滑块不同时离轨的计算

有时导轨的结构允许飞行器的滑块不同时离轨(前滑块比后滑块早离轨)。在确定飞行器初始条件时,假设飞行器和导轨在后滑块离轨前是一个刚体。其实从一对前滑块离轨到一对后滑块离轨,飞行器和导轨是一个机构。一般仅在计算垂直平面内飞行器发射的初始条件时,才考虑离轨的不同时性。这时只是     

导轨式机载导弹发射动力学模型及影响因素分析研究

针对导轨式机载导弹发射过程的特点,建立了包含发射倾角、滑轨长度、发动机推力偏心和随机风扰动等因素的动力学数学模型,并对其影响规律进行了分析;基于仿真计算,获得了在不同随机干扰因素下导弹的离轨运动规律和离轨参数。仿真结果对机载导弹导轨式发射系统设计提供工程计算的理论依据。     

空间飞行器离轨段制导策略研究

基于空间定点投送任务,开展空间飞行器离轨段制导策略研究。对离轨制动任务剖面及相关总体设计条件进行描述,对离轨段制导设计约束进行梳理。针对设计约束制定制导策略,根据轨控发动机推力辨识结果,确定离轨起始点,通过离轨段控制提升飞行器再入位置精度;针对轨控发动机反推分离方案,采用视速度增量计算对推进剂消耗进行预示,避免分离前推进剂耗尽;基于离轨段仿真开展测控天线安装角分析,为测控方案提供支撑。     

离轨时飞行器重心绝对速度(地速)的确定

飞行器重心相对于不动的地球坐标系OX_gY_gZ_g的速度叫作绝对速度(地速)。这个坐标系的原点(O点)是飞行器离轨瞬间导轨末端在水平面上的投影,轴OX_g指向发射装置的导轨在水平面上的投影,轴OY_g——垂直向上,轴OZ_g——垂直于前两轴以构成右手坐标系(图2)。绝对速度可按下式确定:     

引言

从飞行器的后滑块与发射装置的导轨分离瞬时起,飞行器开始飞行。通常,从这时起解重心运动的微分方程和绕重心运动的微分方程来确定飞行器的弹道参数。为了解方程,必须知道初始条件,也就是飞行器离轨时的条件。从活动平台上,例如,从舰艇上发射时,确定初始条件的复杂性在于:舰艇一方面摇摆,一方面具有自己的运动速度;导轨相对舰艇基准平面可任意地定向;在飞行器上可以作     

地空导弹发射动力学建模与仿真研究

针对采用地面滑轨倾斜发射方式的导弹,根据发射模型的特点,建立发射动力学模型,推导其离轨发射运动方程组,对"一"字型滑轨与"品"字型滑轨,分别取不同的导轨长度和发射倾角进行仿真计算,得到导弹离轨运动参数和离轨运动规律,结果表明,导弹的离轨运动特性与滑轨长度和发射倾角有关,此外,对于"一"字型滑轨,还须考虑导弹离轨时的下沉问题。     

基于虚拟再入角的快速离轨制动制导方法

为满足再入飞行器快速离轨制动的需求，提出一种基于虚拟再入角的快速离轨制动制导方法。在分析脉冲离轨制动的制导机理的基础上，采用有限推力方式逐渐接近终端状态，满足再入角度和再入速度的交班需求；采用凸优化方法计算满足多终端约束的时间最优轨迹，结合有限推力制导算法的仿真结果，分析轨迹特点，提出虚拟再入角概念，设计考虑多终端约束的快速离轨制动的在线制导算法。分别从运算效率和制导精度两个方面，同现有方法进行比较，并在发动机推力大小与方向存在偏差情况下进行蒙特卡洛仿真。仿真结果表明，相比于现有算法，所提出的算法在保障同等控制精度的前提下，实现了快速离轨阶段快速的目标，且可以满足在线计算的需求。     

