大型无人机双发火箭助推发射技术的研究

与小型无人机单发火箭助推发射系统比较,大型无人机双发火箭助推发射系统设计中存在着一些特殊问题,如火箭助推器的匹配设计,发射装置类型设计,发射参数的选择,纵向力矩平衡问题,以及机－架系统的动载荷问题等。通过对上述问题的分析讨论,为此类无人机发射系统总体方案的确定提供了一些设计原则和选择依据。     

某型无人机发射段飞行轨迹研究

用火箭助推起飞是广泛应用的无人机起飞的一种方式,它和用起飞车助跑起飞方式相比有一些优越之处。本文总结了在某型无人机采用火箭助推起飞时的飞行轨道研究中探讨过的几个问题,包括发射参数的选择原则和发射起飞过程中的一些特殊问题.如力矩平衡问题,无人机和滑轨之间相对运动问题等。     

CK1—M模拟无人机发射装置的研究和分析

CK1—M模拟机系缩比为1/5的模拟无人机,安装在发射装置的滑轨上,并采用固体火箭作为助推器进行发射起飞,以研究分析发射起飞过程中的一些问题。 本文介绍有关CK1—M模拟无人机发射装置的设计、调试和分析的几个问题,包括单发和双发起飞方案中滑轨长度的确定和释放力的选择,以及模拟机离轨瞬时相对滑轨运动的研究和滑轨结构型式的确定等问题。 模拟无人机发射起飞试验证明:有关发射装置的试验记录数据和计算结果具有良好的一致性,这些试验数据和设计方案是可信的,可作为无人机发射装置的设计依据。     

折叠翼无人机火箭助推发射过程影响因素分析与仿真

为深入分析无人机火箭助推发射过程,针对双发火箭在无人机机体上安装位置误差引起的额外力矩和无人机机翼展开时间对无人机飞行存在较大影响这一问题,本文建立无人机非线性模型和控制系统。采用变量法简单明确地进行分析,确定了安装位置误差的边界值和合适的机翼展开时间段。仿真结果表明,得到的边界值和展开时间段满足实际飞行要求。     

无人机气液压发射原理试验研究

气液压发射起飞是近年来国际上出现的一种先进的无人机发射方式,适用于中小型无人机的发射起飞.原理试验研究为无人机气液压发射技术的应用研究提供试验基础,并为发射装置的工程研制提供设计依据.气液压发射是将气压储能与液压传动相结合以产生作用力,使无人机加速至起飞速度.以滑车为无人机的模拟试验件进行原理试验,并对蓄能器油压、钢丝绳牵引力、滑车速度等参数进行动态测量,试验结果表明,气液压发射原理切实可行,增加充油压力能明显增大发射装置的做功能力.气液压发射原理在工程应用中进一步得到有效验证.     

CK-1M无人机双发助推器发射起飞的模拟试验

本文介绍CK-1M无人机是缩比为1/5的模拟无人机,安装在发射装置的短轨上,采用双发助推器进行发射起飞。以研究和分析双发助推器推力偏差对发射起飞过程中释放的选择、滑轨长度的确定、离轨安全和飞行姿态的影响。 发射起飞试验证明:有关双发助推器发射起飞模拟试验研究和分析方法是正确的,研究与试验结果具有良好的一致性。这些方法和结果均可作为无人机双发助推器发射起飞的设计依据。     

CK—1M无人机双发助推器脱落分析与研究

本文分析研究了无人机双发助推测器的脱落安全性，研究对象是ＣＫ－１Ｍ无人机。根据风洞投放试验结果，设计了一对截锥体、截锥窝自动分离接头，从而改变了脱落方式，并调整了发射参数，以减小分离速度。同时确保双发助推器的同步性和安装对称性，消除了侧滑的影响；又因加上助推器增重，降低了助推器的投放轨迹，实现了ＣＭ－１Ｍ双发助推器的安全投放。     

无人机气液压弹射装置的关键系统设计

无人机气液压弹射起飞是国际上一种先进的无人机发射技术。无人机气液压弹射装置是由许多关键系统组成，其中包括气液压能源系统、滑轮增速系统、滑行小车系统、卸荷控制系统、缓冲吸能系统等等，本文对几个关键系统的设计作了详细的介绍和讨论。本文的研究成果已成功应用于某型无人机系统的研制，也可为其它高速运动机械的设计提供新的思路和方法。     

