.issn.1004-7182.20210203长征五号运载火箭分离系统设计与验证技术研究栾 宇1，李 东2，袁水林1，冯韶伟1，黄 兵1（1. 北京宇航系统工程研究所，北京，100076；2. 中国运载火箭技术研究院，北京，100076）摘要：长征五号运载火箭是中国全新自主研制的新一代大型全低温捆绑式运载火箭，作为核心研制内容的分离系统具有分离体尺寸规模大、助推器推力高、级间分离行程长、整流罩刚度低等特点，系统设计难度高、技术跨越大。
长征五号研制针对分离系统在理论研究、设计方法、仿真手段和试验验证等方面开展了大量探索与攻关工作，对其中的技术进展进行了综述与展望。
关键词：新一代大型运载火箭；分离系统；设计与验证 中图分类号：V421.7 文献标识码：AStudy on Design and Validation for Separation System in Development ofLM-5 Launch VehicleLuan Yu 1, Li Dong 2, Yuan Shui-lin 1, Feng Shao-wei 1, Huang Bing 1(1. Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076；2. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)Abstract: Long-march 5 (LM-5) is the new generation large launch vehicle of China, and separation system is one of the key components of the development of LM-5. Nevertheless, remarkable characteristics, represented by large geometry scale of separated parts, heavy trust booster, long distance of first stage jettison and low stiffness large-scale payload fairings, challenge conventional strategy and method for Long-march LVs. The breakthrough and achievement on separation system in development of LM-5 are reviewed, which cover theoretical analysis, simulation technology and experiment validation.Key words: LM-5; separation system; design and validation0 引 言长征五号运载火箭（后简称CZ-5火箭）是中国全新自主研制的新一代全低温大型液体运载火箭，采用新一代全低温大推力发动机，以无毒无污染的液氢、液氧和煤油作为推进剂，芯级直径5 m 、助推直径3.35 m ，起飞推力超过1000 t ，近地轨道（Low Earth Orbit ，LEO ）运载能力达25 t 、地球同步转移轨道（Geosynchronous Transfer Orbit ，GTO ）运载能力达14 t ，是中国目前技术最为先进、运载能力最强的运载火箭，是探月工程、深空探测和载人空间站等中国重大航天工程的主要依托，是中国进入航天强国的重要保障和标志[1,2]。
火箭尾罩导向段分离仿真分析
