无人机火箭助推发射风险控制方法研究

本文针对某型无人机在起飞发射过程中存在的风险,对无人机起飞发射过程进行了分段处理,分析了各阶段姿态控制逻辑,对火箭助推发射的风险边界进行了研究论证,提出了无人机发射过程中调整火箭助推器的两种方法,能够有效提升无人机火箭助推发射的安全性,为该类无人机安全发射起飞提供理论依据。

磁悬浮助推发射气动力分析及风洞试验

通过分析磁悬浮助推发射装置的空气动力特征,提出了其气动外形设计的合理原则.分析了磁悬浮橇体和支撑分离机构的气动外形方案,并确定了优化的气动外形设计参数值.考虑地面效应模拟的同时,在FD-06风洞中进行了缩比模型试验.结果表明,升阻力系数随着马赫数或运载器迎角的增大而增大,装置有上仰的趋势,迎角为0°时,阻力系数较小,各系数的变化也较小.

某无人机火箭助推发射研究

无人机作为现代科技发展的产物,可以在高危险区域作业而得到了广泛应用。分析研究了该型无人机火箭助推发射过程风险。对发射过程进行分段处理,建立了各段飞行的数学模型,最后给出了实例分析结果,确定了安全发射区域,为该型无人机使用发射提供理论依据,满足该型无人机发射场选址的工程需要。提出的无人机火箭助推发射过程阶段分析方法,不仅可以用于本系统发射安全区域确定,对于其他无人机发射安全分析,也具有一定的工程借鉴意义。

可重复使用运载器磁悬浮助推发射参数研究

针对磁悬浮助推水平起飞运载器这种新型发射概念,采用概念性分析方法,研究地面发射参数对可重复使用运载器性能的影响规律。结果表明,助推发射水平起飞运载器在降低初始推重比、推进剂和结构质量等方面具有优势,最后得出地面发射参数的一组优化值。

某无人机火箭助推发射段动态分析与仿真

为检验某无人机火箭助推发射装置的性能,建立无人机发射系统的三维实体模型及有限元模型,并基于显式动力学方法对无人机有限元模型进行动力学仿真。由仿真结果可知,能量平衡关系得到了满足,无人机运动特性均满足设计要求,为无人机的发射提供了一定的参考。

折叠翼无人机火箭助推发射过程影响因素分析与仿真

为深入分析无人机火箭助推发射过程,针对双发火箭在无人机机体上安装位置误差引起的额外力矩和无人机机翼展开时间对无人机飞行存在较大影响这一问题,本文建立无人机非线性模型和控制系统。采用变量法简单明确地进行分析,确定了安装位置误差的边界值和合适的机翼展开时间段。仿真结果表明,得到的边界值和展开时间段满足实际飞行要求。

火箭助推无人机起飞发射段建模与仿真

针对火箭助推器对无人机发射的影响,对某型无人机发射过程中机体受到的外力和外力矩进行了理论分析和计算,重点研究了火箭助推器脱落瞬间机体的受力情况.在此基础上,建立了该型无人机起飞发射段数学模型,将其成功应用于基于Matlab/Simulink环境的发射段数字仿真系统,并进行了数字仿真.仿真结果表明:仿真中无人机的高度、速度和俯仰角等飞行参数的曲线均与试飞数据基本一致,所建立模型准确、可信;无人机起飞阶段舵面效率较低,必须调整好火箭助推器的安装角度,无人机才能成功发射.该模型可用于发射段控制方案的设计,为保证无人机发射试验成功提供参考数据.

某小型无人机火箭助推发射动态响应

无人机的应用价值和发展前景已经成为国内外的研究热点。美国和以色列无人机技术起步比较早而且比较快,国内在无人机研究方面也取得了较大的进展^（[1-2]）。无人机的发射方式主要包括有：手抛发射方式、火箭助推发射方式、弹射起飞发射方式、机载投放发射、车载发射等。依据发射动力可分为自力发射、弹射发射、投放发射和复合式发射等。根据发射地点不同可分为陆基发射方式（手抛发射和车载发射等）、

