日本运载火箭的发展计划

论述日本大型运载火箭Ｈ－ⅡＡ及小型运载火箭Ｊ－Ⅰ在２０００年前后的发展计划。该计划将Ｈ－ⅡＡ发展成为Ｈ－ⅡＡ系列，作为支撑日本未来开发宇宙空间能动性的国家级运载系统。同时，为适应小卫星的发射需求，将Ｊ－Ｉ火箭发展成为能发射１ｔ以下卫星的小型运载系列。     

J－1和M－5将增强日本的发射能力

Ｊ－１和Ｍ－５将增强日本的发射能力日本将分别在今年夏天和秋天开始组装第一枚Ｍ－５火箭和第一枚Ｊ－１火箭。这两种新火箭投入发射后将增强日本的卫星（特别是科学卫星）发射能力。中型Ｍ－５火箭为了确保其第一、二级发动机的质量已将首射日期从最初确定的１９９５年...     

J－1火箭首飞成功，有效载荷沉入大海

Ｊ－１火箭首飞成功，有效载荷沉入大海日本的小型全固体运载火箭Ｊ－１于今年２月１２日从种子岛航天中心的大峡发射场进行了它的首次发射，成功地把高超音速飞行试验件（ＨＹＦＬＥＸ）送入预定的亚轨道，但遗憾的是该试验件未及回收就因系缆断裂而沉入海底。Ｊ－１是一...     

中国火箭首发欧洲卫星成功——航天发射市场又有新组合

中国火箭首发欧洲卫星成功——航天发射市场又有新组合ＴｈｅＬＭ－３ＢｌｉｆｔｅｄｏｆｆｒｏｍＸｉｃｈａｎｇＳａｔｅｌｉｔｅＬａｕｎｃｈＣｅｎｔｅｒａｔ１７：２０，ｏｎＪｕｌｙ１８，１９９８，ｃａｒｒｙｉｎｇｔｈｅＳｉｎｏｓａｔ－１ｉｎｔｏｓｐａｃｅ．Ｉ...     

质子号赢得新发射合同

质子号赢得新发射合同专门推销俄质子号火箭的俄美合资公司洛克希德－赫鲁尼切夫－能源国际（ＬＫＥＩ）公司已为该火箭找到了第二个大用户。卢森堡的欧洲卫星公司将用这种火箭发射其直播电视卫星。另外，ＬＫＥＩ公司的第一个大用户─—美国的劳拉空间系统公司已把原来的...     

发动机装药假药配方的研究及其应用

固体火箭发动机装假药配方（下称ＪＴＱ－２配方）是在原ＪＴＱ－１Ａ配方基础上研究出来的一种新的模拟弹发动机装药配方。该配方除了具有良好的工艺性能外，还有良好的力学性能，符合设计要求的密度。因该配方采用了不吸潮的石英砂取代了原配方中的食盐，所以ＪＴＱ－２配方在贮存过程中不会吸潮，解决了目前国内该类配方的吸潮问题。     

美国低温和高空火箭发动机地面研制试验设施

普莱特－惠特尼发动机公司和阿诺德工业发展中心是美国从事火箭研制试验的重要地之一。文中较具体地介绍了ＲＬ１０液氢液氧火箭发动机和空火箭发动机地面试验设施情况，以及肯尼迪航天发射中心简况。     

H－2火箭发射成功 工程试验卫星6半途而废

Ｈ－２火箭发射成功工程试验卫星６半途而废因一个小小的活塞阀出现故障，日本耗资６亿多美元的工程试验卫星６在由Ｈ－２火箭成功发射到静地转移轨道后，却无法进入预定的静地轨道，从而成了一堆空间垃圾。这是继７０年代末由Ｎ－１火箭发射的一颗ＥＣＳ静地轨道通信试验...     

各国运载火箭介绍；J－1（日本）

各国运载火箭介绍；Ｊ－１（日本）孙广勃日本有两个航天机构负责研制和使用运载火箭。宇宙开发事业团主管的是液体系列，包括已退役的Ｎ１、Ｎ２、Ｈ１和目前正在使用的Ｈ－２；宇宙科学研究所则负责发展Ｍ系列团体运载火箭。Ｈ－２火箭主要将用于发射新型应用卫星，而正...     

