赵俊锋
- 作品数：11 被引量：6H指数：2
- 供职机构：中国运载火箭技术研究院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金爆炸科学与技术国家重点实验室开放基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术理学文化科学更多>>
- 临近空间飞行器总体设计对固体发动机特性需求分析被引量：2
- 2014年
- 从内弹道性能、气动防热、绝热结构设计和后效推力预示等方面研究了临近空间飞行器总体设计对固体发动机的需求。内弹道性能方面,在总冲一定的情况下,发动机采用"长时间小推力"的工作模式、"前高后低"的推力曲线形式,对提高分离点高度和关机点速度、减小分离点动压有利;气动防热方面,临近空间飞行器发动机外壁热环境远比传统弹道式严酷,需要采取相应的防热措施;绝热结构设计方面,分析了过载条件下燃烧室中粒子的受力情况、粒子沉积分布位置以及对绝热结构的影响,提出了过载条件下发动机绝热裕度设计校核的需求;后效推力预示方面,发动机下降段高空推力的预示精度对分离安全性及分离时序的设计有着非常重要的作用,需要提高后效推力预示的准确性,以满足分离设计的要求。文章研究总结的方法、规律和结论,对临近空间飞行器固体发动机的设计具有重要的参考意义。
- 赵长见蔡强卜奎晨赵俊锋涂建秋
- 关键词：临近空间飞行器固体发动机内弹道性能
- 基于演化搜索算法的助推器再入飞行模态分析
- 2019年
- 为解决助推器无控再入过程中姿态运动模态的预示问题,针对助推器再入姿态运动存在三通道耦合、气动参数非线性以及大范围运动难点,建立以经典欧拉角描述的助推器再入非线性动力学模型,采用基于演化搜索策略的改进郭涛算法解决了高阶非线性方程组的多解问题,通过 Lyapunov 的第 1 种方法,得到了平衡点稳定性随再入飞行马赫数的变化规律。结果表明,再入过程中助推器在某一马赫数域内将出现多个特定的飞行模态,速度域状态空间的不同初始条件会使得助推器的姿态收敛到不同的飞行模态。研究解决了线性理论无法适用的助推器复杂无控姿态运动模态预示问题,为助推器回收方案及安控区设计提供了支撑。
- 张意国赵长见赵俊锋贾生伟
- 关键词：非线性动力学
- 一种大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统及控制方法
- 本发明涉及一种大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统及控制方法，通过建立飞行器控制系统设计模型，选取气动力矩系数优化变量；通过弹道与姿态联合优化，降低气动力矩系数；并根据气动力矩系数设定值进行幅值相位稳定网络切换系数的选择，...
- 祝学军赵长见宋志国陈轶迪方平刘海亮卜奎晨赵志芳赵俊锋刘博涂建秋
- 文献传递
- 基于刚柔耦合的卫星舱壳体平抛式分离仿真与试验研究被引量：2
- 2021年
- 针对卫星舱壳体分离过程中柔性效应带来的影响,基于柔性多体动力学方法,建立了复合材料卫星舱壳体平抛式分离的刚柔耦合动力学模型,采用推冲器的推力-位移关系实现了从地面试验到任意工况的推冲器推力等效,对柔性体模型和刚体模型进行了仿真及对比分析。结果表明:壳片弹性变形以2阶“呼吸运动”模态为主,吸收了约推冲器做功的15%,分离速度降低;分离面下角点处“呼吸运动”最为剧烈,半罩第一次向内“呼吸运动”时对内包络的影响最大;柔性效应还会影响推冲器推力作用的时间历程。进行卫星舱分离地面试验,采用高速摄影测量半罩运动情况,对比验证了仿真方法的正确性,仿真误差在13%以内。研究结果有助于确保分离方案的有效性,释放了卫星舱内包络空间的设计余量,为分离优化设计提供参考。
- 葛悦王洪波龚旻罗波赵俊锋高峰
- 关键词：刚柔耦合
- 一种用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法及解析系统
- 本发明涉及一种用于滑翔飞行器的滑翔射程解析方法及解析系统，该方法首先在发射坐标系中建立无动力滑翔运动方程，根据无动力滑翔运动方程，结合坐标系转换矩阵得到飞行器切向加速度和法向加速度方程；根据飞行器切向加速度和法向加速度方...
- 祝学军赵长见卜奎晨陈轶迪方平赵俊锋高峰赵洪周国峰梁卓
- 文献传递
- 火箭卫星舱壳体分离灵敏度分析与优化设计被引量：2
- 2020年
- 考虑分离安全性的运载火箭卫星舱壳体结构设计,基于柔性多体动力学理论,建立了卫星舱壳体平抛分离参数化模型,采用基于方差测度的非线性回归法,对卫星舱壳体各分区结构尺寸、铺层厚度、推冲器作用位置等参数进行灵敏度分析。选取重要设计变量,以壳体质量最轻为优化目标,以分离速度和分离最小间隙为约束,应用近似模型进行优化设计。优化后的卫星舱壳体质量降低48.3%,提高了火箭的有效载荷运载能力。
- 葛悦王洪波龚旻赵俊锋高峰罗波牛飞
- 关键词：刚柔耦合优化设计
- 一种大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统及控制方法
- 本发明涉及一种大静不稳定度飞行器弹性稳定控制系统及控制方法，通过建立飞行器控制系统设计模型，选取气动力矩系数优化变量；通过弹道与姿态联合优化，降低气动力矩系数；并根据气动力矩系数设定值进行幅值相位稳定网络切换系数的选择，...
- 祝学军赵长见宋志国陈轶迪方平刘海亮卜奎晨赵志芳赵俊锋刘博涂建秋
- 两相流场作用下高超声速飞行器分离过程预示与控制方法
- 两相流场作用下高超声速飞行器分离过程预示与控制方法，其中预示方法通过下述方式实现：采用重叠网格方法对高超声速飞行器的流场进行离散；将反推火箭内流体等效为空气，对流体的动能和动量开展等效修正，建立等效后流场的N‑S方程；根...
- 祝学军赵长见赵俊锋陈轶迪方平宋志国涂建秋罗波蔡强何佳马奥家王晨曦杨鸿俊
- 高速飞行器潜入式分离起控联合仿真方法研究
- 2024年
- 高速飞行器需要在低空大动压的环境下实现与助推级的分离。目前基于极限偏差法的分离起控仿真预示不够真实,设计冗余大。对于长行程小间隙的潜入式分离,起控设计时无法对两级进行碰撞检测。针对以上问题,提出一种分离起控联合仿真预示方法,在上面级分离动力学模型中引入姿态控制模型,降低设计冗余度,提高精细化设计水平。其次,该方法能够实现分离、起控全过程的碰撞检测,为保证分离起控安全性提供支撑。该方法为上面级起控时间的选择提供了重要依据,对分离时序等的优化设计具有指导意义。
- 蒋希之赵长见赵俊锋郭栋
- 关键词：高速飞行器级间分离联合仿真多体动力学
- 两相流场作用下高超声速飞行器分离过程预示与控制方法
- 两相流场作用下高超声速飞行器分离过程预示与控制方法，其中预示方法通过下述方式实现：采用重叠网格方法对高超声速飞行器的流场进行离散；将反推火箭内流体等效为空气，对流体的动能和动量开展等效修正，建立等效后流场的N‑S方程；根...
- 祝学军赵长见赵俊锋陈轶迪方平宋志国涂建秋罗波蔡强何佳马奥家王晨曦杨鸿俊
- 文献传递