空天飞行器磁悬浮电磁助推发射技术综述

磁悬浮电磁发射方式作为一种可重复使用、低成本、性能好的地面弹射方式,应用于空天飞行器的地面高速助推中,具有降低飞行器设计难度、提高费效比、减少发射成本的优势。介绍了空天飞行器磁悬浮电磁助推发射技术的发展概况,总结了应用优势,分析了关键技术,详细论述了发展高速磁悬浮电磁助推发射技术可为空天往返提供解决途径的必要性。高速磁悬浮电磁助推发射技术各项分系统工程应用背景成熟,具有较高的工程可实现性。

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。

巡飞弹靶机动力及发射装置设计

为提升巡飞弹靶机快速集群发射能力,扩大速度范围和续航能力,研究对燃油发动机改装修型、输出轴偏置、加装电起动组件和自动离合器技术,对火箭助推器和动力装置进行模块化协同设计,实现了燃油发动机在发射筒内自起动功能,发动机在火箭助推发射阶段保持连续性运转。使巡飞弹靶机具备了电动型/油动型巡飞弹作战模拟能力,提升了反巡飞弹对抗演练效能。

无人机零长发射分离安全性分析

论述了零长发射闭锁力、释放机构剪切销尺寸、剪切力计算方法。利用虚拟样机技术(VPT)建立了无人机零长发射分离过程动力学仿真模型,对发射分离各种工况进行仿真分析,得到了无人机离轨运动规律、安全距离等参数,并对靶试工况进行仿真,仿真结果与靶试结果对比基本一致,验证了某型无人机零长发射的可行性和安全性。

基于试验设计的无人机火箭助推起飞参数敏感性分析与优化

针对火箭助推起飞参数敏感性分析和优化问题,提出了田口法结合响应曲面法的试验设计(DOE)分析方法。首先,基于田口法生成正交试验表,仿真计算各试验样本下助推火箭脱落时无人机的离地高度、速度、俯仰角和俯仰角速度等响应变量,通过极差分析确定各起飞参数敏感性和重要度排序。然后,基于响应曲面法建立回归数学模型,给出起飞参数多目标组合优化和允许误差边界预测结果。最后,通过试飞验证了该方法的合理性和可行性。所提方法可为无人机火箭助推起飞参数敏感性分析和优化提供参考。

联盟火箭折戟东方发射场

火球从天而降莫斯科时间2017年11月28日上午8点41分,俄罗斯从其远东东方航天发射场用联盟-2.1b/弗雷盖特运载火箭发射流星-M2-1等19颗卫星。下达点火指令后,火箭徐徐升空,助推器、第一级、第二级均相继分离,地面工作人员已经做好了庆祝准备,部分媒体也准备刊发事先准备好的＂发射成功＂新闻稿。

无人机自力起飞方式研究

对目前无人机主流的自力起飞方式进行了一一列举;详细阐释了不同起飞方式的特点、工作原理及各自的局限性;其次,分类介绍了国内外在无人机自力起飞领域的最新研究进展。最后,对不同种自力起飞方式进行了比较,给出相关技术指标,对比了各自的优缺点,并对无人机自力起飞技术的发展趋势进行了展望。

某型固定翼靶机通用吊挂系统

提出了火箭助推发射型靶机推力线调整的一种吊挂系统,能够解决靶机吊挂过程中由于重量、长度等问题导致的操作困难和安全隐患。 此吊挂系统适用于市场上大部分固定翼靶机的吊挂作业。

北国新尖兵——俄罗斯“俱乐部”导弹系统

两个系统三种导弹最近,以研制海军多用途导弹闻名的俄罗斯"革新家"设计局,借鉴研制"阿尔法"舰对舰(空对舰)导弹、"白玛瑙"潜对舰导弹以及SS-N-15、SS-N-16反潜导弹的经验,又研制出两种以外销为主的导弹系统——潜艇使用的"俱乐部"-S(CLUB-S)和水面舰船用的"俱乐部"-N(CLUB-N)。这两种导弹系统用于攻击各类水面舰船、潜艇和已知坐标的固定目标、地面慢速目标等。

中国海军的岸舰导弹防御系统

本文编译自俄罗斯《外国军事评论》1998年第2期A·费杰奇金先生的同名文章,小标量为本刊新加。本刊发表此文既不表示赞同其观点,亦非证实其内容,仅供有兴趣的读者参考。