2011年第5期 导 弹 与 航 天 运 载 技 术 No.5 2011 总第315期 MISSILES AND SPACE VEHICLES Sum No.315收稿日期：2010-10-05作者简介：王 恒（1986-），男，博士研究生，研究方向为飞行器力学与工程文章编号：1004-7182(2011)05-0015-05火箭尾罩导向段分离仿真分析王 恒1，由小川1，林 崧2，董利强2，辛万青2，庄 茁1（1. 清华大学航天航空学院，北京，100084；2. 北京宇航系统工程研究所，北京，100076）摘要：飞行器采用水下发射时，在弹射阶段一般依靠尾罩来保护一级发动机。
当飞行器弹射出水到达一定高度后，需将尾罩和一级尾段进行解锁分离，并靠分离机构将尾罩和主体分开。
利用非线性有限元软件ABAQUS 对上述过程进行数值模拟，分别得到正常和偏差状态下的两体分离运动情况，并在两体高速运动的条件下，对导向销的强度进行校核。
关键词：火箭尾罩；两体分离；有限元模拟 中图分类号：V412.7 文献标识码：ANumerical Simulation of Rocket Aft Dome SeparationWang Heng 1，You Xiaochuan 1，Lin Song 2，Dong Liqiang 2，Xin Wanqing 2，Zhuang Zhuo 1(1. School of Aerospace and Aeronautics, Tsinghua University, Beijing ，100084; 2. The Astronautic Institute of Systematical Engineering, Beijing ，100076)Abstract ：In order to defend corroding by seawater, the first stage engine of the rocket launching under water is protectedby an aft dome. After the rocket ejecting out of water, the aft dome should be separated by the destructors, which are fixed between the aft dome and the main body of the first stage. Then the aft dome is pushed away by several springs to the sea. In this paper, the process of separation and the strength of the guide pins are analyzed by ABAQUS simulation.Key Words ：Rocket ；Separation ；Numerical simulation0 引 言目前，大型潜射飞行器的发射均采用冷弹射的方式，即由置于发射装置下端的燃气发生器产生高温高压燃气将箭体从发射筒中弹出[1]。
神舟十四号分离过程
神舟十四号分离过程首先，在神舟十四号的设计中，分离系统起到了关键作用。
该系统由多个部分组成，包括分离机构、分离装置和分离控制系统。
分离机构是连接飞船和运载火箭的关键组件，其主要作用是在分离时提供分离力，实现飞船与运载火箭的分离。
分离装置则负责在分离时将力传递给飞船的分离机构，并确保分离完成后的稳定分离状态。
分离控制系统则通过计算和控制飞船的姿态和运动状态，实现平稳的分离过程。
其次，在神舟十四号的分离过程中，分离力得到了合理的控制。
分离力是指飞船在分离时受到的力的大小。
如果分离力过大，可能会对飞船结构造成损坏或者对航天员身体带来不利影响；如果分离力过小，可能导致飞船与运载火箭无法完全分离。
因此，在设计分离系统时需要考虑到分离力的大小，保证其在安全范围内。
为了实现这一点，研究人员在设计中采用了一系列措施，包括减小分离机构的质量、增加分离机构的刚度、选择合适的分离时间等。
另外，在分离过程中，对航天员的保护也是一个重要考虑因素。
为了确保航天员的安全，飞船的分离过程需要尽量平缓，避免对航天员产生过大的冲击和振动。
