小型固体火箭发动机低压自毁效果研究

根据导弹自毁装置低爆炸危险性要求,开展了低压自毁效果研究,进行了2发φ60mm发动机自毁模拟试验。试验结果表明,低压状态下非点火发动机可以自毁,低压状态壳体全切开方案自毁效果及前封头切开方案自毁效果均能够满足安全自毁的要求。     

长征系列运载火箭介绍：长征二号系列（四）

长征系列运载火箭介绍：长征二号系列（四）邸乃庸朱维增吴瑞华八、自毁系统自毁系统的作用是，当运载火箭在飞行过程中因故障而将导致飞行失败时，将火箭自行炸毁，以减轻或避免火箭坠落地面时，对人员和设施造成的危害。自毁系统设有两种自毁机构。１）指令自毁地面指挥...     

一种适于典型发动机故障的自适应制导方法

为尽可能避免导弹固体发动机故障引发全弹自毁造成飞行失败,针对固体发动机喷管和喉衬故障常出现在关机附近的情况,采用子级弹体自毁方案,提出一种适用此方案的自适应制导方法,对导弹上面级发动机能量进行最优管理,在能量充足时确保导弹仍能成功完成打击任务。仿真结果表明,该自适应制导能量管理有效,方法误差小,证明了方法的正确性。     

固体火箭发动机不点火自毁爆炸危险性研究

根据中能固体火箭发动机的自毁爆炸特点及发动机自毁模拟试验的结果。结合过去固体火箭发动机的研制经验。提出了中能固体发动机不点火自毁爆炸危险性的计算方法。并对三级火箭固体火箭发动机不点火自毁时的爆炸TNT当量,碎片飞散距离和冲击波超压安全距离进行了计算和分析,为导弹自毁爆炸危险性分析提供了参考。     

浅谈《安全自毁系统设备设计规范》的编制

概述了安全自毁系统在航天型号研制中的重要作用以及编制高质量《安全自毁系统设备设计规范》的必要性,论述了编制其设计规范应把可靠性、安全性放在首位,并在设备的设计、功能和线路的设计等方面,应尽量采用成熟技术、安全电路和成熟线路,以保证编制的《安全自毁系统设备设计规范》实用、有效和可操作。     

一种减小飞行试验安全控制区的子级处理方法

为缩小飞行试验安全控制区、提高安全控制区划定精度,首先通过解析方法建立飞行器子级运动二阶自治系统模型,采用稳定域分析方法预示子级再入姿态运动模态和演变规律,结合六自由度动力学与运动学方程对子级落点进行预示。提出一种子级落点规划方法,在级间分离时刻通过对子级的控制机构,如发动机摆动喷管、空气舵等预置偏转角指令,调整子级再入后运动模态,将落区在一定范围内根据需要进行调整,降低子级损毁落区内需保护设施的概率。提出一种安全自毁参数设计方法,针对不宜采用发动机泄压自毁时,残骸在发动机推力作用下进行大范围姿态变化的无控飞行时,通过自毁时刻参数设计,实现残骸尽快落地,缩小安全控制区的目的。并结合算例对该方法的适用范围与应用效果进行仿真分析。本方法不增加飞行器硬件资源,可显著降低安全控制区覆盖面积,具有较高的工程应用价值。     

GJB1548《战略导弹安全自毁系统通用规范》简介

概述了制定GJB1548《战略导弹安全自毁系统通用规范》的必要性、作用、原则及其特点,重点对标准的主要内容“设计要求”,包括信息源的选择、控制器和执行机构的设计、电池功能的要求以及系统的测试要求等作了介绍,并对几个有关问题作了说明。     

固体火箭发动机点火和自毁安全保险装置

本文介绍了固体发动机点火和自毁安全保险装置的设计方案和主要技术关键,以及鉴定与生产情况。     

简讯

简讯阿里安５首射失败欧洲阿里安５大型运载火箭在屡经推迟后于６月４日携带着４颗团星进行了首次发射，但没有成功。火箭因经受到过大的气动载荷而在升空后３１．５秒解体。箭上自毁系统在火箭解体的过程中启动，地面发射控制中心也发出了自毁指令，火箭发生剧烈爆炸，星...     

加大型飞马座首射失败轨道科学公司推出金牛座2

加大型飞马座首射失败轨道科学公司推出金牛座２美轨道科学公司的加大型飞马座火箭──飞马座ＸＬ６月２７日进行首次发射时失败。火箭在从Ｌ－１０１１载机分离几分钟后由靶场安全人员通过指令自毁。火箭发生故障的第一个征兆出现在一级点火后第３５秒左右（此时火箭正处...     

