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GS/221高速摄影测量仪自1990年在CZ-2E发射任务中用于火箭起飞漂移量测量以来,多次完成卫星发射测量任务,提交了各种任务火箭起飞漂移量的数据处理报告。在实践中,GS/221测量的数据处理方法也逐步完善,本文了对其中一些特殊性问题的处理方法。 相似文献
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首先分析了火箭在垂直起飞段横向漂移对发射塔架的影响,并建立了一组准确描述和计算运载火箭相对发射塔架横向(OT方向)漂移的数学处理模型,然后利用试验任务数据计算火箭在OT方向的漂移。所计算的横向漂移量为分析垂直起飞段火箭对塔架的碰撞威胁提供了有效的数据,为确定塔架结构的可靠性和提高发射过程的安全性提供了科学依据。 相似文献
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火箭垂直起飞段漂移变化的建模与分析 总被引:3,自引:0,他引:3
垂直起飞段是火箭靶场试验过程中最容易发生故障的时段之一,并且起飞段发生故障带来的后果往往是灾难性的。因此,分析运载火箭起飞段的运行情况,测量箭体起飞漂移和分析漂移量变化规律,对于航天工程具有极为重要的意义。在系统分析某一型号火箭起飞段漂移情况的基础上,建立了火箭垂直起飞段漂移模型.查明了箭体漂移量服从自回归模型AR(5),并采用D—W典型检验方法,对数学模型实际情况的吻合性进行了检验。大量实测数据计算结果证实,该箭体漂移的运动学模型是可靠的,很好地刻画了火箭在垂直起飞段漂移量的变化规律。 相似文献
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针对无人机零长发射的安全性问题,首先,根据单发夹角式火箭助推方式和某无人机特点,建立了其零长发射起飞的非线性六自由度运动模型;然后,仿真研究了发射角、火箭安装角、重心和火箭推力线偏差、火箭作用时间,以及常值风干扰等因素对起飞安全性的影响;最后,设计了基于姿态角反馈的起飞控制律和控制策略。仿真与试飞结果表明:影响零长发射起飞安全的主要因素是火箭推力线偏差和侧风干扰;通过选择合适的发射参数并严格控制其误差范围,尽早启控舵面参与姿态控制增稳补偿力矩扰动,可提高无人机零长发射起飞安全性。 相似文献
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前言高速摄影机是一种靶场实况记录设备,它具有拍摄频率高、直观、操作简便的优点,常用于实况记录和故障分析。但受其总体设计和精密程度的限制,不能承担较高精度的测量任务。本靶场由于受山区地形限制,经纬仪无法直接测量火箭初始段弹道,且又无其它近距离测量的专用测量设备,我们从1979年起先后利用西安光机所生产的GS-240/35高速摄影机成功地测量了火箭井下漂移量及初始段姿态。本文从分析高速摄影机的误差源入手,总结了几年来为提高其测量精度所采取的一系列技术措施和解决的技术难点,评述了高速摄影机在靶场测量方面的应用,提出了进一步发展的设想。 相似文献
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某型无人机在火箭助推起飞过程中,为了能在火箭助推末端使无人机达到一定的高度和速度,并且较好地控制俯仰姿态角的变化,必须对发射角和火箭在无人机尾部的安装角进行优化设计。计算结果表明,优化设计在很大程度上能满足无人机弹射起飞的技术需要。 相似文献
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本文综述了用脉冲激光等离子体发生器为航天推进动力的可能方案。由外燃式推力器起飞,磁流体风扇升空,等离子体火箭加速。发射同样的有效载荷入轨,起飞重量只及目前航天飞机的1/20,携带燃料只需目前的1/40。先进的航天飞机将加速太阳能站和整个国民经济的发展。 相似文献
