Constant thrust programming for a multistage rocket flown in vacuum with a given initial/final thrust-to-weight ratio in an arbitrary stage

The burn time and burnout velocity of a multistage rocket flown vertically in vacuum with constant thrust tangential to the flight path and a prescribed initial/final thrust-to-weight ratio in an arbitrary stage have been determined. The present paper also deals with optimal staging under given conditions of flight.     

大长径比自旋弹箭横向自振特性的有限元计算方法与结果分析

本文研究大长径比自旋弹箭在飞行时横向振动的自振特性。本文将转子动力学应用于弹道学 ,采用有限元法 ,建立自旋弹箭横向振动自振特性方程。同时给出了计算方法。利用该方程和该方法 ,开发了相应的计算程序。通过数值计算 ,可给出细长旋转弹箭飞行时的进动转速和临界转速 ,以及相应的位移和角度振型。利用该程序 ,进行了实例计算和分析。     

舰载火箭武器系统随机响应分析

利用随机振动复模态分析，提出了一种求解时变线性系统，在确定性激励与随机激励共同作用下非平稳随机响应的计算方法，并以舰载火箭武器系统为研究对象，用该法探讨了海浪对舰面火箭发射初始扰动和系统振动特性的影响。     

液体火箭发动机研制情况的一些回顾

４０年来，我国液体火箭发动机的研制工作取得了很大成绩。文中对发动机的一些研制情况作了回顾，对ＹＦ－７３和ＹＦ－７５氢氧发动机的设计特点、飞行结果作了简单叙述。对今后工作也提出了看法。     

Measurement System of Uniformity between Breech Horizontal Platform and Datum Tube Axis of Rocket Artillery

The purpose of this development is to detect the parallelism between the breech horizontal platform and the datum tube axis of the rocket artillery. The located aiming mechanism at the muzzle and located adjustment mechanism at the breech are designed in the system. Besides those, the system also uses an autocollimator with accuracy of 1″ and a collimating mirror together to determine the axis of the datum tube. An electronic level with accuracy of 2″ is employed to measure and display the value of the included angle and the parameter of the inclined direction. The entire accuracy of this system is σ≤± 9.1″. This paper describes the composition and the operating principle of the system and analyzes the accuracy. The development of this system supplies reliable measurement method for new rocket artilleries and artilleries, and this technology is of a good application prospect.     

BTT－固冲导弹总体一体化设计方法研究

从BTT-固冲导弹的特点:固冲发动机、导弹外形及控制系统具有强耦合的性质出发,分析了相互影响因素及建立计算模型时的特点。提出了一种BTT-固冲导弹总体一体化设计方法。     

旋转固体火箭发动机统一流场计算

为了进一步研究旋转对固体火箭发动机工作的影响,采用RSM湍流模型对内孔燃烧、内孔与端面同时燃烧管状装药旋转固体火箭发动机统一流场进行了仿真。采用UDF编程给出质量入口边界,获得了旋转条件下发动机内流场结构参数特点,并给予理论说明。计算结果表明,内孔燃烧装药发动机切向速度流场类似于典型的Rankine涡,端面和内孔同时燃烧装药发动机切向速度流场呈现出Rankine涡和由端面燃烧引起的强迫涡的复杂组合涡;在发动机前封头和喷管喉部涡核切向速度峰值非常大,使燃烧室前封头和喷管喉部工作环境显著恶化;旋转使发动机燃烧室压力沿径向逐渐增大,强迫涡附近的压力梯度远大于推进剂表面的压力梯度。     

贮存条件对毛刷式装药结构火箭发动机固药力的影响

为研究贮存条件对毛刷式装药结构火箭弹发动机固药力的影响，分别选取已在温带、热带、亚热带内陆和亚热带沿海4个地区、仓库和野外两种不同场地贮存5a的32发火箭弹发动机，首先利用拉力机对每发火箭弹发动机不同位置的8根推进剂固药力进行了测定，然后根据秩和检验方法对实验结果进行了处理与分析。通过实验与分析，得到32发火箭弹发动机的固药力，测定结果的平均值为62、11～134．79N；对于同一种贮存场地，温带与热带、热带与亚热带内陆、热带与亚热带沿海贮存地区发动机固药力之间有显著差异，其他贮存地区发动机固药力之间没有显著差异；而对于同一个地区，贮存场地对火箭发动机的固药力没有显著影响。     

低成本制导火箭弹飞行控制系统设计与仿真

为提高火箭弹的打击精度,设计了一套低成本制导火箭弹飞行控制系统。该系统结合GPS/INS组合导航技术,能够按照目标弹道对火箭弹的实际飞行弹道进行修正控制,以提高落点精度。为验证系统性能,还建立了制导火箭弹的实时仿真模型,控制算法可以加载到实物中进行半实物仿真实验,以优化控制参数,完善控制算法。经试验检验,该系统运行稳定可靠,控制精度高,具有工程应用价值。