美新型号运载火箭发动机研制进展

美新型号运载火箭发动机研制进展晓雨图１捷径火箭发动机喷注器进行点火试车美国航宇局和空军几家研究试验机构正在着手进行几项关键性的火箭发动机试验。这将加快美国航宇局的Ｘ－３３和Ｘ－３４带翼技术试验火箭及波音公司的德尔它４渐进一次性运载器（ＥＥＬＶ）将要使...     

高超声速飞行器起飞质量的解析估算

基于火箭助推的发射方式,推导出弹道式飞行器、高超声速助推-滑翔飞行器及高超声速助推-巡航飞行器的起飞质量与航程、燃料比冲和载荷之间的解析关系,为总体设计初期快速估算飞行器起飞质量提供了方法。基于此,比较了3种飞行器的起飞质量载荷比。结果表明,助推-巡航飞行器性能最优,助推-滑翔飞行器性能居中,弹道式飞行器的性能最差。     

运载火箭姿控系统三通道数学仿真

运载火箭姿控系统开展三通道数学仿真的必要性和可能性，以及三通道数学仿真软件设计的原则和方法，在本文中作了阐述。系统单通道、双通道和三通道数学仿真实例表明：三通道数学仿真能全面、真实地反映系统的全貌和性能指标，能准确地验证理论设计的正确性，能为系统的半实物仿真提供更加可信的参考曲线，同时也为提高姿控系统设计质量提供了重要的手段和方法。     

一种用于仿真的智能控制台

仿真控制台在运载火箭姿态控制系统的半实物仿真试验中占有重要的地位。智能控制台的功能、特点、组成和计算机系统的配置，及硬件、软件在文中进行了介绍。     

运载火箭制导系统冗余设计技术研究

针对提高运载火箭飞行控制系统可靠性问题，从制导系统角度给出了两种系统级冗余方案，对其冗余配置、可靠性、冗余管理、故障检测和隔离、系统同步问题进行了讨论。     

变结构自适应控制理论在运载火箭姿控系统设计中的应用

针对大型运载火箭姿态控制系统设计的一些具体问题，如弹性振动的抑制、外部干扰的补偿等，探讨了变结构自适应理论在运载火箭姿态控制系统设计中的应用方法及其可行性。对于变结构理论的应用方法，提出了不确定性边界的自适应估值算法和基于简化模型的变结构自适应控制器设计。对设计的姿态控制系统进行了仿真，并与采用古典理论设计的姿态控制系统性能进行了比较。结果表明采用变结构自适应控制理论设计运载火箭控制系统是可行的，与古典方法相比变结构自适应方法设计的姿态控制系统具有较强的鲁棒性和较高的精确度，特别是采用不确定边界自适应估算方法可以大大提高系统的稳定性。     

分导飞行器能量指标的最优控制方法研究

本文讨论了分导飞行器的基本控制规律 ,研究了对分导过程的最优控制问题 ,介绍了使推进剂消耗最少的最优控制方法 ,建立了实现最优控制的数学模型 ,阐述了研究能够使综合性能指标达到最优的控制方法以及对分导飞行器研制、使用的重要作用。     

基于故障模式分析的运载火箭发射决策系统推理技术研究

结合运载火箭诊断推理的精确定位和快速诊断决策的实时性要求,建立了分布式诊断系统的系统结构,实现诊断任务的分配与协调;通过面向故障的反向推理和深度推理方法,完成故障的精确定位;在精确推理的同时,结合故障分级诊断的推理策略,对推理的精度和实时性进行综合处理。为基于故障模式分析的运载火箭发射决策系统的建造提供了技术支持。     

无人机载SAR一体化显控系统的设计研究

阐述了无人机载SAR一体化显控系统的设计,对系统实现中应用到的一些关键技术进行了详细说明,就多位面技术、多线程技术及内存映射技术进行了探讨。     

运载火箭六自由度仿真原理与实现

给出了运载火箭六自由度运动数学模型，阐述了六自由度数学仿真的一般原理，重点讨论了其工程实现中的关键技术问题，并以某型号为背景进行了制导精度和控制系统稳定性六自由度仿真试验，验证了仿真方案与技术途径的正确性。