第一款可重复利用的火箭

在已有的航天器发射过程中,火箭是很大的一笔一次性开销,因为火箭升空的过程就是自我牺牲的过程。一次航天发射任务之后,火箭只剩下几乎没有多少再利用价值的残骸.美国一家民用太空公司决定改变火箭的命运,它们开发出世界上第一款可以重复利用的火箭。目前,这款火箭已经成功完成两次短距离试飞。重复利用节约成本目前,已经完成航天器发射任务的各种火箭都是一次性的,完成任务后就变成了残骸掉落到地面上。一次航天发射任务,火箭的开销就会花费数千万元人民币。然而,按照现在的设计,火     

火箭邻近地面的起飞轨道

1.前言火箭邻近地面的起飞轨道是指火箭离开发射点到达离地面100公里的高空,距发射点水平距离200公里左右的一段轨道,在这段轨道上,火箭受重力、空气阻力和推力的作用而运动。本文对火箭在重力、阻力和常值切向推力作用下的运动微分方程求得了级数解;得出火箭起飞轨道的参数方程和计算火箭速度的方程;并估计了级数的舍去误差,对应用来说,轨道所有要素的精确度都可以确定。     

火箭·导弹·发射架和运载工具

大家知道,箭是靠弓的弹力发射出去的.靠人拉弓张箭是射不远的,几十米、上百米就了不起了.在我国发明了火药之后,宋代出现了火药燃烧推动的箭,称之为"火箭".到了二十世纪,技术高度发展,出现了许多复杂的用液体或固体燃料燃烧推动的飞行器,但人们仍习惯用过去的名字-"火箭"来称呼它们.火箭的头部可以装不同的东西,发射人造卫星或飞船的就叫运载火箭,发射探测高空仪器的就叫探空或气象火箭;发射武器(炸药或核武器)的就叫火箭武器.为了使火箭准确地飞向目标,给它装上控制和引导系统,这类火箭武器有一个专用名称-导弹.而不带制导系统的就叫火箭弹(例如火箭炮弹).     

非满管射击密集度试验方法

研究了多管火箭非满管射击密集度试验方法及仿真技术,提供了一种新的减少多管火箭密集度用弹量的试验方法.应用发射动力学和多体系统传递矩阵法理论,建立了多管火箭发射动力学模型,推导出了多管火箭振动特性和动力响应方程,形成了基于等起始扰动思想的多管火箭非满管射击密集度试验方法.对某多管火箭的密集度和射击精度进行了仿真预测,仿真结果得到了试验验证.对满管齐射和非满管射击方案的起始扰动进行了仿真,仿真结果表明起始扰动相同是系统密集度相同的前提.形成的非满管试验方案可减小某多管火箭密集度试验用弹量75%.     

W_2>W_3时三级火箭和一般多级火箭最大速度值的一般变化规律的探讨

对于两级火箭和W_2≤W_3时三级火箭,其最大速度值的一般变化规律,在[1][2]中已相应给出,从而也就给出了这些情况下最大速度方案的另一种计算方法。本文虽然只给出了W_2>W_3时三级火箭最大速度值的具体变化规律,但显见本文的方法对解决任意级火箭的上述问题也适用。所以对任意级火箭而言,不但其V_(max)(A)随A的变化规律可以写出(它是分段表示的,但每一段上都是由初等函数表示)。而且我们从中又得到了任意级火箭最大速度方案的另一种计算方法。     

舰船摇摆对舰载火箭初始扰动影响的多因素分析

为研究舰载火箭由于舰船摇摆而产生的过载对其发射时初始扰动产生的影响,设计虚拟正交试验来仿真计算舰载火箭在不同状态下的初始扰动,并通过多因素极差分析得到海况、迎浪角、发射仰角和发射装置在舰船甲板的安装位置4种影响因素对舰载火箭初始扰动的影响程度.仿真结果表明,4个因素对初始扰动的影响都不可忽略,对初始扰动影响程度由重到轻依次为发射仰角、海况、迎浪角和安装位置.     

