搜索结果: 121-135 共查到“航空、航天科学技术 火箭”相关记录412条 . 查询时间(0.053 秒)
中国有望在2030年左右实现重型运载火箭首飞
中国 2030年左右 重型运载火箭
2014/12/8
2014年12月7日，长征四号乙运载火箭在太原卫星发射中心将中巴地球资源卫星０４星送入太空。至此，长征系列运载火箭实现第２００次发射。中国航天科技集团董事长雷凡培接受新华社记者采访时说，中国将在未来７年内完成运载火箭的第３００次发射。此外，长征五号、七号火箭也将尽快实现首飞，重型运载火箭有望在２０３０年左右实现首飞，可满足载人登月需求。
基于Davenport风速谱的火箭及其发射平台风致响应分析
有限元法 风致响应 减载结构
2016/6/3
基于Davenport风速谱，采用M.Shinozuka法计算得到了三种不同基本风速下火箭芯级和助推器不同站点的风荷载时程样本，并调用MSC.Nastran软件对火箭及发射平台进行了瞬态响应分析，得到了停靠时不同基本风速下火箭及发射平台的位移响应。随着高度的增加，火箭芯级上各点的位移响应随之增加；不同基本风速下同一节点的最大位移之比约等于不同基本风速的平方之比。同时在脐带塔上设计了一个横拉减载结构...
采用耦合求解轴对称非定常NS方程与一维分离动力学方程的方法，对多级火箭低空级间热分离初期过程进行数值仿真。依据仿真结果描述低空级间热分离初期流场的两种典型结构：内部为喷管扩张段流动分离以及外部为级间缝隙横向喷流与超声速外流的干扰流场；给出两种典型流场结构中位于上面级弹体表面（喷管内）的流动分离点位置以及壁面压力分布随仿真时间的变化；初步估算流动分离线偏斜时内外流动分离区域对上面级弹体的干扰力矩。通...
上海交通大学为火箭发动机打造“王冠上的明珠”（图）
六轴联动电火花加工技术 火箭发动机
2014/11/5
随着一声惊天动地的轰鸣，一枚尾部喷着炽热火焰的火箭从发射台缓缓升空，沿着预定的轨道，飞向浩瀚无垠的太空。能把航天飞船等庞然大物送上太空的，靠的正是动力强劲的火箭发动机。每台火箭发动机中都包含10多个闭式整体涡轮叶盘类零件，用来为火箭发动机燃料和氧化剂泵提供动力。据统计，国内外火箭发射失败的案例中，有大约45%是由火箭发动机使用的涡轮叶盘类零件失效所造成的。为了从根本上提升火箭发射的可靠性，火箭发动...
火箭整流罩外气动噪声环境的大涡模拟研究
火箭整流罩 气动噪声 大涡模拟 计算流体力学
2015/11/10
基于五阶加权本质无振荡（WENO）格式构造隐式大涡模拟方法（ILES），对跨声速来流条件下（Ma=0.8）火箭整流罩外噪声环境进行数值模拟。通过与风洞试验结果及国外文献进行对比，ILES方法能够在较粗网格下准确预测壁面湍流脉动特性。跨声速流动在壁面折角处出现分离、再附、激波/边界层干扰现象，均方根脉动压力系数出现峰值，同时该区域噪声能量在全频段都较高，易引起结构抖振效应。最后，根据ILES模拟结果...