无筒空射运载火箭重力出舱机箭耦合动力学

研究了以运输机为平台的内装式空射运载火箭重力出舱载机-火箭两体动力学。根据火箭受力条件和相对运动自由度,将其出舱运动顺次分为5个阶段。给出了各阶段过渡的力学条件,基于牛顿-欧拉法分别建立了前4个阶段的机-箭两体动力学模型。定义了火箭出舱过程可能发生危险的多种异常情况,给出了发生异常的力学或几何条件。然后对火箭出舱全程作了数值仿真。若发射初始条件合理,仿真将顺次经历前4个或3个正常阶段,直至火箭离舱。如果异常情况的条件满足,火箭出舱将发生危险,仿真失去意义,故中止,需要调整发射初始条件后进一步仿真验证。本文给出的系统动力学模型和仿真数据可为工程部门设计空射型火箭的本体参数,以及设置空射初始条件提供参考。     

捆绑火箭竖立状态下地面风激振动模型风洞试验研究

火箭竖立在发射台上时的地面风激振动载荷是火箭尾段结构的设计状态。本文是捆绑火箭的地面风激振动的风洞试验研究的部分结果。文中介绍了地面风载荷模型风洞试验的原理、模型相似要求,以及模拟试验技术、试验方法与数据处理等。并讨论了助推器、外表面突出物与鼓包不对称分布的影响等。     

CK－1M无人机双发助推器脱落分析与研究

本文分析研究了无人机取发助推器的脱落安全性，研究对象是ＣＫ－１Ｍ无人机。根据风洞投放试验结果，设计了一对截锥体、截锥窝自动分离接头，从而改变了脱落方式，并调整了发射参数，以减小分离速度。同时确保双发助推器的同步性和安装对称性，消除了侧滑的影响；又因加上助推器增重，降低了助推器的投放轨迹，实现了ＣＭ－１Ｍ双发助推器的安全投放。     

“长空一号”无人机系列的研制与发展

本文分为三个部分:一、介绍“长空一号”无人机系列的设计特点和技术性能;二、论述研制过程中几个主要技术关键,诸如飞行轨迹设计、供油系统设计、爬高平飞后振荡问题、发动机中小转速下工作的试验和分析、高机动飞行的控制系统设计和供油系统设计等:三、评估该无人机系列的技术水平。     

大机动无人机飞行轨道计算中两个问题的分析

本文讨论无人机作大机动飞行时,轨道计算中必须考虑的两个问题。 一个问题是按照大机动无人机的油箱结构,考虑燃料消耗和前后左右的波动所引起的无人机重心位置的变化。这个变化引起的作用在无人机上的力矩的变化对无人机进入和退出大机动时的飞行参数有明显的影响。另一个问题是da/dt的计算,文中推导了准确计算的公式,按此公式考虑无人机转动受下洗气流的影响,可以准确地计算出阻尼力矩的影响。 在轨道计算中计及这两个问题后,不仅可以计算出无人机在大机动飞行中高度和速度的波动,而且可以计算出滚转角的波动,这和实际飞行情况是比较接近的。     

对影响无人机转动运动的两个因素的分析

陀螺力矩是在高速旋转的发动机转子和无人机的转动运动相互作用下产生的。在它的作用下,无人机在不同方向上的转动运动交连起来,共同影响无人机的飞行姿态。转动惯量是决定无人机的转动运动的另一个因素。本文着重研究了陀螺力矩在无人机几个特殊的飞行段落内对无人机转动运动的影响和燃料量以及无人机姿态角变化造成的燃料分布变化对无人机转动惯量以及转动运动的影响。     

某型超低空无人机设计特点与关键技术分析

本文着重论述某型超低空无人机的设计特点和主要的关键技术问题。文中首先分析了超低空飞行的环境条件,诸如飞行动压增加,大气紊流加剧,无线电跟踪和测,控、定位困难,电子没备易受干扰等。接着对原型机的不同修形方案在不同高度H,飞行马氏数M下,进行了大气紊流动态响应分析计算。在此基础上,为了寻求缓和过渡过程,改善飞行品质,提高飞行精度,保证飞行安全,确保战术技术指标和要求的技术方案和措施,进行了气动布局选择,飞行轨道设计与计算,飞控系统设计及其参数选取,结构分析与设计,以及试验与试飞等方面的研究工作。科研试飞和定型试飞证明本文所论问题,方案合理,原理正确,措施得当。     

带边条后掠翼融合体隐身布局的应用研究

应用棱边边条和小展弦比大后抗角机翼融合设计，使边条涡稳定机头的脱体涡改善机翼根部流场；同时合理配置前翼，使鸭翼产生的涡流流经机翼时，加强了机翼上表面的主体涡流强度，推迟了机翼表面流态分离，提高了机翼的非线性升力。特别在大攻角时，边条涡处在机翼上表面与鸭翼自由涡和机翼主体涡相干涉，形成了三涡一体的非线性升力，极大地改善了全机的流动特性。经实验证明，该布局提供的方案，具有与同类普通布局为高的升力线斜率、高升阻比、大失速攻角及良好的纵横向和侧向静安定性等优点，同时通过电磁模型在微波暗室中测试，在迎头和侧向的ＲＣＳ值（雷达反射截面）均有明显的下降。