你知道吗

火箭为何要分多级曾道红在建造火箭的过程中,科学家们发现单级火箭无论采用性能多么好的固体或液体燃料,都无法达到把卫星送上地球轨道所需的7.9千米/秒的第一宇宙速度。那么,怎么解决这个难题呢?     

内装式运载火箭空中发射过程的安全性分析

载机和火箭的安全性是完成内装式空中发射任务的基础和根本保障.针对内装式空中发射过程,基于线化小扰动方程和时域法,研究火箭在舱内移动过程对载机稳定性、飞行品质和安全性的影响规律,提出了改善飞行品质的解决方案；利用火箭运动学方程模拟载机的俯仰角和火箭的安放位置对火箭头部与货舱顶部碰撞的影响规律；通过爆炸相似律理论分析火箭爆炸后对载机和飞行员安全的影响程度,确定不受爆炸冲击波影响的安全距离；最后进行了定性和定量的安全性分析.     

基于多光谱法的固体火箭发动机羽焰温度测量

对于固体火箭发动机羽焰温度的测量是困难的,了解其温度分布对于研究发动机内燃烧流场的特性有重要价值.考虑到固体火箭发动机羽焰高温、高压和高速燃烧流场的测试要求,使用哈尔滨工业大学研制的6目标8波长高温计进行了地面搭载试验,成功地实现了对固体火箭发动机羽焰温度的测量,并提出了多光谱测温法的新数据处理方法,即基于BP神经网络预估计固体火箭发动机羽焰的发射率与波长之间函数关系,再由逐步回归法实现真温的自动识别.实验结果表明,其真温计算值与火箭发动机设计者提供的理论值之差在土100 K以内,说明多光谱法是一种测量固体火箭发动机羽焰温度的可行方法.     

火箭尾焰等离子体浓度分布数值计算

在火箭尾焰电磁波衰减影响研究中,需要了解火箭尾焰流场等离子体浓度分布.使用数值方法计算了固体火箭尾焰流场参数,应用等离子体浓度计算模型,对火箭尾焰流场等离子体浓度分布进行了数值计算,并对仿真计算结果进行分析,为研究穿越火箭尾焰电磁波干扰提供研究数据.     

基于知识神经网络的运载火箭弹道选择

在火箭发射中,往往有多组来自不同设备的测量弹道,进行可靠的火箭弹道选择是飞行状态监视和安控判断的前提.考虑到火箭飞行过程和测量环境的复杂性,提出了一种基于知识神经网络的运载火箭弹道选择方法.把火箭飞行弹道的先验知识和弹道样本的学习训练相结合,先利用数据的连续性排除跳变弹道,然后计算弹道间的差异,最后采用一个神经网络判断各条弹道的可靠性,并结合测量设备精度进行选优.实验和仿真表明了这种方法的可靠性和有效性.     

冲向蓝天的水火箭

步骤:1.将一个250毫升可乐瓶(作为水火箭箭身)的瓶底剪去,然后将其套在另一个250毫升可乐瓶(作为水火箭动力舱)的瓶底,并用透明胶将两个可乐瓶固定好。2.用空牛奶盒剪出3个相同的水火箭尾翼,并用双面胶将3个尾翼等分固定在水火箭动力舱的底部。3.将广告纸卷成一个直径与水火箭箭身直径相同的漏斗,然后用透明胶粘贴固定在     

带液化空气循环子系统的ARCC发动机研究

为解决空天飞机动力问题,提出一种新型带液化空气循环子系统的吸气式-火箭组合循环(ARCC)概念.该组合循环发动机集涡轮、冲压及火箭发动机优点于一身,在吸气式发动机工作过程中通过液化空气循环子系统液化大气中的氧气,存储供氢氧火箭发动机工作时使用,自身携带少量或不带氧化剂,因而经济性较好.为提高液化空气循环子系统液化比,采用多种措施设计一种新型液化空气循环子系统.计算了液化空气循环热力过程和ARCC发动机比冲性能,结果表明:液化空气循环子系统在整个吸气式飞行过程中具有较高液化比;ARCC发动机在不同的飞行条件下都能得到良好比冲特性,经济性好.     

