返回式探空火箭裙锥减速器方案设计及分析

针对传统的探空火箭减速板质量大、展开角度不可调节等缺陷,提出一种新型探空火箭裙锥减速器减速方案。它具有质量小、可改变展开角、展开阻力面积大等优点。针对超声速探空火箭减速器再入时的气动特性,对其外围流场进行了仿真分析,得出了减速器不同锥角对气动特性及过载的影响,并给出了减速器外围流场、压力场以及减速器的应力应变分析,结果表明,减速器所受的气动阻力与其锥角有明显关系,具有非线性特点,且减速器的最大应力小于许用应力。该方案可为探空火箭的回收及新型减速器的设计提供一定的参考依据。     

探空火箭图像压缩算法研究

结合探空火箭图像系统需求, 提出了一种基于小波变换编码, 即基于MSPIHT的自适应差分算术编码(MSPIHT Adaptive Differential Arithmetic Coding for image, MADAC)的图像压缩算法. 该算法对经过量化编码之后的数据 进行熵编码. 实验结果表明, MADAC算法具备探空火箭图像系统所要求的分辨 率、帧速率及压缩率可调的功能, 且易于硬件实现.      

探空火箭时差定位及定位算法研究

面对空间环境监测日益增多的需求,而常用的接收、跟踪定位设备却比较笨重且灵活性差,不能满足既机动灵活又适合于多种场合的要求.据此提出了一种基于时差定位(TDOA)的探空火箭定位方法及约束加权最小二乘定位算法.该方法具有接收可靠、移动灵活、定位精度高、成本低等特点,可用于多种场合的探空火箭定位、数据接收和处理.      

美国用探空火箭发射学生卫星

<正>美国东部时间2010年3月27日10点09分,美国航宇局(NASA)从沃洛普斯飞行基地发射了一枚用于试验的探空火箭。火箭进入亚轨道之后,成功释放了两颗由学生建造的立方体卫星。     

中国子午工程首枚探空火箭试验

国家重大科技基础设施项目—东半球空间环境地基综合监测子午链(简称子午工程)首枚探空火箭于2011年5月7日7时在中国科学院海南探空部发射场成功发射,这将在中国自主监测空间环境、保障空间活动安全方面发挥重要作用。     

从探空七号气象火箭到织女三号高空研究火箭——我国实用探空火箭发射成功30年回顾

1960年9月13日我国实用探空火箭——探空七号气象火箭首次发射成功,揭开了我国火箭探空活动的序幕。自那时以来,我国火箭探空事业取得了显著进展。在过去的30年间,我国共发射了17种型号的探空火箭;此外,一种新型号探空火箭——织女三号高空研究火箭也将于近年内发射。本文从火箭气象探测、火箭生物试验、火箭大气取样、火箭试验研究等四个方面对此进行概略回顾。     

钱学森与探空火箭

正也许,探空火箭与"两弹一星"比起来,无论是产品的知名度,还是工程的影响力,都相差甚远。但不能因此而抹杀了探空火箭在中国航天早期发展历史上的重要地位及所发挥的引领作用。可以说,它也是"两弹一星"的重要组成部分,它的许多开创性技术和探索实践为我国日后大型火箭发射人造卫星起到了引路和铺垫作用。在探空火箭的整个研制和发展历程中,钱学森作为顶层战略规划的制定者、总体方案的策划者和工程推进的领军人,其卓越的功绩不可磨灭。     

印度空间科学计划

印度空间科学研究主要由物理研究实验室(PRL)、空间物理实验室(SPL)、印度空间研究组织所属卫星中心(ISA)和国家大气研究实验室(NARL)开展.其研究范围包括天文学、天体物理学、行星和地球科学以及理论物理学,还涉及气球、探空火箭和卫星平台以及地基设施(如中间层-同温层-对流层雷达和太阳天文台).印度航天部(DOS)也支持空间科学咨询委员会(ADCOS)推荐的大学和研究机构的空间科学研究,同时积极参与国际科学活动.     

空间活动大事记

空间活动大事记１９９３年９月１日当地时间１０时３４分，韩国在忠清南道的一个军事基地，发射了第二枚科学探空火箭——韩国探空火箭２号（ＫＳＲ２）。火箭长６．７２米，直径０．４２米，是从一个机动发射车上发射的。火箭在１１２．５秒的时间内到达了５４．１公里的...     

我国首次低纬度火箭探空试验圆满结束

<正> 1988年12月25日在海南探空火箭发射场,我国成功地发射完了最后一枚“织女一号”探空火箭,中国低纬度区第一次火箭探空试验回满结束。为期两周的试验共发射了四枚火箭,获得了赤道区域中层大气资料数十万组。这些数据将对校订和完善我国现用的大气模式标准、促     

反战术弹道导弹总体优化设计研究

应用求解非线性规划问题的直接方法,针对一种典型的目标弹道(1000km),对一种方案反战术弹道导弹进行了总体参数优化设计研究.研究中考虑了:发动机特性参数的变化;导引头侧窗口对交汇角的限制;烧蚀问题所引起的对最大马赫数Ma_max的限制和末速的限制;导弹发射时机的选择;导弹的初始弹道角的选择;其它(如最大过载和最大攻角的限制及重力补偿等).研究的目的是在考虑满足各种限制的条件下,通过选择各主要参数,使拦截区最大.结果表明,通过采用混合火箭发动机方案可扩大导弹的作战空域,同时满足采用侧窗导引头所带来的限制条件.      

