固体火箭发动机材料的发展

概述许多种材料已经用来设计多级固体火箭的部件。起初,固体火箭都是一级系统,除固体推进剂外,其中做为主要部件的火箭发动机壳体和喷管都是用钢制造的。在近30年里,发动机壳体本身已经历了由钢、铝、钛、纤维缠绕金属到纤维缠绕复合材料的发展。本文回顾了不同火箭发动机壳体和喷管材料的发展以及这些材料是如何改变固体火箭发动机设计的。设计准则自固体火箭发动机发展开始,其基本功用从未变过。固体火箭发动机做为薄壁压力容器包容着隔热层和固体推进剂。用于壳体设计的材料类型要满足壳体所承受的载荷量、燃烧推进剂产生的内部压力、惯量和空气动力载荷的要求。早期,对于其它设计变量相等,重量与面     

对火箭助飞鱼雷一体化设计的思考

火箭助飞鱼雷是鱼雷技术和火箭技术的有机结合，传统的设计是将鱼雷作为助推火箭的弹头。火箭和鱼雷各自具有独立的动力、控制和测试记录系统。本文提出了一种新的设计思想，即火箭助飞鱼雷的一体化设计。助飞火箭和鱼雷共用控制系统(操舵机构除外)和测试记录系统。按照空中飞行体和水下航行体各自的控制数学模型和测试记录要求，配制相应软件，达到优化设计的目的。     

运载火箭三维IPD协同研制技术

鉴于在火箭研制工程的协同设计、高效设计及系统集成等方面存在的一系列制约性技术难题,以火箭设计制造协同为对象开展研究,在借鉴、消化吸收国内外先进的IPD技术基础上进行改进创新,紧密结合火箭研制特点和设计生产实际需求,解决了制约火箭设计制造协同、设计效率提高和专业系统集成的一系列关键技术问题。该方法经受了工程实践的检验,满足了火箭三维协同研制需求,大幅提高了全生命周期产品设计能力。     

美国2.75英寸“巨鼠”机载火箭

一、装备、研制和生产情况 1.装备情况美国的2.75英寸(70毫米)火箭系统是目前世界上唯一的一种陆海空三军都能通用的火箭弹。它也是生产量最大、装备国家较多的一种机载火箭弹。在侵朝和侵越战争中曾大量使用过。最初的火箭由海军设计、制造和试验,用作空—空火箭,主要对付轰炸机,1956年正式装备部队。于1965年交给陆军管理后,已作了许多关于取代2.75英寸火箭发动机的偿试,但仍然很相似于海军的原始设计。大多数引信是陆军设计的,最好的战斗部是空军设计的。     

CZ-2F载人运载火箭

CZ-2F火箭是按照高可靠性和高安全性的原则设计的中国首枚载人运载火箭,也是中国目前可靠性指标最高的火箭.介绍了CZ-2F火箭的总体设计和分系统设计情况,总结了火箭的特色.     

固体火箭发动机的计算机预先輔助设计

前言本文简述了固体火箭发动机计算机辅助设计任务及程序的概貌,并通过典型设计实例来说明辅助设计程序的功能。Ⅰ.固体火箭发动机计算机辅助设计的任务固体火箭发动机计算机辅助设计是利用计算机高速运算、大量存贮的特点,使它能在很短的时间内设计出既能满足性能指标,     

底排-火箭复合增程弹火箭助推发动机喷管设计研究

针对底排-火箭复合增程榴弹，进行了助推火箭发动机喷管设计。依据喷管的工作条件进行了喷管型面设计、喷管热防护设计，分析了喷喉比对推力的影响。结果表明在喷喉尺寸固定且在喷口强度允许的条件下．喷口直径越大越有利于提高火箭发动机的推力。经射击试验证明文中所述对增程弹火箭助推发动机喷管设计具有一定的指导意义。     

鉴往知来——俄罗斯大口径自行火炮的发展之路

乌拉尔车辆厂设计局、中心精密机械研究所和列宁格勒特种运输机械设计院是前苏联大口径自行火炮的三个主要研制单位。他们设计的自行火炮基本上反映了前苏联在大口径自行火炮方面的技术水平。而由研究院、所、工厂和高校中最优秀的火箭、火炮专家组成的火箭火炮科学院,是前苏联和俄罗斯在火箭、火炮科学领域内的最高学术机构。本文根据上述三个火炮研制单位设计的产品,     

基于头舵联动控制的主动段减载技术

为了有效降低火箭在主动段飞行期间的横向载荷,提出一种基于头部空气舵与发动机喷管联动控制的主动段减载设计技术。该技术已在某型火箭设计中成功应用,计算结果显示采用这种减载设计能使火箭主动段飞行的全箭最大弯矩降低30%以上。对于有头部空气舵的固体火箭而言,该技术具有成本低、方便实现的特点。     

基于COTS 的无人机火箭助推起飞设计思路

为节省研发过程中的成本和时间,提出一种基于商用货架产品(commercial-off-the-shelf,COTS)的无人机火箭助推起飞设计思路.通过分析无人机火箭发射过程和要求,立足现有火箭助推器定型产品,进行发射参数估算,完成了火箭助推器的选型,在此基础上进行火箭助推发射建模、方案设计、仿真分析.仿真结果表明:该方法能确立火箭助推起飞最优发射角和安装角,可实现该型无人机的稳定安全发射,对其他同类无人机火箭助推起飞系统的设计也有很好的工程借鉴经验.     

