火箭级间热分离过程耦合数值模拟

为了研究某火箭一、二级级间热分离的级间流动机理和分离过程的安全性,采用Chimera/Overset方法并结合N-S方程和刚体动力学方程,以流动和刚体动力学耦合计算的方式对该多级火箭的一、二级级间热分离过程进行了数值模拟。模拟结果显示,轴对称工况分离过程的流动存在剧烈的震荡,而二级喷管有偏转工况分离过程的流动比较平稳,...     

卷烟工艺中梗丝在线分离回收系统研制及经济性分析

针对PROTOS70卷烟机二次风分装置在生产过程中因烟丝吸入集中除尘系统而造成的烟丝浪费问题,提出三次风分技术并研制单台分离装置,建立起多机组梗丝在线分离回收系统.该系统由一级和二级分离系统组成,第一级分离将烟丝和烟梗进行分离,第二级提取有效成分实现烟丝和烟尘分离.在卷烟厂的应用结果表明,每台卷烟机年节约烟丝成本约为100万元.同时,从全生命周期的角度采用基于费用年值及动态投资回收期的经济性评价方法,分析了梗丝在线分离回收系统的经济可行性.结果表明,梗丝在线分离回收系统具有很强的盈利能力及较短的投资回收期.     

媒体纵览

正一箭五星!中国成功发射脉冲星试验卫星11月10日7时42分,我国在酒泉卫星发射中心用长征十一号运载火箭,成功发射了脉冲星试验卫星。此次发射还搭载了4颗微纳卫星。"一箭五星"刷新了我国固体运载火箭一箭多星的发射纪录。长征十一号运载火箭是我国新一代运载火箭中唯一一型固体火箭。这是它继2015年9月首飞之后,第二次执行发射任务,也是长征系列运载火箭的第239次飞行。(来源:军事在线)     

运载火箭测试状态控制系统研制分析

运载火箭出厂测试是火箭质量保障的最后一道关卡,现有火箭出厂测试技术在质量控制水平与测试效率方面均与现代运载火箭生产的信息化、自动化、智能化需求不成一体。运载火箭出厂测试状态控制优化技术将原有的以人工干预为主导的测试技术自动化,通过对测试状态的自动计算、梳理与分配,有效代替了人为的状态梳理,在确保运载火箭出厂测试质量的同时,大幅提升了火箭出厂测试效率。     

回收火箭的重要意义与关键技术

 2015年12月22日,美国太空探索技术公司(Space-X)用猎鹰-9火箭成功发射了轨道通信公司的11 颗小型通信卫星。这不仅是猎鹰-9火箭自2015年6月28日发射失败以来的首次发射以及升级版猎鹰-9火箭的首次使用,更重要的是猎鹰-9火箭在世界上首次成功进行第一级有动力垂直回收,从而在人类历史上率先验证了轨道运载火箭的回收技术,为未来打造可重复使用运载火箭,大大降低运载火箭发射成本奠定了重要技术基础。     

基于爆炸激波管的固体火箭级间热分离天地差异研究

级间热分离是固体火箭飞行过程中的一个关键环节,但在实际工程研制中,地面试验往往不能完全覆盖飞行状态级间分离的全部环境条件.为此有必要掌握级间热分离过程的天地差异性,使得地面试验结果能够有效地反映飞行环境.本文以爆炸激波管级间分离试验这一新型分离试验技术为研究背景,结合理论模型和数值仿真,比较分析了飞行试验和地面试验中三类工况下初始分离过程中腔内气体压强的变化规律,并推导了能够近似描述压强变化的分段线性上升的相似律,从而阐明了通过爆炸激波管模拟级间分离等问题的试验机理.     

中国运载火箭型谱发展

针对中国运载火箭型谱规划，提出了运载火箭体系定位、火箭划代和规模划分，明确了运载火箭型谱规划的重点是第3代和第3.5代中大型一次性运载火箭，以及第4代重复使用运载火箭。分析了运载火箭技术发展需求和能力发展需求，明确了运载火箭的动力配套、火箭构型、发射成本、运载能力、载荷包络和发射容量等。针对技术需求和发展需求，提出了第3代一次性运载火箭型谱共7型火箭、第3.5代一次性运载火箭型谱共6型火箭、第4代重复使用运载火箭型谱共2型火箭。同时提出了第2代、第3代、第3.5代和第4代运载火箭型谱之间的演进策略以及更新换代策略，即第2代运载火箭持续使用到2030年前后，第3代运载火箭持续使用到2035年前后，第3.5代和第4代运载火箭持续使用到2045年前后，最终完成对第2代和第3代运载火箭的更新换代。     

