火箭橇试验地面点火控制系统

在发动机寄留释放火箭橇试验中,需同时验证被试发动机静态、动态2 种工作状态。为精确控制被试发 动机及其他火工品,使其能按预设时间依次工作,设计地面多路时序点火控制系统。详细介绍硬件设计,在此基础 上给出主控芯片内部的工作流程及设计方法,并进行试验验证。结果表明：该系统攻克了高精度时序控制、多路大 电流驱动输出、多路输出信号间串扰和环境适应性等关键技术,能实现对弹上多种指令和多级火工品的点火控制。     

基于AD976的橇载记录仪设计与实现

针对火箭橇试验特殊工作环境制约以及应变、温度、振动和过载等测试需求,设计并实现了一种基于AD976的橇载记录仪。以CPLD为核心控制,根据AD976、ADG508和FT245控制时序以及采集、读数信号控制进行了时序电路设计,并对信号采集存储过程进行了仿真分析,完成了该装置的设计与实现。     

惯性测量系统火箭橇试验图像测速方法

在惯性测量系统火箭橇试验中,目前主要采用雷达测量设备、遮光板时空测量装置测量橇体的运行位置和速度。火箭橇点火时,会产生高速度,强尾焰,大噪声和剧烈振动等外测条件,雷达测量设备、遮光板时空测量装置无法准确测量火箭橇运行的速度。为满足未来轨道延长和火箭橇多级点火越来越迫切的需求,提出火箭橇试验图像测速方法,弥补上述两种方法缺陷并提高速度测量的精度。研究了照片反求,特征点提取,速度噪声的频谱分析,橇体运行速度的计算值和平滑值,为惯性测量系统火箭橇试验提供高精度的位置速度变化模型。     

基于LabVIEW的固体火箭发动机点火控制装置设计

对固体火箭发动机的点火过程进行了分析,针对发动机的点火需求设计了一套固体火箭发动机点火控制装置,该装置以PLC为控制核心执行点火动作,以工控机为操作平台完成参数设置,其软件平台采用NI公司的Lab VIEW图形化编程语言,程序界面简洁直观、操作简单、安全可靠,较好地满足了多个型号固体火箭发动机试验的点火试验要求。     

膏体推进剂火箭多次点火系统设计与仿真

针对膏体推进剂火箭发动机多次点火时间间隔的受限问题，提出了等离子点火方案；根据离子多次点火的工作流程，设计了多次点火系统，并对各个部分组成进行了介绍；在分析了等离子弧的电特性的基础上，详细介绍了控制部分模糊控制原理的设计，实现了整个点火过程的状态识别、控制和检测；同时，进行了MATLAB和半物理实验仿真。结果表明：系统能够满足膏体推进剂火箭发动机多次点火需求，控制性能良好，达到了设计任务。     

NASA成功试验阿瑞斯1第1级发动机点火器

3月10日，NASA在阿连特技术系统（ATK）公司犹他州成功进行了阿瑞斯1火箭第1级发动机点火器的首次点火试验。初步试验数据表明，发动机性能参数与设计指标一致。在阿瑞斯1发射过程中，点火器首先接到点火指令，随即启动点火时序，点燃位于第5段固体火箭助推器中的鳍状装药，助推器产生15582．5kN的推力，将火箭推离地面。此次试验为即将在今年晚些时候进行的火箭第1级早期地面试验奠定了基础。     

复合等离子对膏体推进剂点火应用研究

根据膏体推进剂火箭发动机点火的要求,提出了复合等离子点火的方案,针对等离子点火的特点,采用电晕和电弧双等离子复合工作模式,研制了一套等离子点火系统,并进行了相应的点火试验.结果表明,该方案点火系统引弧率高、功率大、可靠性好,复合等离子点火时间较常规的点火药点火时间长,不会出现火药点火中的初始压力峰值.可以满足膏体推进剂火箭发动机多次点火的要求,达到了设计的最初目的.     

强电磁环境下火箭发动机直列式安全点火系统

针对目前国内火箭发动机常用点火系统对于闪电及高空强电磁脉冲防御能力不足的问题,提出了强电磁环境下火箭发动机直列式安全点火系统。该系统采用电子安全系统和冲击片点火管相结合的方式,对两大部件严格按照相关标准、准则进行设计,并根据其所处的强电磁环境进行了抗电磁干扰设计。直列式安全点火系统在火箭发动机上的应用验证试验和电磁兼容性试验结果表明,该点火系统在强电磁环境下既能有效防止误发火,又能在收到点火指令后使发动机可靠点火,具有一定的工程应用价值。     

固冲发动机转级试验点火控制系统设计

针对整体式固体火箭冲压发动机转级试验需求,设计了一套点火控制系统,用以模拟弹载控制系统功能。根据固冲发动机转级技术特点,明确了系统的功能和设计要求,对系统的工作原理、硬件结构和软件设计等内容做了详细描述。该系统充分考虑了不同转级方式和异常应急等情况,具备地面转级试验能力,为产品转级性能评定和可靠性验证提供了有效的试验平台。     

爆炸逻辑网络电子安全控制系统研究

为了研究适用于爆炸逻辑网络的电子安全系统，采用加速度传感器检测火箭发动机加速度信号，通过CPLD（复杂可编程逻辑装置）和单片机识别发动机点火信号、离轨信号、加速度信号和起爆指令，按照爆炸逻辑网络的解除保险时序及战斗部起爆指令的要求适时地起爆A、B两个起爆源，从而起爆战斗部。按照有关的设计准则研制了电子安全控制系统，并通过试验证实了其安全控制功能符合爆炸逻辑网络要求。     

