级间分离

摘要： 两级入轨(two stage to orbit,TSTO)飞行器在高超声速来流条件下级间分离,会在两级之间产生复杂的非定常气动干扰,直接增加TSTO级间分离失败风险.级间分离过程中的这种复杂气动干扰伴随着两级之间的激波与边界层干扰、马蹄涡、激波与尾流干扰的综合作用.本文将TSTO助推级和轨道级的复杂模型简化为两个三维楔,采用重叠动网格技术,耦合求解流动控制方程及六自由度刚体动力学方程组对级间分离过程开展模拟分析,探究级间分离流动特性及其物理机制.在数值分析过程中,针对不同抬升角度下的TSTO三维流场进行了静态和动态数值模拟,给出了不同抬升角度下的干扰流场流动规律和特性,结合流场结构和壁面压力分布以及分离流动模式阐明了两级之间这种气动干扰对TSTO气动分离的影响机制,并探讨了轨道级抬升角对TSTO安全分离的影响.结果表明两级间的气动干扰强度随着轨道级抬升角的增大而增强,并且在动态分离过程中随着两级间隙的增加而减弱;在轨道级释放前两级间气动干扰和三维分离拓扑结构随着抬升角的增大变得更加复杂,流动分离区域增大,临界点数量增加;在级间分离过程中,两级气动特性变化幅度随着轨道级抬升角增大而增大,分离时间则随之减小.另外,当轨道级抬升角度在6°~8°时可实现该TSTO更加安全可靠的分离.

摘要： 某型号火箭一二级分离是中国首次助推器与芯一级形成一级组合体分离,下部分离组合体质量和后效推力大幅提高至约3倍同系列助推器分离型号量级,是关键技术攻关技术之一。针对二级发动机燃气流反卷影响及无法开展天地一致性分离试验的难题,通过型号间横向比对,结合发动机流场分析,最优化调整时序,增加分离能源,通过飞行实测及地面试车数据分析发动机最大后效包络,将二级建推时刻分离体特征距离,提高至不小于已经历飞行验证的同系列助推器分离型号分离体距离,加强分离系统的强壮性,确保二级发动机的建推可靠性和工作安全性,此项技术已经历飞行验证。

摘要： 飞行器与助推火箭在低空、高速环境下同时执行整流罩抛罩与级间分离时,高动压造成干扰流场建立时间短、气动干扰力大、飞行器姿态角变化迅速,导致飞行器与火箭分离后维持姿态稳定可控的时间窗口仅有数十毫秒,火箭在级间分离时刻需要向飞行器发送高精度时统指令,以保证飞行器在可控的时间窗口内起控;基于异步RS-422通信时统指令与分离连接器短路环时统指令,设计了冗余的高精度级间分离时统方案,并在422时统指令中加入纠错标志以解决通信误码或丢帧引起的时统误差问题,相较常规的行程开关或短路环时统装置具有更高的时统精度、更强的容错能力与可测试性;通过地面试验与飞行试验,验证了时统方案满足时统精度要求。

摘要： 对某型号低温液体火箭一二级级间分离过程中二级贮箱推进剂晃动情况进行研究。在流体仿真计算中采用VOF两相流模型对自由液面进行捕捉,得到了冷分离变过载条件下刚性贮箱模型中液面运动历程。计算结果显示在一级关机段内箭体轴向过载快速减小导致液面晃幅增大、晃动周期延长;失重段内液体倾向维持原有运动状态,晃动波浪到达壁面后不反向传播,液体在壁面附近积聚;新的晃动波浪在二级开机过载产生后不久重新形成。通过研究不同计算条件对于级间分离过程液体运动的影响,发现一级开始关机时刻的液体晃动相位对于分离过程液体运动特性影响较大。

摘要： 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.

摘要： 针对多级航天器级间分离研究的地面试验需求,在高速风洞中发展了能够同时模拟前、后级运动的级间分离试验技术.利用风洞的上、下迎角机构,配置电机、传动系统和控制系统,建立了可变迎角和x向位移的上驱动机构,以及可变迎角、x向位移和y向位移的下驱动机构.分别将多级航天器的前、后级模型及测力天平与风洞上、下驱动机构连接,在级间分离计算机控制下,可开展前级迎角、后级迎角、前后级x向和y向相对位置协同模拟的轨迹模拟试验.调试和应用结果表明:上驱动机构可实现迎角–15°～15°、x向0～200?mm范围内的受控运动;下驱动机构可实现迎角–11°～49°、x向0～680?mm、y向0～507?mm范围内的受控运动;系统可用于常规测力试验、投放试验、网格测力试验和轨迹捕获试验.