空射火箭箭机分离过程气动特性仿真

为研究内装式空中发射运载火箭在箭机分离过程中的气动特性尤其是大迎角情况下的气动变化规律,应用计算流体力学(CFD)软件中的k-w模型对火箭气动特性进行了仿真研究,得到火箭气动特性随马赫数和迎角的变化规律,同时对改进后的火箭模型进行气动特性分析.仿真结果表明:发现火箭尾部改进成收敛-扩张型喷管可使火箭下落初期有一个抬头力矩,有利于运载火箭初期快速调整姿态；当快到达预期点火姿态时,由于气动力作用点后移产生的与角速度方向相反的力矩,可迫使运载火箭稳定,从而更容易地捕捉到点火角度,并保证点火时的姿态稳定.     

级间分离二级折叠尾翼展开动力学仿真

针对两级火箭在级间分离时二级折叠尾翼的展开问题,研究了尾翼展开时间的影响因素。首先分析了尾翼展开片数对飞行器静稳定性的影响,然后根据单片翼面所受到的力矩,建立了二级折叠尾翼展开动力学方程,得到单片翼面展开过程中翼面张角与力矩的变化,最后使用ADAMS软件对六片翼面进行动力学仿真,对翼面展开的同步性进行计算,为折叠尾翼的弹簧设计和级间分离点的选择提供理论依据。     

多级固体运载火箭总体/弹道/轨道一体化设计与优化

针对小型多级固体运载火箭,设计了合理的飞行轨迹,并综合分析弹道设计、轨道设计和总体特性相互作用,建立了总体/弹道/轨道一体化优化设计数学模型。应用自适应模拟退火法、虎克直接搜索法、多岛遗传算法、逐次近似法和有向启发式搜索法,针对300 km LEO轨道进行了多级固体运载火箭总体/弹道/轨道一体化优化,并比较了5种算法优化结果。计算表明：所建立的一体化优化设计模型是合理的;总体参数优化结合轨迹优化最大程度地挖掘了运载火箭整体设计性能,并且优化设计效果明显,优化所得变轨消耗推进剂质量比原方案减轻了12%。该模型和软件也可推广应用到其它固体火箭的方案论证和初步设计过程中。     

Study on conditions of internally carried air-launched launch vehicles based on the virtual prototype technology

A method based on the virtual prototype technology simulating the separation of a launch vehicle from its aircraft in the aircraft wake was proposed based on the internally carried air-launched launch vehicle program. In this method, the full-scale model of the aircraft, the vehicle and the parachute are constructed. Then, they are imported into the ADAMS software, constraint solutions and driving forces are then added for visual dynamic simulation. The unsteady aerodynamic forces of the vehicle in the aircraft wake are calculated by CFD and the moving grid technique. The forces generated by the parachute can be derived from the Kirchhoff motion equation. Through comparing and analyzing the simulation results under different launch conditions, it has been proven that this method simulates the separation of a launch vehicle from the aircraft in the aircraft wake accurately. It provides the foundation for the aggregate project of internally carried air-launch vehicles, and offers a new ref- erenced method for multi-body dynamic simulation.     

载机干扰流场下的内装式空射火箭分离过程仿真

为精确模拟载机干扰流场下的箭机分离过程,综合运用多体动力学和计算流体力学的基本理论,提出了一种基于动力学仿真和数值模拟的仿真方法. 该方法通过建立载机、火箭和稳定伞的全尺寸实体模型,并在ADAMS中施加约束和驱动后进行可视化仿真. 火箭在载机干扰流场中的非定常气动力利用计算流体力学和动网格技术进行仿真计算,稳定伞的气动力通过克希霍夫运动方程进行推导. 针对影响箭机分离的关键因素进行仿真对比分析,结果表明该方法较准确地模拟了载机干扰流场下的分离过程,从而为内装式空射火箭的整体方案设计提供了重要的依据.     

智能车辆轨迹跟踪控制方法研究

针对智能车辆的轨迹跟踪控制问题,提出了一种可以调节参数的智能车辆轨迹跟踪控制方法.首先,设计了模糊控制器对智能车辆进行路径跟踪控制;其次,为了提高车辆在高速下的路径跟踪效果,设计模型预测控制器,并结合轮胎的动力学特性及车辆动态特性对轮胎侧偏角、质心侧偏角等进行约束;然后,为了提高车辆在不同工况下的路径跟踪效果,进一步设计了基于PSO算法的模型预测控制器.比较三种控制器的控制效果,选择典型工况在联合仿真平台上进行仿真.结果表明,提出的智能车辆的轨迹跟踪控制方法可以有效地对车辆轨迹进行跟踪.     