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固体火箭发射试验中,由于火箭尾焰的影响,造成某一测量弧段受到强烈干扰,对于依据锁相原理工作的相干测量系统的破坏作用较为严重。本文根据同一型号、相同弹道的两次试验任务中,干涉仪B数据丢帧的现象进行了原理分析,在此基础上提出了解决方法。 相似文献
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<正> 美国空军考虑在下一代航天飞机的远期方案中,将可重复使用的火箭系统(RBS)组合上面级的轨道飞行器(航天飞机)方案,替代现在一次性使用的火箭系统组合上面级方案。美国航天飞机现在均由一次性的运载火箭垂直发射升空,完成任务后由驾驶员操作返回发射场跑道。这种方式的最大缺点是,助推系统的一次性使用带来的高发射成本。为此,美国空军一直在考虑由无人驾驶的航天飞机直接从发射场跑道上起飞着降的可能性。 相似文献
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本文针对一批火箭的设计、试验,测量和分析工作失配状态,从综合利用诸火箭的空间和地面测量数据出发,给出了估计批火箭的精确度(主动段)、综合数据处理以解算诸火箭的轨道参数(含自校正)和各测量系统精确度估计方法。该方法可进一步用于推知未射火箭及其测量的精确度。还能算出未射火箭制导系统硬设备应予校正或改进的各误差值,以便消除落点系统偏差,提高火箭精)确度。此外,解决了火箭与测量中,严重存在的以下重大系统工程问题,即:如何最充分和有机地利用一切有用测量信息,以便最大限度和有效地满足各方面迫切需要。该方法对于测量要求论证和火箭飞行方案制定等工作,也将颇具启发性。文内分析和比较了对火箭逐一处理和分析所存在的问题;提出了体误差模型(系统误差的随机性)的概念;为适应多枚火箭的综合数据处理,推广了EMBET方法(轨道的最佳估计);还给出了本文所用测量精度估计的许氏(许宝(马录))模型的形式及其解。本文是《运载火箭制导遥测系统和外测系统数据综合利用方法》的深入和推广,除计算量大(若对五枚火箭,按每秒输入一点数据进行计算,约需30万原始数据)之外,是宜于实现的。 相似文献
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基于高斯伪谱航迹优化方法,建立了"火箭辅助型涡轮基组合动力"的飞行器/推进系统匹配分析方法,针对地面水平起降、以马赫数5巡航的高超声速飞行器,以巡航航程最远为目标,完成了涡轮基组合动力(TBCC)与火箭的耦合特性分析及匹配优化设计。研究结果表明:对于可行的TBCC方案(起飞推重比为1.0),引入合适推力的火箭有助于提升加速爬升段的总效率并降低质量消耗,且对巡航航程有着一定的提升(4%起飞重量推力火箭可增加航程0.97%);对于不可行的TBCC方案(起飞推重比为0.8),引入火箭不仅可实现推进系统方案的收敛,且其巡航航程相比可行的TBCC方案最多可增加7.9%。考虑到TBCC较大的"死重"和较低的单位迎面推力对巡航性能的不利影响,结构质量占比为25%的巡航型飞行器建议采用"13%起飞重量推力火箭辅助起飞推重比为0.7的TBCC "推进系统。相比之下,结构质量占比为55%的加速型飞行器建议采用" 5%起飞重量推力火箭辅助起飞推重比为0.98的TBCC"推进系统。 相似文献
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垂直发射巡弋飞行器采用由固体火箭发动机与涡喷发动机组合而成的动力系统,飞行器与动力系统一体化设计更为复杂。本文提出双质量迭代算法,通过装药质量与燃油质量的迭代计算实现垂直发射巡弋飞行器总体参数初步设计,对飞行器与动力系统的一体化设计问题进行研究,基于典型任务剖面分析了关键设计参数对于飞行器总体性能的影响规律。结果表明,飞发集成引起的涡喷发动机推力损失系数和固体火箭发动机推重比均会对飞行器总体性能产生重要影响,当推力损失系数在0.2以下时,该系数每提高0.05,起飞质量增大约3%,涡喷发动机的最大推力指标提高约5%。在总体方案设计时应尽可能降低涡喷发动机推力损失系数,并将固体火箭发动机推重比控制在4~8的范围内。 相似文献