为此，研究人员对分离装置进行了精确计算和设计，并通过试验验证了其分离过程的平稳性。
此外，在航天员舱内设置了专门的减震装置，以减少分离时对航天员的冲击。
最后，在神舟十四号的分离过程中，还考虑了环境因素对飞船的影响。
运载火箭的发射会产生强烈的噪音和震动，在此基础上，分离过程还要经历大气层的高速运动、气动力和热辐射等因素的影响。
为了应对这些环境因素，研究人员设计了分离系统的冷却和隔热措施，以确保飞船在分离过程中不受到过多的温度影响和热辐射。
总的来说，神舟十四号的分离过程经过了科学的设计和验证，能够保证飞船的平稳分离和航天员的安全。
在分离系统选择和设计上充分考虑了飞船结构、航天员的安全和分离环境等因素的影响，通过合理的分离控制和保护措施，确保了飞船和航天员在分离过程中的安全与稳定。
整流罩阻力特性与降阻设计方法
整流罩阻力特性与降阻设计方法随着现代空气动力学的发展，整流罩已经成为了许多飞机的重要设计部件。
但是，整流罩也会造成大量的阻力，影响飞机的性能表现。
因此，研究整流罩的阻力特性以及如何降低其阻力，已经成为现代空气动力学领域的重要课题。
本文将介绍整流罩阻力特性与降阻设计方法。
整流罩阻力特性整流罩的阻力大小与其形状、尺寸、位置等因素密切相关。
目前，对于整流罩的阻力特性已经有了许多研究成果。
其中，最重要的研究成果是整流罩阻力系数的计算方法。
整流罩阻力系数是定义为整流罩阻力与飞机总阻力的比值，是评估整流罩阻力大小的关键指标。
目前，常用的整流罩阻力系数计算方法有三种：经验公式法、定量风洞实验法和数值模拟法。
其中，经验公式法是通过对已有的实验数据的统计和分析得到的一组简便实用的阻力系数计算公式。
定量风洞实验法和数值模拟法是通过实验和计算机模拟来研究整流罩阻力的，具有较高的准确性和广泛的适用性。
降阻设计方法降低整流罩阻力的设计方法主要包括优化整流罩的形状和尺寸、调整整流罩的位置和角度等。
具体方法如下：1. 通过优化整流罩的形状和尺寸，可以显著降低整流罩的阻力。
常用的优化手段包括改变整流罩的前缘、后缘和侧缘的曲率、调整罩口和罩尾的位置等。
2. 调整整流罩的位置和角度，也可以有效地降低整流罩的阻力。
尤其是在飞机超音速飞行时，调整整流罩的位置和角度对于降低整个飞机阻力有着重要的作用。
3. 采用气动布局优化设计方法，在整个飞机气动布局的设计中充分考虑整流罩的影响，能够使得飞机整体的飞行特性更加优化，从而达到降低整流罩阻力的目的。
结论在现代飞机设计中，整流罩是一个不可或缺的部件。
但是，整流罩也会造成许多的阻力，影响飞机的性能表现。
因此，在设计整流罩时，需要充分考虑整流罩的阻力特性，并寻找降低整流罩阻力的方法。
通过优化整流罩的形状、尺寸和位置等因素，能够实现整流罩的减阻，从而提高飞机的性能表现。
整流罩隔热结构对热效率的影响研究
整流罩隔热结构对热效率的影响研究摘要整流罩是飞行器的重要部件之一，其主要功能是保护飞行器免受外部环境的影响，同时对飞行器的热管理起到重要作用。
本文通过对整流罩隔热结构的研究，分析了隔热材料和内部结构对整流罩热效率的影响。
引言在高速飞行的过程中，飞行器表面受到气动力和热载荷的影响，因此，对于飞行器的热管理是十分重要的。
而整流罩作为飞行器的外壳之一，其隔热效果对于飞行器的热管理起着至关重要的作用。
本文将针对整流罩隔热结构对热效率的影响进行探究。
隔热材料对热效率的影响整流罩的隔热效果主要与隔热材料的选取和性能相关。
传统隔热材料主要包括玻璃纤维、隔热毡、陶瓷球等。
而在实际应用中，一些新型材料也开始被应用于整流罩的隔热结构中，如太阳能材料等。
在隔热材料方面，其主要特性为其热导率，即传热时材料的导热性能。
会对隔热罩的热效率产生影响。
通常情况下，热导率越小的隔热材料，就具有更好的隔热性能。
因此，新型材料中的太阳能材料在隔热方面表现会更好，而玻璃纤维等传统隔热材料的隔热效果则会受到限制。
内部结构对热效率的影响除隔热材料外，整流罩的内部结构也会对其热效率产生影响。
