导弹发射车主机发电时带外供电的方法

对某型导弹发射车主机发电的供电体制进行了简要分析 ,提出了增加外供电体制的措施和方法。外供电方案的实施 ,不仅为部队的平时训练提供了方便 ,而且为提高导弹发射车的可靠性和生存力提供了必要条件 ,增强了整个武器系统的战斗力。     

车辆导航定位技术及其在导弹发射车快速定向定位中的应用

叙述了车辆导航系统的概念模型，详细介绍了车辆导航定位系统的关键技术。针对导弹发射车在行进中的定向定位问题，提出了将车辆导航定位技术应用于导弹发射车快速定向定位的方案，通过建立发射车车辆导航系统，可以很好地实现导弹在行进中的快速定向定位。     

某导弹发射车特殊工况转向液压系统方案研究

通过对某导弹发射车转向液压系统工作原理及其在特殊工况下不足之处的深入分析，论述了研究特殊工况转向液压系统的重要性及其研究重点和难点，在此基础上，提出并论证了特殊工况转向液压系统的方案。     

飞毛腿B导弹武器系统

一、飞毛腿B导弹系统简介 飞毛腿是苏联50年代开始研制的一种战术地地导弹武器系统,该系统主要用于攻击机场、导弹发射场、指挥中心、兵力集结地、仓库等目标。它由飞毛腿导弹和地面设备两部分组成。地面设备包括运输—起竖—发射车、大地测量车、指挥车、运弹车、电源车、推进剂加注车、综合测试车、消防车等车辆,其MAZ-543LTM自行轮式运输—起竖—发射车载带一枚导弹,公路最大行驶速度60公里/小时。 飞毛腿导弹有A型、B型、C型和D型四种型号。A型由于弹头小、射程近(180公     

弹上直流电源失效原因分析

遥测弹上直流电源是为弹上设备供电的中间变换电源。导弹起飞前，它由地面２８Ｖ电源供电；在导弹起飞后，由弹上２８Ｖ电池供电，二者间的切换由继电器组合实现，如图１所示。在试验过程中，曾出现由地面电源切换到弹上电池供电后，弹上直流电源无输出的故障，致使遥测设...     

飞毛腿导弹的运输-起竖-发射车

飞毛腿导弹的运输－起竖－发射车图１飞毛腿导弹装在履带式运输－起竖－发射车上俄罗斯的ＳＳ－１Ｂ飞毛腿Ｃ导弹于１９６２年服役，装在由ＪＳ－２坦克底盘发展而来的履带车上。１９６５年，前苏军用轮式ＭＡＺ５４３运输－起竖－发射车替换了原来的履带车。ＭＡＺ５４３...     

也谈俄罗斯轮式发射车和底盘

介绍了俄罗斯两种军用轮式底盘的发展情况及在导弹武器装备中的起的作用，重点介绍了三种发射车选用底盘的情况，阐述了发射车的特点和发展趋势。     

多刚体建模方法在导弹发射车模态分析中的应用

介绍了运用多刚体法建立导弹发射车的动力学模型，在ADAMS软件环境中进行模态分析计算的情况。计算考虑到导弹发射车的两种状态，即轮胎着地状态和液压支腿着地状态，计算的结果与实物测试的结果进行了比较，并根据实物测试的结果对多刚体模型进行了修正。计算表明，采用多刚体模型可有效反映发射车轮胎着地状态的动态特性。由于多刚体模型本身有一定的局限性，采用过程中须多加论证。     

浅谈防空导弹发射技术的发展

随着防空导弹武器系统的发展，其发射技术也得到不断进步，且不断向更高层次发展。文中介绍了防空导弹发射技术的概况，分析了国外的发展趋势，就提高防空导弹发射技术的几项关键技术作了定性分析，为发展防空导弹发射技术提供参考。     

美海军增程导弹试射失败

据报道，2005年7月雷锡恩公司的增程导弹（ERGM）在美白沙导弹靶场进行了发射试验，所发射两枚导弹中的第一枚在飞行过程中，因未能收到遥控信号致使鸭翼没有展开，并与第二枚导弹相撞。试验失败可能是由于电源系统出现了故障，这类故障是第一次出现。本次试验是该导弹去年初试验失败后的首次发射飞行试验。前次试验时，因软件故障而使导弹未能截获全球卫星定位系统（GPS）信号。     

大推力液体火箭发动机研究

大推力火箭发动机是航天发展的基础,是国家高科技水平和综合国力的体现。分析了运载火箭主动力发展的现状和趋势,指出大推力液氧煤油发动机和液氧液氢发动机是发展方向和最佳组合。提出了我国重型运载火箭大推力液氧煤油发动机和液氧液氢发动机的总体方案和主要参数,研究了两种发动机的关键技术及其解决途径。这两种大推力发动机的研制,将为我国载人登月、深空探测等重大航天活动和空间利用提供动力支撑。     

