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1 前言 NASDA自 1969年创业就开始研制运载火箭,以支持日本应用卫星和一些实用的航天技术研制计划。N-1、N-2 是日本的第一批火箭,它们是以转让给日本的美国德尔它火箭技术为基础的,GTO 有效载荷分别为260kg和680~715kg。1975~1978年,日本共发射了15枚N系列火箭。 相似文献
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1997年4月25日,美国一个工业组织的团队,再次进行了单级固液火箭发动机的飞行试验。发动机长5.73m,直径152mm,固体燃料为端羟基聚丁二烯,液体氧化剂为液化氧化亚氮。称为Hyperion的固液探空火箭,由环境航空科学公司(EAC)制造,由NASA沃洛普斯飞行基地发射,飞行19s后达33.4km。1997年1月8日的单级发射中,该火箭达到36.5km的高度。这次发射试验的目的是要用整体的降落伞回收系统回收火箭壳体,结果表明,回收的发动机壳体几乎和静态试车后壳体的状况一样。Hyperion现用的固液推进剂,发动机海平面比冲为2205N·s/kg,燃料利用率超过99%。若采用高密度、高能推进 相似文献
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张春基%吕宏军%贾中华%陈道勇%胡国林 《宇航材料工艺》2007,37(6):57-60
为探索铌钨合金在液体火箭发动机上的应用,针对我国研制成功的Nb-5W-2Mo-1Zr铌钨合金进行了高温性能试验及抗高温氧化涂层的研制,铌钨合金及涂层在高温时的组织结构分析及相关工艺试验。结果表明:Nb-5W-2Mo-1Zr铌钨合金及抗氧化涂层可用于液体火箭发动机。 相似文献
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根据先进天地往返运输系统的要求和火箭与吸气式组合发动机的特点,提出了重复使用的单级入轨飞机吸气式组合发动机方案的优化原则和一种优化的组合发动机循环:高压氢膨胀液化氧气循环吸气式火箭组合发动机(LOCE)。它是一种以火箭技术为基础的吸气式组合发动机,比冲可达35000m/s,其关键是成功地解决了吸气式组合发动机和火箭发动机燃烧室压力的不匹配,其液化效率比普通LACE循环提高了5~7倍。可借用成熟火箭技术,推重比高是低速阶段(Ma=0~5)的最佳方式之一。 相似文献
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阿丽亚娜5重型运载火箭于1998年10月21日成功地进行了第三次试射,并将两个试验有效载荷送人预定轨道,从而结束了飞行鉴定工作,为正式服役做好了准备。此次发射还验证了阿丽亚娜5艾斯塔上面级发动机的多次点火能力。这一能力使该火箭也能为非静地轨道星座提供一箭多星发射。飞行中该发动机在火箭释放了两个试验有效载荷后又点火工作了约2秒钟。该发动机的多次点火性能以前在地面得到过验证,但在太空验证还是第一次。此次发射成功使欧洲航天界大大松了一口气,因为这种火箭在1996年6月和1997年10月进行了两次试射,第一次发生了爆炸,第二… 相似文献
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为获得飞行马赫数Ma0=0~8 RBCC发动机特性及结构调节规律,基于试验数据,建立了采用控制体法,考虑热完全气体效应、化学平衡流动效应、黏性损失及热损失等影响的发动机特性分析模型,并通过发动机自由射流试验获得的推力、比冲数据对所建立的发动机特性分析模型进行确认。完成二元中心火箭布局变结构模型RBCC发动机火箭引射模态、火箭冲压模态及冲压模态特性仿真,定量获得了飞行动压、马赫数、攻角、当量比、火箭流量等因素变化对发动机性能影响;并针对给定模拟飞行弹道,完成Ma0=0~8 RBCC发动机特性计算,给出了进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比随飞行马赫数及工作模态变化规律。研究表明:1)火箭引射模态,马赫数每增加1,推力、比冲增加约18.2%,火箭推力增益增加约15%;2)火箭冲压模态,火箭流量越大,火箭推力增益越小,且获得正的火箭推力增益范围越窄;3)Ma0=2模态转换点,发动机性能及结构参数均存在间断,确保推力及结构参数的连续调节、匹配应是模态转换规律制定的关注点;4)模拟弹道下,进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比在Ma0=0~8范围内分别变化6... 相似文献
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美国东部时间2007年3月8日晚10:10分,美国宇宙神-5火箭从卡纳维拉尔角空军基地发射升空。该火箭携带6颗卫星,其中2颖是美国空军轨道快车试验卫星。轨道快车计划是为了对卫星等航天器进行无人在轨服务,包括燃料加注、检修故障、更换部件和进行装配等。 相似文献
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讨论了两种载人登月的动力系统方案,分析了已有重型火箭动力系统的结构和基本参数,以满足载人登月的任务要求为前提,提出了重型火箭箭体结构和任务要求.从性能、经济性、技术难度、工作可靠性等方面综合考虑,提出重型火箭下面级的基本方案.提出了一套重型火箭动力系统,建立了一个运载火箭系列,并对其运载能力进行了计算.经综合分析,提出登月火箭可采用8 m直径的三级半结构,助推级、第一级和第二级均为推力5 000 kN量级富氧预燃室补燃循环液氧煤油发动机,第三级为2台50 t氢氧发动机. 相似文献
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本文分析了直升机发射火箭精度低的主要原因在于火箭本身随机缺陷(推力偏心等)和火箭/发射器系统随机扰动引起弹道散布大。提高精度措施有:1.增大火箭初速;2.增加出口转速;3.采用被动控制装置。 相似文献
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状态预测神经网络控制应用于小型可回收火箭 总被引:1,自引:2,他引:1
随着商业航天的到来,可重复使用运载器的研究受到广泛关注,以SpaceX为代表的商业航天公司研发的部分可回收火箭表现出了前所未有的竞争力。为了研发可回收火箭技术,翎客航天利用民间工业力量研制了RLV-T3小型可回收火箭验证机,并在该验证机上通过数百次试验逐渐掌握了垂直起降(VTVL)技术。主要介绍了翎客航天在VTVL技术中的一项动力控制技术,提出了状态预测神经网络控制(SPNNC)算法。该算法具有鲁棒性强、适用范围广、控制参数易调整等优点。详细地描述了该算法的原理,并通过Simulink对SISO和MIMO 2种系统进行了仿真。同时详细地论述了将状态预测神经网络控制算法应用于RLV-T3小型可回收火箭的飞行及回收的试验,包括RLV-T3小型可回收火箭的基本特点、控制难点、存在的问题,飞行过程中各物理量的曲线和试验结论。经试验验证,状态预测神经网络控制算法具有良好的控制性能,基于该控制技术,即状态预测神经网络控制算法的RLV-T3小型可回收火箭验证机可以安全地实现垂直起飞、弹道飞行、空中悬停、软着陆回收全流程。 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