其中，整流罩内部的气流通道和散热片的设置可以直接影响整流罩的散热性能。
整流罩内部的气流通道不仅可以起到降低飞行器表面气动温度的作用，还能够对整流罩内部的热空气进行排出。
同时，适当增加散热片的设置对于整流罩的热管理也是至关重要的。
结论综上所述，整流罩隔热结构对整个飞行器热管理起着至关重要的作用，其隔热材料和内部结构都会对整流罩的热效率产生影响。
因此，在实际应用中，应该选用热导率较小的隔热材料，并适当增加内部气流通道和散热片的设置，以提高整流罩的热效率。
这样，才能够保证飞行器在高速飞行的过程中具有更好的热管理能力，从而提高其飞行效率和安全性能。
火箭的推进原理了解火箭的工作原理
火箭的推进原理了解火箭的工作原理火箭是一种能够在空中进行自我推进并脱离地球引力的航天器。
它在现代航天领域中起着至关重要的作用。
了解火箭的推进原理，有助于我们更好地理解火箭的工作原理。
本文将介绍火箭的推进原理及其基本组成部分。
一、火箭的推进原理火箭的推进原理基于牛顿第三定律——作用力与反作用力相等且方向相反。
火箭通过燃烧推进剂产生的庞大推力，将高速喷射的废气向相反方向排出，从而推动火箭运动。
火箭的推进原理可以用以下几个方面来解释：1. 燃料燃烧产生推力：火箭的推进剂通常由燃料和氧化剂组成。
在火箭发动机中，燃料和氧化剂混合后燃烧，产生高温高压的废气。
废气通过喷嘴喷出，产生巨大的推力，从而推动火箭向前运动。
2. 质量的变化：火箭在燃料燃烧过程中，会逐渐耗尽燃料。
根据牛顿第二定律，火箭的加速度与推力成正比，与质量成反比。
当燃料耗尽时，火箭的质量减少，加速度增大，从而能够更快地移动。
3. 排气速度与推力大小：火箭的推力取决于喷气速度和排气质量流量。
当排气速度较大时，相同的推力可以用较小的质量流量实现，从而提高燃料的利用效率。
二、火箭的基本组成部分为了实现火箭的推进原理，火箭通常由以下几个主要组成部分构成：1. 助推器：助推器是火箭的一部分，主要用于提供额外的推力。
它通常在火箭发射初期点火，并在燃烧完全后分离。
助推器采用固体燃料，能够在短时间内产生巨大的推力。
2. 发动机：发动机是火箭的核心部分，用于产生推力。
它由燃烧室、喷嘴和涡轮泵等组件组成。
燃烧室内的燃料和氧化剂混合燃烧，产生高压高温的气体，然后通过喷嘴喷出，产生推力。
3. 燃料和氧化剂：燃料和氧化剂是火箭发动机的基本组成部分。
燃料通常是含有高能量化学物质的物质，如液氧、液氢等。
氧化剂则提供氧气以支持燃料的燃烧过程。
4. 航天器：火箭的载荷，也就是我们通常所说的航天器，用于将人类或物质送入太空。
航天器可以是卫星、航天飞机等。
三、火箭的应用火箭由于其能够脱离地球引力并在太空中进行高速运动的特点，在航天领域有广泛的应用。
火箭发射卫星的时候穿过大气层没有因为摩擦燃烧，而返回时却因为摩擦燃烧了，为什么？
火箭发射卫星的时候穿过大气层没有因为摩擦燃烧，而返回时却因为摩擦燃烧了，为什么？梁老师说事为您回答这个问题。
这个问题确实有意思，不管是卫星，还是飞船，在发射上去的时候，不存在摩擦燃烧。
可一旦从太空返回，不管是卫星，还是飞船，甚至是从发射过程中的火箭上掉落的残骸，都会遇到摩擦燃烧的问题。
而且从地面上，去看这些掉落下来的东西，一个个的都像一团燃烧的大火球，划着一条长长的尾巴，跟彗星似的。
说道这里，不免会产生一个疑问？难道在发射的过程中，不存在摩擦生热吗？怎么说呢？不管是从太空往下掉落东西，还是从地面太空中发射东西，都会产生摩擦生热的现象，只不过这两种情况下摩擦生热产生的热量有着很大不同的。
接下来，就来说说，发射和返回时候，为什么会产生如此巨大的差别。
第一个原因，整流罩。
整流罩一般位于运载火箭的顶部，这件装备相当于覆盖在火箭身上的一层铠甲。
它的作用，在地面上保证航天器能够在运载火箭内部有一个恒定的温度，湿度，以及清洁度。
在火箭升空的时候，保持运载火箭的气动外形，让火箭能够做到穿云破雾，防止放在里面的卫星免遭气动力和气动热，甚至是噪音，震动所产生的影响。