火箭滑车激光测速系统

对火箭滑车自身动态参数的精确测试是试验顺利进行的基本条件。本文介绍了一种用于测量火箭滑车速度的激光测试系统。它具有体积小、结构简单、可靠性性高、成本低等优点。文中详细描述了该系统的结构及其工作原理,并给出了实测曲线。实验表明这是一种直接的、有效的测量方法。     

火箭橇试验加载技术研究

研究火箭橇加载技术对火箭橇试验的开展具有重要意义。采用四阶龙格-库塔法,根据固体火箭发动机的近似推力曲线和平均推力曲线以及空气动力学理论对固体火箭发动机驱动的火箭橇的整个运行过程进行了估算,获得了火箭橇在超音速运行过程的速度历程和位移变化情况,给出了橇车在轨道上运行的最大速度和出轨速度。估算结果与试验测试结果符合较好,说明以近似推力曲线计算的结果能比较准确地反映火箭橇的运行过程。     

火箭橇轨道不平顺功率谱密度分析

根据火箭橇垂向冲击模型与轨道不平顺功率谱密度函数,建立了轨道不平顺波长、高差与火箭橇自然频率、速度几者之间的关系式.实例计算与分析表明,火箭橇速度增大,则轨道不平顺波长变大,高差减小,安装精度要求更高.相对于短程速度法和运动学法,该方法适合的轨道距离较长,火箭橇处于亚音速时该方法计算得到的不平顺高差值偏小,而超音速时则偏大.该方法分析结果与轨道实测数据符合较好,为高精度轨道安装调试标准提供了理论依据.     

惯性测量装置火箭橇试验模拟导弹飞行过载方法

由于火箭橇试验具有产生大过载、高速度、强振动和冲击等综合条件的能力,可以最逼真地模拟导弹真实飞行环境.主要针对捷联系统和平台系统,提出火箭橇试验的总体方案,包括三维模拟法、分段等效法、变推力模拟法等.并根据典型过载曲线,给出仿真结果,验证了此方法的正确性.     

火箭橇试验动态点火信号监测方法

以火箭橇的试验环境为背景,对火箭橇试验过程中动态点火信号的实时监测进行了研究,通过对接触式和非接触式为代表的多种测试方法进行对比,选取了一种非接触式高精度和高可靠性的动态点火信号实时监测方法,进行了实验室验证和现场试验验证,证明了该方法的可行性。     

超声速双轨火箭橇系统两级减振与分析

针对刚性双轨火箭橇无法满足导弹控制装置在马赫数为2条件下的力学环境试验要求,分析了刚性双轨火箭橇的振动数据和特性,发现火箭橇振动响应与运行速度强相关,振动均方根随速度的增加呈非线性增加趋势,火箭橇刚度越大,振动响应越大,当速度为900 m/s时,刚性火箭橇振动响应均方根值达到120g,火箭橇试验中产生的振动表现为随机振动,频带范围覆盖了5～2 000 Hz,且低频振动十分剧烈。根据火箭橇的振动特性,将天然橡胶与滑靴一体化融合设计为减振滑靴,减小滑靴刚度,从而降低由靴轨冲击碰撞引起的振动,实现了火箭橇振源处的一级减振,在被试品与橇体接口处采用硅橡胶实现二级减振。通过动态特性响应仿真、振动台试验、橇轨耦合动力学计算和火箭橇试验进行了验证。研究结果表明:双轨火箭橇通过两级减振后,从振源和传递路径两方面将侧、竖向振动过载控制在了12g内,并实现了100～2 000 Hz内宽频域段减振,被试品侧、竖向减振效率分别达到52%和70%,能够为导引头类火箭橇试验提供验证技术支撑。     

超音速单轨火箭滑橇气动特性数值模拟

基于三维粘性可压缩N-S方程以及k-ω湍流模型方程,分析了单火箭滑橇在超音速近地飞行时的气动特性.计算网格为三角形非结构网格和四边形结构网格组成的混合网格,采用有限体积法对微分方程进行离散,应用隐式耦合算法求解离散方程.数值模拟了速度及攻角变化对火箭滑橇气动特性的影响.结果表明,随着马赫数的增加,火箭弹头部表面压力升高;超音速飞行时,火箭弹头部产生激波;火箭滑橇阻力系数随着马赫数的增加,先增加后降低;在小的气动攻角条件下气动阻力和升力变化不大,而侧向力载荷随着气动功角的增加而增大.数值模拟结果为超音速单轨火箭滑橇设计提供了参考.     

电涡流传感器在火箭滑橇实验中的应用

为了方便准确地测量相关的力学数据,不断完善火箭滑橇设计的科学性、安全性和可靠性,根据火箭滑橇的实践,给出电涡流传感器在火箭滑橇中的一些应用.通过安装电涡流传感器可以得到滑橇的全程运动位移曲线,与其他方法相比,操作简单、价格便宜、性能可靠.对原始数据进行简单的微分运算即可得到滑橇的运动速度、加速度,可以为火箭滑橇车体强度的设计提供参考.同时,通过与车体运动加速度振动数据比较,可以得到滑橇运动振动幅度与运动速度之间的关系,有助于解决火箭滑橇,被试品的力学环境适应性问题.