载人火箭推力矢量调整偏差对有塔逃逸安全性影响分析

载人运载火箭推力矢量调整的目标是调整逃逸主发动机的推力线,使其通过有塔逃逸飞行器的质心。但在工程实际操作过程中,有塔逃逸飞行器的质心不能通过实际称重的方式得到,只能基于各部分结构产品质量实测值和质心的传统经验值通过理论计算获得,这样即使开展了推力矢量调整工作,只能将逃逸主发动机的推力线与有塔逃逸飞行器质心的不重合度控制在一定的范围内,并不能实现推力线完全通过质心的目标。对推力矢量调整偏差对有塔逃逸飞行器逃逸高度和逃逸飞行姿态的影响进行研究,通过设定逃逸主发动机推力线与有塔逃逸飞行器质心的偏差条件,并对该偏差工况下的逃逸过程通过ADAMS软件进行仿真分析,获得有塔逃逸飞行器质量质心偏差对逃逸安全性的影响。     

等效起始扰动的一般概念及其通用公式

本文从一般的力学概念入手,论述了周期性扰动因素对火箭运动的影响。文中将诸周期性扰动因素归结为两类函数f_1(t)和f_2(t),并相应地得到两类等效起始扰动:等效起始偏角和等效起始摆动角速度。系统地导出了等效起始扰动的两个通用计算公式,它们分别等于转换系数K_e与f_1(t_0)、f_2(t_0)之积。K_e不仅适用于各类旋转火箭弹,而且表达式极其简单,以此用于分析与计算散布时,十分简便。     

火箭冲压发动机的飞行性能

探讨了吸气式火箭发动机的飞行特性。用一维模型分析了进气道的气流，根据飞行速度／高度、空气流量和燃料流量等计算了发动机推力，根据计算的推力与空气阻力的关系，探讨了可以加速飞行器的富余推力。结果证明，与原来的固体火箭发动机相比，这种发动机通过对飞行航线的选择和燃料流量的控制可使地空导弹的飞行距离增加７倍，空空导弹的飞行距离增加１～２倍。     

超燃冲压发动机在RJTF试验的推力性能真实程度

在Ma=4到Ma=8状态下。试验值与理论值相比较,证实超燃冲压发动机推力变化特性(用推力性能符合度或符合系数来定义)。带斜面发动机Ma=8试验中产生215N推力,比较试验值与理论值,可确认推力符合度为51％。厚支板发动机,排除附面层,试验给出净推力为560N,其推力性能符合度为92％,净推力符合度为45％。发动机燃烧引起的流动分离(称为发动机不起动)限制了推力。在Ma=6和Ma=4试验状态中,通过附面层控制,可以改善起动特性。带有薄支板的发动机,在Ma=6试验中,通过附面层溢流可以增加一倍的推力,最大推力从1620N提高到2460N。在H2化学恰当比状态下,推力性能符合度改进值为60％。在Ma=4状态下,通过溢流和两级喷H2,净推力增加三倍。因此,推力性能符合度从32％增加到55％。要着重于研究改善所需的净推力特性。     

国外氢/氧发动机系统述评

一、国外氢/氧发动机的研制概况众所周知,液体火箭发动机最重要的性能指标是比推力,而比推力直接与发动机喷管出口的燃气速度有关。根据热力学公式,燃气排气速度又与燃气温度(T-c)和气体分子量(M)有关。     

过氯酸铵复合推进剂的燃烧速度特性

1、前言随着导弹制导控制技术的提高,在导弹飞行轨道技术方面也提出了很高要求。因此对于火箭发动机的工作来说,大范围的推力——时间特性控制技术是不可缺少的。但是,因为推进剂的燃烧速度有一定的限制,所以不能充分进行推力——时间特性控制。在控制火箭推力方面,有如下两种方法。(1) 利用改变推进剂组份来改变燃烧速度的方法;(2) 利用改变推进剂药柱的几何形状来改变燃烧面积的方法。第(2)种方法     

