考虑残余推力作用下的固体运载火箭级间分离方案研究

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固体运载火箭受发动机残余推力影响,其级间分离过程非常复杂。在我国航天工程历史上,曾因对残余推力估计不足而发生追尾事故,造成重大损失。为此,本文针对该工程问题,对固体运载火箭残余推力作用下的级间分离问题进行了深入研究,完成了对残余推力的数学建模,传统冷分离过程中的碰撞复现,以及冷分离方案的改进等内容。首先,采用一维等熵流算法对固体发动机残余推力进行深入分析,复现了冷分离条件下的碰撞现象。对发动机后效段残余推力的产生机理进行了分析,确定了发动机产生残余推力工质的来源和热量范围。分析了发动机绝热层产气机理和地面试车过程中绝热层的热解产气速率,并且根据后效段的燃烧室温度范围估算了后效段内绝热层的热解产气量。然后,提出了适用于固体运载火箭的级间冷分离方案,通过考虑残余推力对级间分离的影响,对级间冷分离方案进行了改进。基于分离螺栓解锁+分离弹簧作为动力的冷分离方案,针对某固体运载火箭在飞行试验中出现因未考虑残余推力影响导致的分离体追尾事故,着重阐述了分离弹簧组件的改进设计方案,并对改进设计后的安全分离距离进行了分析。结果显示飞行级与分离级二者之间没有发生碰撞,级间分离过程安全。最后,对改进后分离方案的安全性进行了仿真分析,从燃气流、残余热、箭体结构等角度,全面评估了分离方案改进设计带来的影响。分析结果显示发动机点火工作后的燃气流不会对飞行级飞行造成影响,偏差状态下发动机点火安全。仿真验证了改进方案的正确性和有效性,为工程的顺利实施奠定了坚实基础。
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