比如苏联的质子号运载火箭卫星整流罩射前罩内的温度，可以控制在十四到二十六点七摄氏度的水平，并且可以保持50％湿度的环境。
在整流罩分离之前，最高温度也就是三十三摄氏度。
这是一个很恐怖的数字。
好了接着说。
当运载火箭一旦飞出大气层之后，这个整流罩就没有用处了，就会沿着运载火箭的纵向分开，从运载火箭上脱离。
（注：如今也有纵向和横向一块分开的）所以整流罩就是一个在大气层中保护火箭的一件装备。
说道这里，很多人应该发现过一个问题。
发射航天器的运载火箭，它的火箭头部都是圆钝的锥形结构，而不是尖锐的。
在常识当中都明白，运载火箭它需要速度，只有达到第一宇宙速度，才能脱离地球的束缚。
如果将运载火箭的头部做出尖锐的圆锥形状，是很容易做到劈开空气，减少空气阻力，让运载火箭使用更少的燃料，尽快的达到第一宇宙速度。
进气道整流罩全尺度动态分离试验研究
进气道整流罩全尺度动态分离试验研究朱国祥;王磊;苑朝凯;王春【摘要】进气道整流罩可以有效避免低马赫数飞行条件下进气道不起动的问题,在高速飞行器中得到广泛使用.整流罩分离过程直接关系到飞行器安全,在地面进行全尺度整流罩分离过程试验验证非常必要.利用JF-12激波风洞设备结构简单、尺度大和动压较高的优势,推导了适用于高速动态分离试验的相似准则,发展了高速分离轨迹观测技术、精确时序控制技术以及必要的风洞防护措施,建立了基于JF-12激波风洞的高速动态全尺度分离试验技术.利用该技术,针对配有进气道整流罩的飞行器前体,以50kPa动压试验条件实现了高动压(100kPa)条件下的动态分离轨迹模拟.【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2019(033)004【总页数】7页(P45-51)【关键词】动态分离;进气道整流罩;相似准则;激波风洞;分离轨迹观测【作者】朱国祥;王磊;苑朝凯;王春【作者单位】北京空天技术研究所,北京100074;北京空天技术研究所,北京100074;中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190;中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京100190【正文语种】中文【中图分类】V211.710 引言多体分离(包括机弹分离、整流罩分离、级间分离等)预测是飞行器设计研究的热点问题。
分离过程直接关系到飞行器安全，非常关键。
为避免低马赫数飞行时高速进气道出现的不起动问题，通常会采用进气道整流罩，例如HyCAUSE[1]、HIFiRE[2]、HyFly[3]、HyShot[4]飞行器都利用进气道整流罩改善低马赫数气动性能。
该类整流罩在分离过程中存在复杂的流动现象(如复杂的激波干涉、强烈的非定常流动等)，要准确预测分离轨迹，就必须复现分离体之间复杂的激波干扰和非定常流动，这是高速分离预测面临的一大难题。
高速分离预测目前主要依靠CFD计算，通常采用非结构动网格方法[5- 6]或重叠网格方法[7- 8]与六自由度方程结合，实现部件间的运动模拟。
整流罩横向分离同时性技术研究
整流罩横向分离同时性技术研究郝家杰;赵继广;白国玉【摘要】结合航天发射场实际，介绍了整流罩横向分离的关键技术。
阐述了爆炸螺栓的工作原理，以及电起爆器的工作过程。
建立了整流罩横向分离系统工作的数理模型并进行了仿真，获得了详细的数据，得出了多路电起爆器工作的时间差；对整流罩横向分离的同时性进行了分析，给出了相关结论。
结果表明：整流罩横向分离的时间差在毫秒级，并且通过适当增大电压或调整电缆连接长度与方式，可以进一步减小分离时间差，提高分离同时性水平。
