采用优化加点Kriging模型的助推火箭残骸安全区预示方法

建立火箭及其分离残骸弹道计算动力学模型,并采用四元数方法对姿态角解算进行处理。提出基于优化加点Kriging模型的安全区预示方法,结合Monte Carlo和Kriging代理模型的特点,给出安全区预示流程。以某型助推火箭残骸安全区计算为例,对提出的安全区预示方法进行仿真验证。仿真结果表明,提出的基于优化加点Kriging模型安全区预示方法与Monte Carlo方法相比,在不损失计算精度的前提下,具有更高的计算效率,满足快速迭代的工程需求;相比传统极限偏差叠加方法,可显著降低安全区覆盖面积,具有较强的工程应用价值。

固体助推火箭助推段能量管理分析

高超声速滑翔飞行器是未来超远程打击的重要手段之一,为了实现快速响应,高超声速滑翔飞行器采用小型固体助推火箭发射。由于小型固体助推火箭采用耗尽关机方式,为了适应大小不同射程,主动段需要进行能量管理。文章基于高斯伪谱法实现了固体助推火箭助推段的弹道优化设计,并针对影响能量管理能力的因素进行了分析。分析结果表明,能量管理飞行中,采用小推力有助于提高能量管理能力,增大攻角及其角速率约束也可显著提高能量管理能力。最后,给出了主动段能量管理的俯仰角模型,为固体助推火箭助推段能量管理和制导方法设计提供了依据。

无人机助推火箭推力线调整装置及方法

介绍了火箭助推发射无人机推力线调整的两种基本方法,在比较了两种方法各自优缺点的基础上,基于重心测量法原理,研制了无人机助推火箭推力线调整装置。该装置解决了传统火箭助推发射无人机安装助推火箭必须称重吊挂的问题,减少了人工操作环节,提高了操作安全性。该装置安装精度经过测量验证,满足无人机助推火箭安装技术要求,能够保证无人机起飞安全。

基于可拓学的无人机助推火箭自调整机构的设计与实现

对无人机火箭助推起飞问题进行了分析,用形式化的方法明确了研究对象,建立了助推火箭自调整的可拓学模型,通过可拓变换确立了检测量与控制量,并以此为基础设计了可拓控制器,给出了其构建的具体方法并在Matlab中进行了仿真验证。结果表明,基于可拓控制的无人机助推火箭自调整机构具有响应速度快、稳定优秀以及适应能力强等特点。

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。

地区两个文明建设的“助推火箭”──地区形象设计与建设

地区两个文明建设的﹃助推火箭﹄地区形象设计与建设●罗治英近几年，中国悄然出现了一件新事物，这就是地区的形象问题日益引起人们的关注，地区形象设计与建设受到越来越多的地方的重视。在我国，最早进行地区形象设计的，是广东的花都市（１９９２年）。最早实际开展塑...

某型无人机助推火箭推力线偏差影响分析

通过对无人机发射段进行受力分析,结合无人机气动数据及所采用的控制方式,对某型无人机助推火箭推力线偏差影响进行了分析,结果表明火箭推力线偏差对无人机发射后姿态有重要影响,但是严格控制火箭偏差范围,控制系统能保证发射段横航向稳定。

美国为新一代返回式助推火箭研究动力系统

美国通用电气公司和普惠公司正在进行有关使用商用和军用吸气式燃气涡轮发动机的衍生型产品驱动新一代发射系统的可重复使用"返回式"助推火箭的可行性研究。根据今年夏季NASA授予的为期10个月、价值30万美元的合同,通用电气公司正在研究改进F118和F136发动机和民用CFM56和CF6发动机,而普惠公司正在研究军用F119或F135发动机和商用PW2040或PW4098发动机。

俄将试飞可复用助推火箭

俄罗斯赫鲁尼切夫国家科研生产航天中心副主任库金说，俄一种能利用自身动力飞回发射场的可重复使用火箭助推器可能会在2020年前进行首次试飞。这种飞回式助推器称为“再入火箭模块”（RRM），由赫鲁尼切夫中心为俄联邦航天局研制，是俄旨在发展部分可重复使用火箭的“可复用集成运载器”（RILV）项目的一部分，

新型超重型助推火箭

俄罗斯媒体3月8日报道，俄罗斯航天中心欲建造新型超重型助推火箭。俄罗斯太空工程师正在设计下一代超重型助推火箭。克鲁尼契夫国家研究生产航天中心正在就三级火箭展开工作，它具有把110吨有效载荷送入低地轨道的能力，并为未来就地装配空间站提供材料。该火箭的第一级是四室的RD-170发动机，第二级是由RD-170演化而来的双推力室的RD-180发动机，