探空火箭定时定点入轨的一种制导控制规律

针对特定探测天体,给出了特殊用途的探空火箭与其实现空间交会的时刻与地点的计算方法.根据特定天体的运行轨道,发射前算出标称交会飞行轨道,装订在箭载计算机内.火箭发射后,利用箭载惯性导航系统确定自身当前的位置与速度,比对标称飞行轨道参数得出飞行偏差,通过控制火箭推力偏斜调整飞行轨道,使探空火箭在交会时刻到达交会点,并在交会时刻相对与惯性空间的速度为0.定义了研究所用的各种坐标系,建立了火箭飞行动力学方程.研究了标称飞行轨道最优交会点选取,交会时间与发射时间计算等问题.给出了发射后动力飞行段的制导控制规律,核心思想是将控制信号分解为时间控制、当地水平面上的海拔高度控制、南北控制与东西控制,通过设置偏置量减小关机后轨道摄动因素引起的漂移.利用计算机数值仿真验证了这种制导控制规律的可行性.     

满足多终端约束的二次曲线迭代制导方法研究

某些空间载荷会对入轨精度和入轨姿态同时提出很高的要求,应用于运载火箭控制系统的摄动制导方法的入轨精度无法满足要求,而传统的迭代制导方法无法约束终端的入轨姿态。为此提出了一种满足多终端约束的二次曲线迭代制导方法,该方法通过二次曲线形式规划整个真空段的飞行制导程序角,实时满足位置、速度与终端姿态约束,从而可以使得火箭以期望姿态角实现高精度入轨。算例结果表明,该方法能同时保证高精度的入轨指标和入轨姿态,并能适应偏差状态、约束姿态角变化与轨道根数小幅变化,具有较高的工程应用价值。     

液体火箭发动机高效率反力式涡轮的设计

为提高比冲,闭环系统的液体火箭发动机的涡轮泵多采用反力度不大的反力式涡轮,这种火箭反力式涡轮不同于航空涡轮,其以极低的压比、极高的负荷和低展弦比为特征,在给定的叶栅大气流转折角、低展弦比、低反力度和相对大的径向间隙条件下,采用了沿叶高正攻角设计和沿叶高变功率损失设计,用以加大叶栅通道的几何收敛性,减少二次流和叶顶间隙损失,从而获得相对高的涡轮效率.      

The parameters of shock acoustic waves generated during rocket launches

We investigate the form and dynamics of shock acoustic waves (SAW) generated during the launching of rockets Proton and Soyuz from the Baikonur cosmodrome in 1998–2000. In spite of the difference of geophysical conditions, the ionospheric response for all launchings had the character of an N-wave with a period of about 300 s and with an amplitude far exceeding background fluctuations. The angle of elevation of the SAW wave vector varies from 30° to 65°, and the SAW phase velocity (800–1200 m/s) approaches the sound velocity at heights of the ionospheric F region maximum. The position of the SAW source, inferred by neglecting refraction corrections, corresponds to the segment of the rocket path at a distance no less than 700–900 km from the launch pad, which is consistent with the estimated delay time of SAW source triggering (250–300 s).     

冗余惯组初始基准现场校准装置研究

航天飞行器需要满足长时间待机、长轨迹飞行及高准确入轨的要求。新一代运载火箭从单一的惯性平台导航方式,改进为多套捷联惯组冗余制导方式。火箭飞行时,其中一套惯组作为主份,控制火箭飞行,其它惯组则处于热备份状态,参与冗余判断,并在主份出现故障时接管其工作。这就要求在火箭飞行前,需对冗余惯组之间的初始角度差进行现场标定。提出了利用光电测角技术原理,对冗余惯组之间的初始安装相对角度差进行测量,论述了标定方法及测量设备的研制方案,并对测量结果进行解算和原理验证,试验表明其具有测量原理正确、测试结果准确以及可操作性强等优点。     

Protozoa as model systems for the study of cellular responses to altered gravity conditions.

The orientation behavior of Paramecium changed in a similar way after transition to conditions of free-fall in a sounding rocket and after transition to conditions of simulated weightlessness on a fast rotating clinostat. After a period of residual orientation, Paramecium cells distributed themselves randomly 80 s (120 s) after onset of free-fall (simulated weightlessness). Swimming velocity increased significantly; however, the increase was transient and subsided after 3 min in the rocket experiments, while the velocity remained enhanced even during 2 h of rotation on a fast clinostat. Trichocysts were present and without morphological changes in Paramecium cells which had been exposed to a rocket flight, as well as to fast or slow rotation on a clinostat. Regeneration of the oral apparatus of Stentor and morphogenesis of Eufolliculina proceeded normally on the clinostat. The results demonstrate that the clinostat is a useful tool to simulate the conditions of weightlessness on earth and to detect gravisensitive cellular functions.     

单天线GPS姿态测量系统在制导火箭中的应用

了解决火箭横向尺寸不足以安装多天线GPS的技术问题, 提高制导火箭飞行姿态 的测量精度, 研究了利用单天线GPS进行姿态测量的方法. 引入伪姿态的概念, 分析了由伪姿态测量辅助求取载体姿态的具体算法, 建立了单天线GPS姿态测量的数 学模型, 利用卡尔曼滤波模型对状态矢量模型进行滤波, 得到相应的速度、加速度信息, 根据常规姿态与伪姿态的关系, 得到火箭的常规姿态信息. 通过仿真研究, 验证了这种姿态测量系统在制导火箭上的可行性和有效性.