%Combining with working practice of space launch site ,this paper introduces the key technology of fairing's transverse separation ,describes the operating principle of explosive bolt and the working process of electric initiator .This paper establishes the numerical model of fai ring's trans‐verse separation system and gets detailed simulation data ,obtains operating time difference of multi‐ple electric initiator ,also analyzes the simultaneity of fairing's transverse separation . The results show that the time difference of fairing's transverse is in milliseconds ,it can be reduced by increasing the voltage appropriately and changing wire length and its connection .【期刊名称】《装备学院学报》【年(卷),期】2015(000)006【总页数】5页(P78-81,113)【关键词】整流罩;爆炸螺栓;电起爆器;同时性;时间差【作者】郝家杰;赵继广;白国玉【作者单位】装备学院航天装备系，北京101416;装备学院装备发展战略研究所，北京101416;装备学院航天装备系，北京101416【正文语种】中文【中图分类】V42可靠性[1]与安全性在航天发射任务中举足轻重，而整流罩的正常分离又是将有效载荷成功送入预定轨道的关键一步。
一种新型弹体结构的导弹分离动力学建模与仿真_王志刚
2.1.2 舱段绕质心转动的动力学方程 根据动量矩定理有
(2)
ddHt=M
(3)
式 (3)中 H为舱段相对与 O点的动量矩矢量 ;M为
作用在舱段的所有外力对点 O的主矩 。
将动力学矢 量方程式写成 在舱段弹体坐 标系
Taox22
oaTaxa2
a +a +a ya2
Taoya2
oaTaya2
(10)
axa2 =ax2 cos(δa -αa +α)+ay2 sin(δa -αa +α)
ay22 =-ax2 sin(δa -αa +α)+ay2 cos(δa -αa +α)
aTaoxa2 =-lω2zcos(δa -αa -σ)+lω﹒ zsin(δa -αa -σ)
科 学 技 术 与 工 程
ScienceTechnologyandEngineering
Vol.10 No.14 May2 010
2010 Sci.Tech.Engng.
一种新型弹体结构的导弹 分离动力学建模与仿真
王志刚 李 伟
(西北工业大学航天学院 , 西安 710072)
摘 要 根据一种新 型弹体结构 , 研究了导弹的分离 动力学 问题 。 为了 保证分 离过程 的安全 , 避免 弹头与 舱段 、整流 罩发生 碰撞 , 必须对分离过程中弹头 、舱段以及 整流罩的运动特性进行分析 。 推导了整流罩 锁死前和 舱段组成多 体系统的动 力学方 程并设计了整流罩锁死后舱段 和弹头的碰撞判断条件 。 通过计算机仿真 , 验 证了所建模 型的有效 性 , 得出 了分离过程 中整流 罩和舱段每一时刻的 运动参数以及铰链所受的作用力 , 并对计算结果进行 了分析 , 最 后验证采 用垂直分离 这种方案可 以安全 进行分离 。 关键词 导弹分离 多体系统 动力学建模 中图法分类号 V412.1; 文献标志码 A
长征五号B运载火箭整流罩分离试验取得圆满成功
长征五号B运载火箭整流罩分离试验取得圆满成功
贺元军
【期刊名称】《军民两用技术与产品》
【年(卷),期】2015(0)3
【摘要】2014年12月26日，我国长征五号B运载火箭整流罩首次分离试验在天津新一代运载火箭产业基地取得圆满成功。