基于相似理论建立缩比模型试验相似准则，提出了火箭发动机喷流声场试验预示方法的流程。通过缩比模型系留点火试验，根据几何相似、喷流参数相似、发射环境相似来预示起飞噪声环境，在国内首次给出了运载火箭表面的噪声环境的空间相关特性，结果表明预测结果与遥测数据之差小于1.5 dB，校验了缩比模型方法的有效性。缩比模型方法对于我国新一代运载火箭的起飞噪声环境预示、噪声载荷设计、地面试验具有重要意义。
火箭弹尾焰对炮尾点火触点的烧蚀与防护分析
火箭弹 尾焰 烧蚀 有限元分析
2016/9/30
针对火箭弹尾焰会引起的炮尾点火触点的烧蚀的问题，建立一种火箭弹尾焰对炮尾点火触点的烧蚀与防 护的有限元模型。对点火触点工作环境、受高温烧蚀情态和防护措施都进行了论述和分析，且用实验进行了验证。 验证结果表明：点火触点选用40Cr 作为材料，并进行镀铬处理，在射击过程中点火触点经受住了机械损伤、以及高 温烧蚀，未见异常。
针对目前对模态测试优化没有一套成熟理论的问题，以某型火箭炮定向器为研究对象进行模态测试。阐 述模态测试优化的相关理论，对某火箭炮定向器的有限元模型进行模态分析，提取其模态参数，通过Matlab 编程计 算，得到最优悬挂点、测点及参考点，并通过锤击试验进行验证。结果表明：优化后的方案在取点上有理论依据， 测试更容易避开节线，能避免模态遗漏，得到更好的振型。
为减小火箭炮起始扰动，以有限元理论为基础，采用ABAQUS 软件建立某多管火箭炮动力学模型。通过 模态分析计算获得火箭炮各主要部件和全炮的动态特性，采用发射动力学分析得到定向管口初始扰动的相关参数， 利用快速傅里叶变换得到对初始扰动影响最大的频率，并利用正交实验法，以固有频率为实验目标，确定对初始扰 动贡献最大的部件。研究结果表明：该模型能有目的地优化部件，减小起始扰动，有一定的参考价值。
针对运载火箭全向发射后，系统通道间存在交连耦合问题，提出了基于解耦的变结构自适应滑模控制方法。首先建立了运载火箭全向发射姿态动力学模型；其次推导了一种工程上实用的姿态角预补偿解耦控制方法，并重点分析了残余耦合对姿控系统的影响；最后针对解耦后系统的残余耦合和火箭结构干扰，提出了变结构自适应滑模控制方法。利用Lyapunov稳定性理论，证明了控制系统的全局渐近稳定性。仿真校验了本文提出的控制方法能够实...
一种运载火箭上升段轨迹的高精度确定方法
运载火箭 上升段 测元融合 遗传算法
2015/11/10
针对运载火箭上升段轨迹建模问题，采用自由节点样条模型描述轨迹变化规律，将轨迹确定中的参数估计转化为对样条函数系数估计，从而大量减少待估参数个数，有效提高参数估计精度。在此基础上，提出利用遗传算法优选测量元素的方法。在基本遗传算法框架下，通过对测量元素进行染色体编码、构造基于加权排序的适应值函数以及设计改进的比例选择算子，对整个测量元素组合空间进行充分搜索寻优。利用典型上升段轨迹和布站对该方法进行数...
针对宽范围工作的火箭基组合循环（RBCC）发动机推力、比冲和燃烧效率等性能难以通过关键参数的实时测量直接计算的问题，提出利用可调谐二极管激光器吸收光谱（TDLAS）技术实现发动机燃气温度、H2O组分浓度和速度多参数同时实时在线非接触式激光光谱测量方法，搭建用于RBCC地面试验性能分析的时分复用-扫描波长TDLAS系统。通过试验获得的(7444.352+7444.371)/7185.597cm...
使用固体姿控小火箭是实现动能拦截器快响应和高精度姿态控制的最佳方案之一。针对一种新型动能拦截器姿控小火箭布局，提出了点火组合混合搜索算法。描述了动能拦截器姿控小火箭的配置方案，分析了弹体自旋需求。设计了一种结合目标排序法和区间搜索法的点火组合混合搜索算法：当可用小火箭个数较少时，采用目标排序法；当可用小火箭个数较多时，采用区间搜索法。指令力矩近似仿真结果及姿态控制数值仿真结果表明：该算法能够有效地...
使用固体姿控小火箭是实现动能拦截器快响应和高精度姿态控制的最佳方案之一。针对一种新型动能拦截器姿控小火箭布局，提出了点火组合混合搜索算法。描述了动能拦截器姿控小火箭的配置方案，分析了弹体自旋需求。设计了一种结合目标排序法和区间搜索法的点火组合混合搜索算法：当可用小火箭个数较少时，采用目标排序法；当可用小火箭个数较多时，采用区间搜索法。指令力矩近似仿真结果及姿态控制数值仿真结果表明：该算法能够有效地...