摘要： 针对高维不确定性条件下飞行器级间分离精细化分析需求,建立参数化级间分离动力学仿真模型,综合考虑级间分离过程中高维不确定性因素影响,识别典型分离失效模式,构建分离可靠性模型。提出采用活跃子空间方法实现高维不确定性参数的空间降维,结合极大极小距离序贯采样方法,利用含交叉项的高阶多项式回归模型对降维空间进行近似,完成了可靠性分析。结果表明,提出的方法能够准确描述高维不确定性因素对分离可靠性的影响特征,在保证高维不确定性计算精度条件下,大幅提升分离可靠性定量分析效率,此外,不同阈值对应分离可靠性曲线与常规打靶仿真结果吻合良好,为高维不确定性条件下分离方案精细化设计提供支撑。

摘要： 为有效预示低空大动压环境下飞行器级间分离过程,利用数值模拟技术耦合求解雷诺平均纳维-斯托克斯控制方程(Naiver-Stokes equations,N-S)和六自由度运动方程(6-Degrees of Freedom,6-DoF),仿真给出飞行器高速级间分离过程前后体及流体相互耦合的动态运动过程.结果 表明:数值模拟级间分离过程可得到后体和前体清晰、直观的流场特性和分离轨迹、姿态特性;级间分离的流场结构丰富,存在分离区、回流区、高压区等,对前后体气动特性影响较大;依靠后体气动力可实现级间的安全分离,但后体的初始分离抬头趋势明显.

摘要： 火箭级间分离部位一般用爆炸螺栓或带环形爆炸索的连接件连接。爆炸索与爆炸螺栓的作用都是把火箭各级之间的连接件炸断。炸断了连接件后,有两种级间分离的方式,即热分离和冷分离。所谓热分离,是指靠前面一级火箭发动机喷出的高温燃气流把后面一级火箭推开,因此前面一级发动机是在连接件解锁时就已经点火的;而冷分离是靠后面一级火箭上的反推火箭推力将前后两级火箭分开,前面一级火箭的发动机要在前、后两级火箭分开后才点火。

摘要： 级间分离是两级入轨空天运输系统执行载荷投放任务时的重要飞行阶段,安全、精确地完成运载器与载荷飞行器的分离是级间分离系统设计以及飞控系统设计最基本要求.本文对级间分离概念所涉及的一些问题进行了简明阐述,总结了典型两级入轨飞行器组合形式及其优缺点,重点对组合体布局两级入轨飞行器技术优势和分离时可能面临的问题进行了说明.最后回顾了国内外在典型分离方案技术研究上的进展.

摘要： 地面发动机与分离联合试车是考核级间分离方案的有效方法,但由于边界条件的差异性,地面试验中,级间分离后出现了发动机"推力波动"现象.经本文仿真分析,飞行过程中不会出现此现象,该分析结果得到了飞行试验的验证.

摘要： 火箭级间分离过程中的冲击环境主要有:火工品装置产生的爆炸冲击载荷和级间发动机点火启动时产生的冲击作用.本文通过拟合级间分离过程中的两种冲击信号后,采取基于改进递归滤波器方法分析单自由度二阶系统冲击响应谱计算原理,进行了相应的冲击响应谱计算.

摘要： 2009年,中国空气动力研究与发展中心高速所在0.6米×0.6米风洞建立了一个新的试验系统,实现了M数范围0.4～4.5的级间分离与网格测力试验,为许多高速飞行器提供了重要的数据.但是,0.6米×0.6米风洞的上支撑机构不能自动运行,制约了该试验系统的作用.为了提升0.6米×0.6米风洞的试验能力,对上支撑机构进行了自动化改造.改造后,上支撑机构实现了电机驱动和位置的精确测量,风洞试验能力得到了提升.

摘要： 本文通过试验研究级间分离对某导弹气动特性的影响,设计了一套能实现防热罩与弹体不同级间分离距离及夹角的侧支风洞试验装置,测量不同状态气动力系数,获得了导弹级间分离过程中部分典型状态的干扰特性,为导弹级间分离方案和控制系统设计提供了依据.

摘要： 采用有限体积法求解三维雷诺平均Navier-Stokes（Reynolds-Averaged Naver-Stokes, RANS）方程，数值模拟研究外流马赫数为7.89的运载火箭级间分离流动，获得了清晰的流场结构。研究表明，计算得到的两级气动特性变化与试验数据符合一致，并且仅主机喷流和主机与四游机同时喷流的计算结果较为接近，这为风洞试验方案的设计提供很好的技术支持。

摘要： 计算流体力学(CFD)和飞行力学耦合仿真是目前研究火箭分离动力学可靠性和精度较高的一种方法,运用该方法的关键是寻找合适的发动机羽流模型.非平衡流模型受现有技术条件的限制不适用于工程研究,而热化学等级较低的双组分气体和单组分气体模型由于计算量较低,则可在工程中应用.双组分气体模型能较好地在计算效率和计算精度之间做出平衡.单组分气体模型会低估火箭的级间段流动分离,但在工程中也有其应用领域.

