火箭被动控制技术

本文讨论了火箭被动控制发射的力学模型,给出了某火箭武器的被动控制发射动力学仿真计算结果,分析了支承位置、出管转角、缺陷方位、推力偏心、动不平衡等因素对被动控制性能的影响,并就被动控制技术的实用性做了初步分析.计算结果表明,如果被动控制器结构参数合理,被动控制技术可使火箭缺陷引起的弹道偏差减小80%以上.     

车载火箭被动控制研究中的若干问题

本文主要讨论车载火箭被动控制理论。介绍了车载火箭被动控制的特点,火箭可采用的被动控制方式及其被动控制效果。最后得出结论:火箭被动控制适用于各种火箭系统,其方式也是多样的。     

某火箭弹制造缺陷对起始扰动影响的仿真研究

目的　研究火箭弹制造缺陷对起始扰动的影响． 方法　根据火箭武器系统结构特点, 建立火箭起始扰动发射动力学模型, 应用蒙特卡洛方法对火箭发射过程进行数值仿真． 结果　得出了火箭弹质量偏心、动不平衡、推力偏心等对火箭弹起始扰动的影响规律． 结论　火箭弹缺陷对起始扰动的影响不容忽视, 在火箭武器研制中应该对此加以考虑     

某火箭弹制造缺陷对起始扰动影响的仿真研究

研究火箭弹制造缺陷对起始扰动的影响。方法根据火箭武器系统结构特点,建立火箭起始扰动发射动力学模型,应用蒙特卡洛方法对火箭发射过程进行数值仿真。结果得出了火箭弹质量偏心动不平衡,推力偏心等应用蒙特卡洛方法对火箭     

压杆钢构件的抑制失稳研究

首先阐述了受压钢构件失稳被动控制的设计思路,介绍了几种典型失稳被动控制技术的相关研究进展,提出了几种新颖的失稳被动控制约束装置,最后总结了失稳被动控制技术的设计和分析计算要点、适用性以及在失稳控制研究中需要进一步研究的问题．     

火箭／发射装置系统发射动力学及行车振动分析──一体化模型研究

建立了发射动力学及行车振动一体化时变系统模型，在本模型中，将火箭弹、发射装置及发射车视为相互作用、相互制约的动力学系统，从系统观点去解释系统内部各部分之间在发射和行军过程中的相互作用及最佳参数匹配关系．本模型考虑了路面不平度、弹质量偏心、推力偏心、动不平衡等随机干扰因素对火箭行车振动过载的影响．在该一体化模型基础上，设计了模拟软件，进行了仿真计算，并得到了一些有益的结论．     

微型卫星激光推进发射概念与影响因素研究

建立了大气吸气模式与火箭模式组合的激光推进运载器（光船）发射微小卫星入轨的系统概念和分析模型，考虑了推进系统性能、大气传输衰减、模式转换高度、激光器功率、大气飞行阻力、发射点高度等因素对发射系统性能的影响，并对光船发射轨迹进行了计算和讨论。     

“神舟六号”飞船多项新技术被攻克

据了解，我国科研人员已攻克“神舟六号”飞船因多人多天飞行带来的环境控制和生命保障等方面的新技术难关。目前．飞船的返回舱、轨道舱和推进舱分别开始舱段间的总装，发射飞船的长征二号F火箭也在紧张进行单机生产．年底全箭电气系统将齐套。     

海南文昌新运载火箭发射场进入审批立项阶段

据透露．海南文昌新型运载火箭发射场已经完成多个新时期论证．目前进入审批立项阶段．今年将取得实质性进展。海南是我国纬度最低、距离赤道最近的一个省份，距离赤道越近、纬度越低，发射卫星所需要的能耗就越低，速度也越快。在海南发射地球同步卫星比在西昌发射火箭的运载能力提高10％～15％，卫星寿命可延长两年以上。发射基地选在海南．火箭可以通过水陆运输．火箭的大小就不受限制。另外．海南文昌的航区与落区安全性好，射向1000千米范围内为无人居住的海洋。可大幅降低发射后未燃尽残骸造成意外的几率．这也是在海南建设航天发射基地的独特优势。     

用KANE法建立火箭被动控制动力学方程

本文介绍用Kane法建立无控火箭被动控制动力学方程。实际被动控制系统简化为12自由度的多刚体模型。选取相对角速度为广义速率得到偏角速度、偏速度。最后通过给出的广义惯性力、广义主动力建立用张量-矩阵记法表示的动力学方程。本文所建立的动力学方程已在山西省计算研究中心的M-240D大型机上通过,计算结果与实测值吻合。     

