【摘 要】
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采用风洞飞行试验，结合数值模拟技术，开展稠密大气层内，超声速飞行状态下，火箭头罩分离过程研究。研究表明：攻角对分离影响最大。在攻角零度，分离初始角速度方向为远离弹体条件
【机 构】
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中国航天空气动力技术研究院，100074
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采用风洞飞行试验，结合数值模拟技术，开展稠密大气层内，超声速飞行状态下，火箭头罩分离过程研究。研究表明：攻角对分离影响最大。在攻角零度，分离初始角速度方向为远离弹体条件下，容易实现高动压情况下的头罩分离，且分离角速度大小对分离影响不敏感。但角速度等于零时，头罩无法打开，不能分离；在3～6度攻角范围内，分离不对称，在分离角速度较大时，头罩仍能够两侧分离；分离攻角为9度时，迎风侧头罩会碰撞火箭头部，分离不安全。头罩分离后气动力比惯性力大几个量级，俯仰加速剧烈。同时导致头罩快速远离箭体，有利于分离。
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