摘要： 运载火箭级间分离时子级的运动特性,将影响分离设计的安全性以及对子级残骸落点预测的准确性。本文采用嵌套网格方式,计算了运载火箭一二级级间热分离时在喷流和外来耦合作用下的下面级俯仰气动特性,计算结果表明在分离距离较小、下面级攻角较小时,下面级受到低头的俯仰力矩,即具有俯仰自稳定特性。这有助于两体安全地分离,及准确预测子级残骸的落点。

摘要： 运用工程算法，通过简化的系统模型对导弹冷热分离过程动载荷进行了分析和计算。分离过程中发动机的推力变化是产生动载荷的主要原因，讨论了导弹推力的变化情况对导弹各部载荷的影响。

摘要： 提出了一种基于模糊模式识别的运载火箭分离事件分析方法.通过一定量的训练样本的统计积累来构造隶属度函数,并采用多特征模式识别方法,建立基于模糊模式识别的识别模型.论文利用雷达实测数据,成功分析了运载火箭在发射过程中的分离过程.并对实测数据进行建模、分析、识别,验证,实验结果表明,模糊模式识别方法在运载火箭分离事件分析与识别中可以有效应用.

摘要： 本发明公开了一种应用于模型级间动态分离风洞试验的动态分离装置。该动态分离装置从前至后依次包括三臂支撑体、包裹在轴套内驱动三臂支撑体运动的加长轴，和连接轴套并固定在风洞中部机构上的支撑联接体。该动态分离装置能够抵御气流冲击，主体级模型和分离体级模型在气流中保持初始位置不变，在接受分离指令后分离体级模型和主体级模型快速分离，分离体级模型在风洞流场中自由运动，直至掉落在轴套上成功回收。该动态分离装置具有结构紧凑、布局合理、使用方便、装配精度高、分离速度快、使用效率高、运动稳定性好和可靠性高的优点，而且更加经济，能够满足风洞模型级间动态分离试验过程中快速分离模型的要求，具有推广应用价值。

摘要： 本发明公开了一种应用于模型级间动态分离风洞试验的动态偏心分离装置。该装置从前至后依次包括三臂支撑体、包裹在轴套内驱动三臂支撑体运动的加长轴，和连接轴套并固定在风洞中部机构上的支撑联接体。该装置能够抵御气流冲击，主体级模型和分离体级模型在气流中保持初始位置不变，在接受分离指令后快速分离，分离体级模型在风洞流场中自由运动，直至回收。该装置的中心轴线位于分离体级模型中心轴线的下方，分离体级模型掉落行程更大，具有结构紧凑、布局合理、使用方便、装配精度高、分离速度快、使用效率高、运动稳定性好和可靠性高的优点，更加经济，能够满足风洞模型级间动态分离试验过程中快速分离模型的要求，具有推广应用价值。

摘要： 本实用新型公开了一种应用于模型级间动态分离风洞试验的动态偏心分离装置。该装置从前至后依次包括三臂支撑体、包裹在轴套内驱动三臂支撑体运动的加长轴，和连接轴套并固定在风洞中部机构上的支撑联接体。该装置能够抵御气流冲击，主体级模型和分离体级模型在气流中保持初始位置不变，在接受分离指令后快速分离，分离体级模型在风洞流场中自由运动，直至回收。该装置的中心轴线位于分离体级模型中心轴线的下方，分离体级模型掉落行程更大，具有结构紧凑、布局合理、使用方便、装配精度高、分离速度快、使用效率高、运动稳定性好和可靠性高的优点，更加经济，能够满足风洞模型级间动态分离试验过程中快速分离模型的要求，具有推广应用价值。

摘要： 本实用新型公开了一种应用于模型级间动态分离风洞试验的动态分离装置。该动态分离装置从前至后依次包括三臂支撑体、包裹在轴套内驱动三臂支撑体运动的加长轴，和连接轴套并固定在风洞中部机构上的支撑联接体。该动态分离装置能够抵御气流冲击，主体级模型和分离体级模型在气流中保持初始位置不变，在接受分离指令后分离体级模型和主体级模型快速分离，分离体级模型在风洞流场中自由运动，直至掉落在轴套上成功回收。该动态分离装置具有结构紧凑、布局合理、使用方便、装配精度高、分离速度快、使用效率高、运动稳定性好和可靠性高的优点，而且更加经济，能够满足风洞模型级间动态分离试验过程中快速分离模型的要求，具有推广应用价值。