“嫦娥二号”卫星进入总装测试预计年底前奔月

据中国探月工程总设计师吴伟仁介绍．“嫦娥二号”卫星突破了六大关键技术．目前正在进行总装测试．预计2010年底前发射升空。“嫦娥二号”卫星将直接发射进入40万千米的轨道．这就要求火箭推力更大．火箭入轨精度更高。     

微电脑多路模型火箭点火控制器

<正>专利号:200720102053.X专利权人:中国航天科技集团公司第五研究院第五一八研究所简介:本实用新型涉及一种控制装置,具体是一种用于控制模型火箭发射的微电脑多路模型火箭点火控制器,解决了现有多路/枚模型火箭发射时无法     

火箭航行器水中运动数学模型

根据火箭航行器水下垂直发射空间运动的特点，利用理论力学，流体力学及航行力 基本理论，推导建立了变质量的火箭航行器水中运动数学模型，详细阐明了数学模型建立的依据和各参考量的物理意义。     

基于等值面(Level Set)函数方法的复杂装药燃面算法研究

通过使用等值面（Level Set）函数界面追踪方法，将固体火箭发动机燃面看作不同物质界面，建立了新的燃面算法，通过追踪固体装药燃烧界面计算出燃面变化规律。采用高精度Weighted—ENO和TVD Runge—Kutta进行数值求解，该方法可以计算复杂几何构形的发动机装药、含缺陷装药和变燃速装药的构型变化和燃烧面积，具有良好的通用性和准确性。新的燃面算法具有了界面追踪的能力，为固体火箭发动机内弹道计算以及装药燃烧与发动机内流场数值模拟耦合计算提供了良好的接口条件。     

火箭导弹初始扰动的主动控制

研究火箭导弹初始扰动的主动控制理论和方法 .将火箭导弹发射装置简化为有两点接触的变速运动刚体作用的弹性梁 ,在弹性梁的支承点处施加控制作用 ,提出了基于最优控制理论的控制策略 ,并进行了仿真计算 .仿真结果与分析结果一致 .仿真结果表明所提出的控制策略能够实现对火箭导弹初始扰动的主动控制目的 ,同时表明火箭导弹初始扰动的主动控制是可行的     

底排-火箭复合增程弹弹道参数匹配方案研究

目的　研究底排火箭复合增程弹最佳外弹道参数匹配方案． 方法　通过对复合增程弹外弹道速度层权和阻力系数层权的计算, 分析了外弹道特征, 并利用外弹道仿真软件, 对复合增程弹外弹道进行了计算． 结果　根据外弹道计算的结果, 给出了底排、火箭装药量及其它参数与弹丸射程的关系, 并给出了在总装药量一定的条件下, 底排、火箭装药之间最佳匹配关系． 结论　通过对弹道参数匹配方案的研究, 对底排火箭复合增程弹总体结构参数的设计具有一定的指导作用     

助推火箭安装偏差对小型无人机发射安全的影响

针对火箭助推发射无人机起飞的安全性问题,结合研制的无人机,采用仿真和实际试飞试验结合的方法,建立了发射阶段动力学模型,仿真计算了助推火箭安装偏差对无人机发射安全的影响。仿真结果表明,当助推火箭安装角纵向偏差控制在-0.5°~0°以内,横向偏差控制在-0.5°~0.5°以内时,无人机发射起飞是安全的。此外,在无人机的飞行试验中,采用标定助推火箭挡板的方法,使得助推火箭安装角控制在仿真结果建议的偏差范围内,保障了无人机发射的起飞安全,从而验证了仿真模型的可靠性。     

嫦娥一号卫星奔向月球拉开我国探月大幕

10月24日，在党的十七大刚刚胜利落幕之际．我国自行研制的第一颗月球探测卫星——嫦娥一号由长征三号甲火箭成功发射升空并进入预定轨道。     

美国“蚱蜢”火箭成功完成垂直起降测试

美国太空探索技术公司（SpaceX）研发的“蚱蜢”火箭完成了“第8跳”，火箭点火发射后上升到744m的高空，随后又垂直、准确地降落到发射台上。     

固体火箭发动机三维药柱燃烧仿真的新方法

研究和开发了一种新的固体火箭发动机复杂三维药柱内腔燃烧推移和燃面计算的仿真方法和程序，该程序大大扩展了固体火箭发动机的设计能力，较国内现有的同类程序有明显改进．用户利用它可简捷地构造出药柱的初始形状，并获得设计所需的几何参数，根据这些计算结果进行再设计，直至达到满意的结果为止．文中也讨论了这一方法的优势与不足．