该型整流罩是国内在研型号中长度最长、质量最大的整流罩，分离难度大、分离过程复杂，对安全分离和回收提出了新的挑战。
为此，我国成立了长征五号B运载火箭整流罩分离试验技术攻关组，重点研究了大型部件分离的动力学特性，设计了分离回收专用装置，分析了分离流程并进行了数字化地面预试验仿真，解决了分离中存在的问题，为分离试验的一次性成功奠定了基础，也有力地促进了型号产品研制工作。
【总页数】1页(P18-18)
【关键词】分离试验;运载火箭;整流罩;长征;分离回收;型号产品;动力学特性;产业基地
【作者】贺元军
【作者单位】
【正文语种】中文
【中图分类】V475.1
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[整流罩]整流罩：整流罩
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[整流罩]整流罩：整流罩篇一: 整流罩：整流罩-简介，整流罩-组成整流罩，指的是火箭等飞行器上罩于外突物或结构外形不连续处以减少空气阻力的流线型构件，它是运载火箭等飞行器的重要组成部分。
整流罩的作用_整流罩-简介整流罩整流罩是运载火箭的重要组成部分。
在导弹方面，是导弹多弹头化的必然产物。
当运载火箭在大气中飞行时，卫星整流罩用于保护卫星及其它有效载荷，以防止卫星受气动力、气动加热及声振等有害环境的影响。
根据运载任务的不同，每种型号的运载火箭都具有1种或多种形状的卫星整流罩，如单星罩、双星罩、多星罩等。
就长征系列运载火箭而言，也有各自系统的卫星整流罩。
整流罩的作用_整流罩-组成卫星整流罩一般为蚌壳式结构，由端头、前锥段、圆筒段、倒锥段和纵向及横向分离机构等组成。
整流罩的作用_整流罩-作用嫦娥二号卫星整流罩a)保护卫星不受气动力的作用；b)保护卫星不受气动加热的作用；c)解锁分离系统保证卫星整流罩顺利分离；d)当运载火箭处于临射状态时,可对整流罩内的温度、湿度进行调节,以保证卫星不受低温和环境的影响；e)保护罩内卫星不受各种烟雾环境的污染。
整流罩的作用_整流罩-分类按外形尺寸分卫星整流罩可以分圆锥-圆筒形和圆锥-圆筒-倒锥形2种。
按结构形式分·半硬壳式铝合金铆接结构神九整流罩残骸半硬壳式铝合金铆接结构是由蒙皮、桁条、隔框铆接而成的半硬壳式结构。
美国宇宙神和宇宙神/人马座运载火箭卫星整流罩就是采用这种结构。
欧洲阿里安号运载火箭卫星整流罩也是半硬壳式结构。
其端头为不锈钢半球形鼻锥，前锥段用铝合金加软木保护层制成，圆筒段由金属蒙皮和隔框/桁条制成，倒锥段为在两层凯夫拉纤维壁板间充填环氧树脂的蜂窝结构，倒锥段内壁为金属桁条加强结构。
·复合材料夹层结构和铝合金蜂窝夹芯结构共用的复合结构根据卫星整流罩部位的不同，采用了多种复合结构，如美国的大力神运载火箭卫星整流罩采用了碳/环氧蒙皮和铝蜂窝夹芯结构，欧洲阿里安4采用了碳纤维、玻璃钢纤维混合增强的环氧复合材料蒙皮和铝蜂窝夹芯胶接夹层结构。
整流罩_精品文档
整流罩整流罩是一种用于改善流体流动性能的装置或设备。
它广泛应用于工业生产、空气处理、风机系统以及飞行器等领域，具有重要的工程应用价值。
整流罩通过改变流体流动的速度和方向，减少气流的湍流和阻力，提高系统的效率和性能。
1. 整流罩的基本原理整流罩的基本原理是通过改变气流的速度和方向，达到减小湍流、减少能量损失的目的。
它可以将来流的湍流能量转化为静压能量，提高流体的静压和总压，减小阻力，从而改善流体的流动性能。
整流罩通常由局部加装在流动器件或设备上，形状和结构根据具体的工况和需求进行设计。
2. 整流罩的种类及应用领域根据不同的应用需求，整流罩可以分为多种类型。
常见的整流罩包括圆柱型整流罩、翼型整流罩、中空整流罩等。
（1）圆柱型整流罩圆柱型整流罩是一种简单常见的整流罩结构，通常用于管道、风机和某些设备的进口。
它通过在进口处设置一个圆柱形的整流罩来减小湍流，提高流体进入设备的稳定性和均匀性。