用两个小参数方法研究限制性四体问题

自从月球火箭发射成功以后,研究它們的运动就成为天体力学的一个迫切的問題。但是月球火箭要經过地球和月球的附近区域,故地球,月球和太阳对它的吸力都很大。如果同时考虑它們的吸引,至少是一个四体问题。可是在天体力学的基本理論中,三体問題,甚至是限制性三体問題都还沒有解决,因此还不可能建立一种完整的理論。目前     

火箭安全控制智能决策支持系统的设计与实现

安全控制问题是火箭发射中的首要问题,也是各个航天国家关注的焦点问题.文章论述了火箭安全控制的重要性,对现有安全控制系统进行了分析,针对其特点,结合人工智能技术特别是专家系统,提出了火箭安全控制智能决策支持系统.介绍了系统的结构和功能,引入了把产生式表示和面向对象表示相结合的一种混合性的知识表示方法,并对系统的推理控制策略进行了研究,提出了与/或决策网和基于规则的通用不确定推理模型.     

火箭弹射座椅Bayes可靠性评估方法

建立了一种综合利用分系统历史信息以及少量座椅试验数据的火箭弹射座椅Bayes可靠性评估方法.利用最大熵方法融合分系统可靠性信息,推导了从分系统可靠性矩到系统可靠性矩的计算公式,最后利用Bayes定理评估系统可靠性.采用该方法对某型火箭弹射座椅可靠性进行了评估,在置信水平0.90情况下其可靠度达到了0.951.结果表明,这种方法是有效的,能在少量的整机试验下,获得对火箭弹射座椅可靠性较为准确的评估.     

火箭羽流场电子密度及其RCS数值分析

在FLUENT+GAMBIT软件环境下,对不同高度下火箭羽流场结构及其电子密度分布进行了数值模拟,给出火箭羽流电子密度分布随高度的变化规律,并以此为基础构建了火箭羽流的HF波段电磁散射模型,对比计算了HF(高频)波段下火箭箭体、火箭箭体+羽流的雷达散射截面(RCS).结果显示:在HF波段的大部分入射角范围内,羽流会不同程度增加火箭的RCS.     

远程多管火箭起始扰动研究

为了通过减小起始扰动提高远程多管火箭射击密集度,对简易控制远程多管火箭起始扰动进行了理论与数值仿真研究.应用发射动力学理论,对传统的起始扰动概念进行了扩展,推导出了简易控制远程多管火箭弹起始扰动方程.对某简易控制远程多管火箭在有控和无控发射方式下的火箭弹起始扰动以及密集度进行了仿真,仿真结果得到了试验验证.仿真结果表明起始扰动仍是影响某简易控制远程多管火箭密集度的主要因素,可为优化简易控制方式以减小起始扰动和提高射击密集度提供一定依据.     

Q&A

正Q:核能可以用来造火箭和飞船吗?A:目前,核能是人类可以控制的能源中能量密度最大的,而火箭和太空飞船是人类制造的机器中对能量密度要求最高的。那么,将核能用于火箭和太空飞船,可以说是十分顺理成章。其实,当人类刚刚进入太空时代时,核能就已经应用到了航天器上。无论是赶往月球的阿波罗计划,还是纵览大行星的旅行者计划,以及诸多绕地飞行的人造卫星,都使用了核能。这些航天器的能量是由核反应产生的热量转化成电能来提供的,核心部分是     

空射火箭箭机分离过程气动特性仿真

为研究内装式空中发射运载火箭在箭机分离过程中的气动特性尤其是大迎角情况下的气动变化规律,应用计算流体力学(CFD)软件中的k-w模型对火箭气动特性进行了仿真研究,得到火箭气动特性随马赫数和迎角的变化规律,同时对改进后的火箭模型进行气动特性分析.仿真结果表明:发现火箭尾部改进成收敛-扩张型喷管可使火箭下落初期有一个抬头力矩,有利于运载火箭初期快速调整姿态；当快到达预期点火姿态时,由于气动力作用点后移产生的与角速度方向相反的力矩,可迫使运载火箭稳定,从而更容易地捕捉到点火角度,并保证点火时的姿态稳定.