防空多管火箭武器跟踪发射模型研究

立足于火箭武器发展的需求,研究了防空多管火箭炮的跟踪运动对火箭弹离轨参数的影响,给出了跟踪发射时火箭弹运动参数的计算方法,确定了火箭弹脱离定向器瞬时的运动参数,获得了空间弹道计算的初始条件,同时研究了两种特殊跟踪运动下火箭弹的离轨参数,为火箭弹飞行性能优化和发射装置的设计提供了参考。     

一种求解火箭防空武器毁歼概率的简便方法

为了解决火箭防空武器对空中目标的毁伤能力计算问题,提出一种求解火箭防空武器毁歼概率的简便方法。在假设仅有火箭防空武器破片战斗部毁伤能力参数和射击精度参数的情况下,根据高炮预制破片弹对空中目标的毁伤机理,通过建立火箭弹破片对空中目标的毁伤能力模型,并把火箭弹破片杀伤弹幕尺寸转化为目标在高低和方位方向的附加尺寸,计算对目标的命中概率,建立火箭防空武器对空中目标的毁歼概率模型。以某火箭防空武器为例,计算该武器对空中目标的毁歼概率,验证该方法的可行性。     

鸭式布局大翼面火箭弹气动特性研究

具有较大翼面的鸭式布局平飞火箭弹,在对火箭弹结构设计时,既要保证其在大马赫数范围内飞行具有较大的升阻比满足平飞要求,又要满足滚转控制能力的要求.针对这个问题,采用数值流体力学分析手段,运用fluent软件仿真分析了在差动舵偏角δ=20°时翼面不同后掠角对火箭弹气动特性的影响.仿真结果表明:在舵偏角和攻角同时作用下,翼面后掠角χ=50°时火箭弹升阻比较大,滚转控制能力也最好.     

末制导炮弹发动机点火时间的确定

确定了末制导炮弹发动机点火时间的范围,分析了发动机点火时间和射角对无控弹道射程的影响,同时分析了发动机点火时间对惯性制导启控点散布的影响.结果表明,在发动机点火时间范围内,点火时间对无控弹道射程和惯性制导启控点散布影响不大.     

弹托与火箭的粘连特性研究分析

火箭同时离轨发射技术研究的一个重要问题是,火箭离轨后弹托分离不一致所造成的火箭起始弹道偏差定量计算.本文介绍了弹托与火箭粘连期力学模型、弹托对火箭的干扰力的计算公式和弹托分离不一致引起的火箭散布的计算方法。     

固体火箭冲压发动机在空空导弹上应用的优势

通过对采用固体火箭冲压发动机和固体火箭发动机的导弹在不同高度下的弹道性能计算和分析，得出采用固体火箭冲压发动机的导弹在射程、速度、机动性等方面都比采用固体火箭发动机的导弹具有很大的优越性，希望能够为我国今后发展固体火箭冲压发动机技术提供一些理论支撑。     

提高船载火箭炮射击密集度研究

为提高船载火箭炮的射击密集度,提出采用两管齐射的方法缩短发射时间、减小火箭弹起始扰动的技术方案。根据火箭炮发射点火延迟散布和燃气流作用情况分析火箭弹在主动段的相互作用情况,通过发射动力学分析改变射序前、后火箭弹起始扰动的数值大小。分析结果说明该方法对提高船载火箭炮的射击密集度是有效的,对船载火箭炮的作战使用具有重要的参考价值。     

某型火箭炮改进前后效能对比

某型火箭炮已不能适应现代条件下的作战需求，需要进行全面改进。笔者试图采用相对效能模型、层次分析法以及模糊数学的有关方法对该炮改进前后的效能进行对比分析，计算该炮改进前后的效能倍增关系。根据计算结果可以看出：按初步论证方案对该火箭炮进行改进后的效能是原炮的7．23倍，武器系统全寿命周期费用是原火箭炮的3．90倍，效费比是原来的1．85倍，这说明按初步论证方案对原火箭炮武器系统进行改进是必要的。     

火箭滑轨段弹道研究(之一)

将火箭发射系统作为研究对象，火箭在发射过程中的运动将是全系统运动的一部分，且体现车体、回转及起落部分对火箭运动的影响，对所建立的综合性弹道模型，开发出了系统软件，并在国内首次计算出４０管１２２毫米火箭起始扰动，其量级与试验结果一致．