补燃循环发动机起动过程涡轮功率控制

分析了采用富氧燃气发生器的补燃循环发动机起动过程中涡轮功率的控制方法,指出起动过程中涡轮功率的主要控制参数为发生器温度和涡轮压比。起动过程中发生器温度的控制依靠选择合适的流量调节器起动流量、转级时间和转级速率来实现。起动过程中涡轮压比的控制需要控制推力室的建压时间和建压幅度,这需要选择合适的推力室燃料主阀打开时间、燃料节流阀转大流量的时间。通过数值仿真,分析了上述控制方法对发动机起动过程的影响机理。     

液体火箭发动机低成本设计技术

简要介绍了国外液体火箭及其发动机的低成本研制现状,重点论述我国液体火箭发动机低成本设计,尤其是发动机系统、发动机重要组件的结构简化及可靠性设计经验.发动机系统优化与简化设计方法确保了系统简单、零组件数量和组件品种减少,操作性方便.关键组件的预先研究和新型密封结构设计提高了发动机的可靠性.指出低成本设计是降低发射费用的重要措施之一;液体火箭发动机低成本研制应从系统设计着手,力求系统简单可靠;对于要求特殊和薄弱环节的结构运用创新和关键技术攻关得以实现.     

30kN上面级液氧甲烷发动机方案

上面级是介于运载火箭与航天器之间的相对独立的一级,具备轨道转移能力,可将有效载荷精确送入预定轨道.上面级是提高火箭运载能力和提升任务适应性的有效途径,上面级发动机是实现该目标的关键.长期在轨的高性能上面级,要求主动力具备比冲高、空间可长期贮存和高可靠性等能力.针对此技术需求,对比分析了上面级发动机的系统方案;设计了采用...     

氙离子火箭发动机配电调节分系统的时序控制

本文从理论和实验两个方面对氙离子火箭发动机配电及控制系统进行了研究，并设计出以８０３１单片机为核心组成的微机实时监控系统。设计中，为了减少加热电源和阴极本身的热冲击，阴极电源分五档控制；考虑到束流电源的瞬变特性，为避免对发动机和电源产生不利的影响，采用了慢起动特性；对于在发动机工作过程中有时出现的过载、灭弧、高压打火或短路等现象，可以及时地发现并作出实时的处理和控制。     

我国可重复使用液体火箭发动机发展的思考

重复使用是降低航天发射成本的重要途径之一,是液体火箭发动机未来发展的重要方向。本文分析了可重复使用液体发动机的发展趋势,针对可重复使用运载器对发动机功能的需求,探讨了动力系统方案;对比了液氧煤油和液氧甲烷等推进剂组合和不同循环方式,认为几种发动机方案均可满足重复使用运载器的需求;研究了重复使用发动机的关键技术,提出应重点研究可重复使用液体火箭发动机高温组件热结构疲劳寿命评估及延寿技术、运动组件摩擦磨损技术、结构动载荷控制与评估技术、快速检测评估与维修维护技术、健康监控与故障诊断技术、二次或多次起动技术与大范围推力调节技术等。     

塞式喷管发动机多管点火方案的研究

塞式喷发动机点火系统应能同时为十个以上独立的小燃烧室提供充足的点火源，在主推进剂进入后能继续维持燃烧，文中给出了三种点火方案，利用爆震波只需较小的电能输入即可同时点燃塞式叶管发动机的多个燃烧室，用气动谐振点火器无需外部能量输入即可实现多管点火，小燃烧室的电火塞点火能将小燃烧室喷出的火炬用于塞式喷管发动机的多管点火。文中最后给出了气动谐振点火器用于塞式喷管发动机多管点火时的实验数据和技术途径。     

可贮存推进剂泵压式液体火箭发动机多次起动系统研究

在推力超过一定量级、任务时间较长的情况下,泵压式发动机比挤压式发动机具有明显的技术优势。从国内外上面级及重型空间飞行器推进系统的发展需求来看,均要求其主发动机具有多次起动工作的能力。针对采用可贮存推进剂的泵压式液体发动机多次起动需求,对几种可选的多次起动系统方案进行了比较分析,介绍了起动箱式起动系统的研究情况。     

动力系统试验吹除系统调试问题分析

新一代运载火箭动力系统试验台首次承担某型号动力系统试验任务,在发动机燃料头腔（燃气腔）吹除调试过程中发现吹除压力偏低,难以满足试验要求.介绍了吹除系统组成及利用孔板模拟发动机吹除路背压的调试方案,分析了引起吹除路压力偏低可能原因是孔板模拟的额定吹除流量或供气管路的阻力系数偏大.因此,通过模拟孔板流量系数标定和管路流阻特性计算,最终确定供气管路阻力系数偏大是引起吹除压力值偏低的主要影响因素,并通过制定加大供气管路内径、减少系统阀门数量等针对性改进措施,优化了地面配气工艺系统.经试验验证：吹除压力偏低的原因分析是正确性的,采取改进措施后供气管路的流阻损失降低了47％.同时确定了试前气源的容积及充气压力,保证了试验的顺利进行.