101远程教育网:寻找助推火箭

在网络教育领域,101远程教育网(www.chinaedu.com)堪称“先驱”。1996年进军网络教育,以101中学的强大师资作为背景,经过4年多的发展,101已成为中小学远程教育当之无愧的“翘楚”,连续两年排名全国教育类网站第一。在即将进入新世纪之时,101选择了与网大的合并。

无人机火箭助推机构分离安全性研究

为提高火箭助推式无人机起飞时助推机构的分离安全性,提出一种可自动安全分离的无人机火箭助推机构。以某型号无人机为例,运用理论力学与刚体运动学知识建立以分离安全性最优为目标的助推机构理论模型,得出助推机构中关键参数的设计依据并建立助推机构的三维模型。运用刚体动力学分析方法得到助推机构的分离运动轨迹,搭建包含助推机构和模拟无人机部分的实验系统,验证助推机构分离轨迹和分离姿态与仿真结构有一致的变化趋势。研究结果表明,该助推机构在分离过程中可有效规避安全隐患,提高分离安全性。

助推段火箭发动机尾喷焰红外光谱辐射特征精确建模

本文提出了一种改进的统计窄谱带(I-SNB)模型用于火箭发动机尾喷焰红外辐射特征的计算。该模型以非均匀模式将窄带内的谱线离散,使离散后的谱线在温度和浓度同时变化的情况下有相似的行为,以适应高度不均匀的喷焰流场。I-SNB模型的建模精度已采用傅里叶变换红外光谱仪(FTIR)参考测量数据和逐线积分(LBL)基准解进行评估,结果表明,其建模精度显著优于传统的统计窄谱带(SNB)模型。在此基础上,以美国Atlas5运载火箭为基准构型,结合助推段火箭飞行弹道参数,对助推段发动机尾喷焰光谱辐射特征进行研究,其计算波段范围为2.0~5.0μm、8.0~12.0μm;计算光谱辐射特征包括光谱辐射强度、特征波段辐射图像和积分辐射强度。研究结果对天基红外探测系统助推阶段拦截提供理论支撑。

四火箭助推无人机起飞与降落控制算法

固定翼无人机起降过程对场地要求高,这限制了其应用与发展。为此,提出四火箭助推无人机实现短距离起降的方案,并对火箭助推无人机起降控制算法进行研究。设计火箭助推无人机起降过程的控制策略;建立无人机气动力、助推火箭作用力、发动机推力及控制律数学模型,构建无人机起降过程的动力学方程;设计一种基于PID控制的控制算法,控制目标无人机在各种干扰环境下安全稳定地完成起降过程;利用MATLAB软件编程进行仿真计算,并通过对比仿真结果与试飞结果,来验证该控制算法的有效性。结果表明:所设计的控制算法及控制律满足目标无人机起降过程的控制要求。

一种无人机火箭助推器用点火器的设计与性能探究

介绍了一种点火器结构、发火元件、主装药剂及引火药剂的设计与选择,采用半导体桥式发火元件,利用两种相容性较好的引火药剂制作引火元件,内层药剂发火可靠性好、外层药剂能量密度高且反应迅速,提升了引火元件的综合性能。对该点火器的点火输出压强指标进行了重点探究,试验结果表明,在590 mL容腔内,其点火输出压强不小于5.5 MPa,作用时间不大于100 ms。对该点火器的其他性能进行了验证,表明该点火器电性能优越,发火可靠性高,满足无人机火箭助推器的使用要求,具有很好的应用前景。

大型无人机双发火箭助推发射技术的研究

与小型无人机单发火箭助推发射系统比较，大型无人机双发火箭助推发射系统设计中存在着一些特殊问题，如火箭助推器的匹配设计，发射装置类型设计，发射参数的选择，纵向力矩平衡问题，以及机－架系统的动载荷问题等。通过对上述问题的分析讨论，为此类无人机发射系统总体方案的确定提供了一些设计原则和选择依据。

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。

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。

飞行器固体火箭助推器设计优化方法比较

综合考虑飞行器总体设计约束、轨道设计、气动特性与固体火箭助推器设计间相互影响的情况下,建立了飞行器固体火箭助推器总体/气动/轨道/动力多学科的系统分析模型和设计优化模型。采用传统设计优化方法和多学科设计优化(MDO)方法进行了固体火箭助推器设计优化。结果表明,固体推进单学科的最优设计不等价于飞行器总体多学科的最优设计;与传统设计优化方法相比,MDO方法一次设计优化就可得到满足飞行器总体设计指标的最优设计,得到内外弹道相匹配的助推器最优推力-时间曲线。传统设计优化方法需要飞行器总体和固体推进学科两个设计优化过程不断迭代协调,容易漏掉满足飞行器总体设计指标的最优设计。采用MDO方法,可提高固体火箭助推器的设计质量,大大减少设计迭代次数,从而缩短设计周期。