摘要： 本发明公开了一种适用于火箭冷分离的级间分离装置，包括分离侧推装置和燃气发生器，分离侧推装置包括轴向冲量发生机构和侧向冲量发生机构，燃气发生器和侧向冲量发生机构均与轴向冲量发生机构相连接。燃气发生器向轴向冲量发生机构输入燃气并增压，轴向冲量发生机构通过将高压燃气的内能转化为机械能的方式，来推动火箭母级与火箭子级进行分离，且侧推冲量发生机构通过将轴向冲量发生机构内燃气由火箭子级的侧面喷出并点燃的方式，使火箭子级获得偏离火箭母级所在的飞行轨道侧推冲量，即燃气发生器输出的燃气同时作为分离能源和子级偏离能源，具有提高结构效率和级间分离可靠性的优点。

摘要： 一种级间分离风洞自由飞试验模型分离轨迹预估方法，步骤一、确定分离前飞行器模型以及分离后各分离体模型的攻角‑力学系数表；步骤二、设定分离前飞行器模型自由飞行试验的初始发射参数和初始发射位置，设定分离前飞行器模型的分离位置；步骤三、预估分离前飞行器模型自由飞行试验飞行轨迹数据；步骤四，确定各分离模型的初始发射位置和发射参数；步骤五，预估分离模型分离轨迹数据；步骤六，判断各分离体模型分离轨迹数据是否满足试验要求，若不满足，则重新设定步骤二中的初始发射参数/发射位置值，重新从步骤三开始执行，直至各分离体模型分离轨迹数据满足试验要求；或者重新调整分离位置，从步骤四开始执行，直至各分离体模型分离轨迹数据满足试验要求。

摘要： 本公开提供一种级间分离装置、火箭及分离方法，以降低级间分离结构的复杂性，提高级间分离的可靠性。其中级间分离装置，包括钩爪、自锁机构和驱动机构，级间分离装置具有第一状态和第二状态；在第一状态时，自锁机构与钩爪锁定，钩爪将第一部件紧固在第二部件，自锁机构用于控制驱动机构处在驱动关闭状态；在第二状态时，自锁机构与钩爪解锁，自锁机构用于控制驱动机构处在驱动打开状态，使得驱动机构分离钩爪与第一部件。本公开的级间分离装置在机械结构上实现级间稳固连接和分离时的有效脱离，无需通过设备串联的方式增加级间分离冗余度，降低结构复杂度和制造成本，提升级间分离的可靠性。

摘要： 本发明提供了一种横纵分离一体化级间线式分离装置及其应用，属于航天级间分离领域。装置包括：双向线式分离环和异面分离切割索；所述双向线式分离环为环状结构，在其外表面上设置有纵向分离削弱槽和横向分离削弱槽；所述横向分离削弱槽为环形槽；在所述横向分离削弱槽上设置有削弱槽交汇孔，其贯穿所述双向线式分离环的壁；所述纵向分离削弱槽从所述双向线式分离环的上端一直延伸到所述削弱槽交汇孔处；所述异面分离切割索设置在所述双向线式分离环的内侧，其位置与纵向分离削弱槽和横向分离削弱槽的位置对应。本发明避免了使用多个级间分离装置分别执行级间横向分离和纵向分离，有效节省了级间段整体质量，大幅简化了级间分离系统的复杂程度。

摘要： 本发明公开了一种适用于火箭冷分离的级间分离装置，包括分离侧推装置和燃气发生器，分离侧推装置包括轴向冲量发生机构和侧向冲量发生机构，燃气发生器和侧向冲量发生机构均与轴向冲量发生机构相连接。燃气发生器向轴向冲量发生机构输入燃气并增压，轴向冲量发生机构通过将高压燃气的内能转化为机械能的方式，来推动火箭母级与火箭子级进行分离，且侧推冲量发生机构通过将轴向冲量发生机构内燃气由火箭子级的侧面喷出并点燃的方式，使火箭子级获得偏离火箭母级所在的飞行轨道侧推冲量，即燃气发生器输出的燃气同时作为分离能源和子级偏离能源，具有提高结构效率和级间分离可靠性的优点。

摘要： 本实用新型提供了一种横纵分离一体化级间线式分离装置，属于航天级间分离领域。装置包括：双向线式分离环和异面分离切割索；所述双向线式分离环为环状结构，在其外表面上设置有纵向分离削弱槽和横向分离削弱槽；所述横向分离削弱槽为环形槽；在所述横向分离削弱槽上设置有削弱槽交汇孔，其贯穿所述双向线式分离环的壁；所述纵向分离削弱槽从所述双向线式分离环的上端一直延伸到所述削弱槽交汇孔处；所述异面分离切割索设置在所述双向线式分离环的内侧，其位置与纵向分离削弱槽和横向分离削弱槽的位置对应。本实用新型避免了使用多个级间分离装置分别执行级间横向分离和纵向分离，有效节省了级间段整体质量，大幅简化了级间分离系统的复杂程度。