中度混合动力汽车模型预测控制策略

基于车载导航系统(GPS/GIS)建立汽车未来一段行驶路线上的汽车运行状态模型,将模型预测控制与动态规划相结合,提出了中度混合动力汽车实时在线滚动优化控制策略;并就如何减少动态规划计算量及系统变量离散化问题进行了研究;建立了中度混合动力汽车燃油经济性预测控制仿真模型,采用C语言与MTALAB\Simulink进行联合仿真,验证了所设计的模型预测控制算法可以满足实时控制的要求,且采用该预测控制策略的中度混合动力汽车具有显著的节油效果。     

弯管内气动防磨方法的数值检验及其应用

概述了气动防磨的定义,发展了一种检验弯管内气动防磨方法有效性的数值手段,该检验手段的关键是应用双双流体模型在巾体坐标系下计算弯管内的气固两相流场,提出了两种气动防磨措施并进行了数值检验,结果表明改变弯管进口处颗粒相浓度分布的措施比改变弯管弧度对减少这外壁面磨损更有效。     

高速列车外流场气动噪声的特性研究

针对高速列车外流场气动噪声完成了在线实验测试研究,对列车模型进行了简化并确定了合理性;进行了列车模型湍流流场模拟,完成了列车远场气动噪声的预测研究.研究表明,合理缩短列车不会改变车身表面声功率分布规律;高速列车气动噪声属于宽频带噪声;在频率范围(0～ 5000Hz)内气动噪声仿真与实验结果吻合较好,说明仿真方法准确度高;列车转向架处湍流最为剧烈,其次为车头鼻锥处;车身表面的气流最为平缓,进一步说明缩短列车模型的合理性.所提出的仿真方法能够为高速列车的结构优化设计提供依据,并能验证高速列车气动噪声控制方法的有效性.     

基于察／打一体无人机平台的导弹发射模拟

为研究机载导弹发射过程中载机、导弹之间存在的气动干扰特性和导弹运动规律,采用计算流体力学方法对导弹发射过程进行了数值模拟。结合刚体六自由度运动方程,将运动嵌套网格技术应用于机载导弹发射问题中,通过求解三维非定常Euler方程得到流场信息。应用此方法成功模拟了基于察／打一体无人机平台的导弹发射过程,获得了详细的导弹运动速度、运动轨迹和受力情况等丰富的流场信息。算例表明：运动嵌套网格技术处理具有复杂外形、较大相对位移运动问题的能力,发动机推力的影响,载机、导弹之间的气动干扰影响较小。采用计算流体力学方法和运动嵌套网格技术可为研究导弹发射过程提供参考和依据。     

质子交换膜燃料电池启动策略

为了缩短质子交换膜燃料电池启动过程中氢气/空气界面存在的时间并限制电堆启动电压,通过实验研究直接启动、启动前氢气吹扫时间以及启动辅助负载对质子交换膜燃料电池性能影响的差异性,在此基础上提出一种电堆启动时氢气吹扫阳极和启动辅助负载相结合的燃料系统启动控制策略。实验验证了该启动控制策略不仅能限制燃料电池启动时的高电压以及缩短燃料电池启动过程中电堆阳极侧氢气/空气界面的存在时间,还有利于提高单电池的电压均衡性,是一种有效的质子交换膜燃料电池启动控制策略。     

质量矩拦截弹滑模反演控制律设计

与传统的舵面控制相比,采用质量矩控制的飞行器在高速飞行下的气动阻力和气动加热都将大大降低,极大地增强了飞行器的机动性和敏捷性,为飞行器的控制效率和控制精度的提高提供了条件。以末段飞行中的质量矩拦截弹为控制对象,在建立其非线性耦合动力学系统数学模型的基础上,针对气动参数和结构总体参数的不确定因素的影响和执行机构在控制过程中存在的抖振现象,采用反演控制和参数提取时自适应律的积分处理算法,设计了快速终端滑模控制律。通过对控制器的稳定性分析和质量块移动指令执行情况的仿真,验证了此方法的有效性和可行性。     

定常喷/吸流动主动控制方法减阻研究

针对Ahmed类车体,在车身斜面选定位置处设置控制槽,采用证明为有效的大涡模拟数值方法,研究喷/吸流动主动控制方法的气动减阻机理及效果.基于流场数据分析发现喷射控制致使车体斜面上流动大分离发生,拖曳涡对得以消除,但尾迹区尺度增大,气动阻力上升;抽吸控制方法抑制和消除展向涡结构的产生及发展,但拖曳涡对未受显著影响,气动阻力下降.