着陆小行星的滑模变结构控制

针对由于目标小行星的各种物理参数和运动信息不能精确获取而导致着陆小行星的动力学方程中存在不确定项这一问题，设计了一种基于滑模变结构的软着陆小行星的制导控制方案。在考虑安全软着陆约束条件下规划了标称着陆轨迹；通过滑模变结构控制方法设计制导控制律，实现对理想标称轨迹的鲁棒跟踪，从而保证成功着陆小行星；最后通过计算机仿真验证了方案的可行性。     

着陆小天体的自主GNC技术

由于目标小天体和地面站之间存在较长的通讯延迟，加之小天体的动力学环境复杂多变，传统的基于深空网的导航、制导与控制（GNC）模式已不再适合探测着器着陆小天体。为了实现安全着陆小天体，探测器必须具有自主导航、制导和控制的能力。本文提出了一种着陆小天体极区的自主GNC方案：首先，基于对自然特征点的自动提取、跟踪，给出了一种着陆小天体的自主光学导航方案；接着，为了安全垂直着陆小天体的极区，设计了比例-微分控制器跟踪理想的下降轨迹、消除侧向位置和速度偏差；最后，通过数值仿真对本文所提方案的可行性进行了验证。     

美国“探测者”探空火箭发射失败

轨道科学公司的“探测者(Prospector)”火箭于6月18日发射后15s时偏离航线,25s时发出自毁信号.自毁时该火箭大约在1828.8m的高空. 这次飞行的目的是要显出“探测者”火箭的优点,以便把商业用户吸引到轨道科学公司的运载器上.这次飞行计划要求“探测者”火箭为有效载荷提供13min的失重科研时间.该火箭的有效载荷包括10台材料     

导弹引爆系统的研制

引爆系统是为战术地地弹道道式导弹设计的引爆装置。引爆系统统计充分运用了冗余技术和可靠性技术。引爆系统中的弹头弹底引信设计成瞬发和惯性复合式电引信，这样引爆系统便具有高可靠性；控制电路的设计，使弹头弹底引信具有自毁功能，这既减少了引爆系统的体积、重量和成本，又提高了自毁机构的可靠性；引爆系统的原理设计和安装结构设计，满足了弹头引信瞬发度的要求。     

美亚轨道火箭发射失败

美阿联特技术系统公司（ATK）的＂ATK运载器＂（ALV）X1亚轨道火箭8月22日在NASA沃洛普斯飞行设施发射该局两个高超音速飞行试验装置时于起飞后不久因偏离飞行路线而自毁。火箭有害残骸大部分落到海上,少部分落到地面上。公司官员称,火箭起飞正常,随后偏离了路线,迫使靶场官员于起飞后27秒发出自毁指令。自毁时,火箭飞到了约3300～3600米的高度。按计划,     

直接力控制在垂直攻击型武器上的应用

介绍垂直攻击型武器在末制导段的特点及其对控制系统的特殊要求 ,为此提出三种控制方案 ,并从原理上分析它们各自的优缺点 ,得出直接侧力控制是满足其在末制导段控制要求的最佳方案。同时 ,设计出对应于这三种控制方案的控制律 ,并进行末制导段的仿真验证 ,结果证实了理论分析的结论 ,即直接侧力控制是最佳方案 ,为型号设计提供了具有实际参考价值的结论。     

印GSLV火箭再次发射失败

印度“静地卫星运载器”（GSLV）运载火箭2010年12月25日下午4时许在斯里哈里科塔萨迪什．达万航天中心点火升空．执行“静地星”5P卫星发射任务。但火箭起飞后不久即失去控制．偏离飞行路线．后被实施自毁。画面显示．火箭残骸落入发射场附近的孟加拉湾。此次失败是GSLV火箭年内连续第二次发射失败．给了印度航天计划又一次沉重打击。     

同步气象卫星指令与数据收集站的跟踪伺服控制

本文对同步气象卫星指令与数据收集站的跟踪控制问题进行了讨论。提出了三种跟踪控制方案:极值跟踪方案、数字式自跟踪方案和有卡尔曼滤波器的数字式自跟踪方案。并简述了各方案的特点。     

空天瞭望

美亚轨道火箭发射失败美阿联特技术系统公司(ATK)的"ATK运载器"(ALV)X1亚轨道火箭8月22日在NASA沃洛普斯飞行设施发射该局两个高超音速飞行试验装置时于起飞后不久因偏离飞行路线而自毁。火箭有害残骸大部分落到海上,少部分落到地面上。公司官员称,火箭起飞正常,随后偏离了路线,迫使靶场官员于起飞后27秒发出自毁指令。自毁时,火箭飞到了约3300～3600米的高度。按计划,火箭应     

潘兴—2导弹第三次试飞部分成功

1982年11月19日,美国陆军的潘兴—2战术核导弹在得克萨斯州埃尔帕索城附近的 Mc-Gregor 靶场进行了第三次试飞。由于用于末制导的空气动力控制面动力的液压系统出现故障,所以试飞只是部分成功。潘兴—2的头两次试飞均以失败而告终。第一次是在7月22日,起飞后17秒,第一级发动机绝热层烧穿,导弹根据地面指令自毁;第二次试飞是11月4日,