使用冲压喷气发动机的导弹速度控制

1.引言对导弹必须加以速度控制,原因是多方面的,例如: ——导弹必须以恒速飞行。由于冲压发动机的推力依赖于高度、攻角和俯冲角,因此在导弹飞行过程中,推力不是恒定的,所以必须对速度加以控制。——可以预先描述一个速度分布图,以保证最大射程,或在飞行末段,为提高导弹机动性而要有较高的速度的要求。此时,导弹的速度也必须遵循这一速度分布图。——位置控制系统中也可能包括速度控制。本文讨论了使用冲压空气喷气发动机的导弹速度的控制问题。控制过程的某些特性(如很强的非线性和可变参数)使控制设计复杂化了。由冲压发动机引起的不良动态特性,尤其     

再入飞行器试验运载火箭的分离高度控制

某型运载火箭发射再入飞行器的飞行试验属于典型低弹道任务,针对火箭二级工作段飞行高度迅速下降的特点,若火箭出现二级发动机推力异常下降等故障,将导致火箭达到制导(速度)关机条件时飞行器与火箭的分离高度过低.对某试验火箭分离高度偏差仿真分析,提出增加高度备保关机的方案,并通过飞行试验验证该方法的有效性.     

一种内嵌火箭的冲压组合发动机性能分析

内嵌火箭的冲压组合发动机是一种组合发动机方案。为了计算这种方案的发动机在不同高度不同马赫数下的推力比冲等总体性能,建立了准一维的性能计算模型,计算得到了发动机的高度特性与速度特性,分析了内嵌火箭的流量变化对发动机推力比冲的影响,并就特定工作高度马赫数下的内嵌火箭式冲压发动机性能与常规冲压发动机性能做了对比。计算结果表明,采用该方案的发动机推力比冲总体性能较优。     

空气涡轮火箭发动机的性能研究

文中进行了ATR（air-turbo-rocket）发动机总体性能研究,以验证其作为近空间飞行器动力系统的可行性。根据ATR的结构特点,建立了发动机性能和特性分析数学模型．编制了计算程序,在设计点计算和分析了燃料／空气比对ATR性能的影响。计算了非设计点性能．对比了不同推进剂的非设计点性能。计算结果表明ATR能够在宽的速度（0-4Ma）、高度（0-11km）范围内工作,单位推力可以达到1200N·s／kg,比冲达到7000N·s／kg。这一结果表明ATR发动机适合作为近空间飞行器的动力系统。     

某弹簧式闭锁机构分析与仿真

火箭弹发射时,闭锁力大小对火箭弹离轨时的运行速度具有一定的影响。为减小火箭弹发射的初始扰动,提高射击精度,以某弹簧式闭锁机构为基础,对火箭弹在发射管内运行进行了分析、计算和solidworks仿真,得出了在不同闭锁力下,火箭弹离轨速度的大小。综合考虑射程、发动机燃料等因素的影响,选择合适的闭锁力,对提高射击精度具有一定的参考价值。     

液体火箭推进剂发展远景

一、前言液体火箭发动机的特点是不靠外部能源而利用飞行器上推进剂诸组元的化学能建立推力。推进剂诸组元之间经过反应的物质(即燃烧产物)构成高速喷射物质。这样,火箭发动机的主要参数:喷射速度(比冲)就取决于单位质量推进剂所含的化学能。实际上,单位质量推进剂所含化学能的上限等于12.10~6焦耳/千克。具体说,双组元推进剂F_2/H_2在其燃烧产     

电动力绳系离轨技术性能与任务适应性分析

电动力绳系离轨技术属于被动离轨方式,适用于火箭末级、失效卫星等废弃飞行器快速离轨。针对这项新颖的离轨技术,通过建立多场耦合摄动下的离轨动力学模型,研究并分析了该技术的离轨性能和适用的离轨任务类型,用于指导工程实践及控制方案设计。首先建立多场耦合摄动下的电动力绳系离轨动力学模型,基于数值仿真,验证该项技术的有效性及优越性,并重点研究了不同影响因素下的离轨性能,据此提出了系统参数的设置原则。再通过设置合理的系统参数,分析电动力绳系离轨技术的可适用任务类型。分析结果表明,电动力绳系离轨技术适用于非极轨道的废弃飞行器离轨任务。