（2）翼型整流罩翼型整流罩是一种具有空气动力学翼型剖面的整流罩。
它通过翼型剖面的特殊形状，可以改变周围空气流动的方式，减小气流湍流产生的能量损失，提高流量和效率。
翼型整流罩广泛应用于风力发电、风洞实验等领域。
（3）中空整流罩中空整流罩是一种设备内部空腔、管道内部装置，通过特殊的结构形式，可以改变流体流动的速度、压力分布和方向。
它通常应用于涡轮机械、喷气发动机等设备的进口和出口处，提高系统的效率和稳定性。
整流罩广泛应用于多个领域，其中包括但不限于以下几个方面：（1）空气处理系统整流罩在空气处理系统中起到重要的作用。
它可以减小空气流量中的湍流，在送风、回风口处提供均匀的空气流动，改善空气调节的效果。
在暖通工程中，整流罩常用于空调机组的进出风口附近，可有效提高风机系统的效能。
（2）工业生产在工业生产中，如化工厂、钢铁厂等，整流罩被广泛应用于炉窑、喷雾干燥器等设备的进出口附近，以优化气流分布和流动性能。
它可以提高反应器的混合均匀性、降低能耗和生产成本。
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爆发力理论曲线
爆发力实测曲线
流体固耦合计算模型
空气流动状态
壳上压力
瞬态分析计算方案汇总
方案 A B
爆发力曲线 实测曲线 理论曲线
0.2 0.2
4.07E-3 4.07E-3
临界阻尼比(10.2HZ) 0.08 0.08
注： 为与质量成正比的阻尼， 为与刚度成正比的阻尼，由 可计算出各频率对应的临界阻尼比。 对刚体运动无影响， 较小时主要对刚体运动有影响，现计算原则是，对照试验数据和 流固耦合计算结果确定 后，微调 ，使主振型频率对应的临界 阻尼比为0.08。
计算过程完全模拟了以上五个过程
材料特性(国际单位制) E 1 2 3 4 5 6 7 1.37E11 1.47E11 7.1E10 . 1.47E11 7.1E10 7.1E10 0.22 0.22 0.33 0.22 0.33 0.33 1798 1795 2800 2090 3200 6050 υ ρ 备注 空气 蒙皮 蒙皮 蒙皮 蒙皮 框桁架
某型火箭整流罩分离动力分析
计算过程
实际试验过程中整流罩的分离过程包括以下过程： a) 二半罩对接面联结在一起，在自重的作用下由各二个铰链支承， 保持静止； b) 分离面联结销打开，二个半罩可分别向外转动,但在施加爆发力前 由于有重力作用，仍然相互依靠 c)，施加爆发力，当爆发力作用到一定程度时，二半罩分开，克服重力 向外转动； d) 如果爆发力冲量足够大，则半罩重心越过最高点后加速向下转动； e) 当半罩转动到一定角度时，下端支承销脱开，半罩在重力作用下自 由运动。 由于在考虑空气时，因空气单元太多，题目规模太大，为减少计算 工作量，通过流固耦合分析，得到半罩转动时空气的阻尼特性，然后 作为结构参数进行计算。
对接面、 底边
蒙皮材料号、实常数(厚度)号
各框及桁架截面形状
第一振型和频率
第二振型和频率
第三振型和频率
第四振型和频率
第五振型和频率
第六振型和频率
由于半罩基本上是对称的(开孔有轻微 的不对称)，由模态分析得到第一 四 六 阶为对称振型，在对称载荷自重和爆发力 的作用下将有响应，二 三 五阶为非对称 振型，对对称载荷无响应，在实际计算时 用了1/2半罩模型，在对称面上施加对称 边界条件后将不出现非对称振型。
整流罩分离角度曲线(方案B)
整流罩分离角速度曲线(方案B)
对接面各结点径向位移(方案B)
对接面各结点径向位移(方案B)
整流罩运动情况 (方案B)
整流罩运动情况 (方案B)
有限元模型的半罩总质量 质心 转动惯量
760.37 4.9942 27210
Kg 0.9277 Kg m**2 m
整流罩分离角度曲线(方案A)
整流罩分离角速度曲线(方案A)
对接面各结点径向位移(案A)
对接面各结点径向位移(方案A)
整流罩运动情况 (方案A UY)
整流罩运动情况 (方案A UY)