固体火箭发动机飞行比冲的再现

飞行时的发动机平均比冲通过以加速度为基础的再现火箭速度来计算,推导比冲公式使用的模型中,考虑了推进剂和惰性物质的排放量、理想飞行速度方程及计算的速度损失。但是,一些固体火箭发动机出现了尚不明了的地面与飞行间的比冲损失。求大力神—4固体助推器比冲的经验表明:燃烧过程中比冲的变化可以计算这部分损失。推导了变化比冲的理想速度方程并加以讨论,指出比冲变化的原因。     

低温液体推进剂增压分析与计算

运载火箭低温推进剂贮箱的增压问题极为复杂,其传热问题的研究分析又受到很大的限制.为此,根据我国上面级低温液体推进剂火箭的要求及其具体条件,推导和制定了整个飞行过程的贮箱增压计算方法、主动段—滑行段—主动段的计算公式和必需的初始数据.计算结果与国外同类试验结果规律相一致,与某型号低温推进剂火箭飞行结果相接近,证明该计算方法是可行的.     

长征系列运载火箭介绍:长征一号系列(二)

五、制导和控制系统长征一号飞行分为第一、二级动力飞行、第二级滑行和第三级加速飞行三个阶段。除第三级加速的火箭自旋稳定，箭上仅靠时；司指令装置控制外，其余都由装在二子级火箭上的全惯性控制系统控制。1．制导系统制导系统采用位置捷联补偿纵向制导加坐标转换横向导引     

上面级在发射轨道的辐射外热流分析

研究发射轨道的外热流是进行火箭上面级和卫星热控设计的基础。文章给出了基于一组轨道和姿态参数的太阳矢量与地球矢量的计算方法。针对圆柱外形的上面级,分析了其发射轨道外热流的变化规律,利用该计算方法计算了太阳矢量,而太阳矢量在长时间滑行段相对固定,太阳矢量和受晒因子随发射时间而发生大幅度的变化,使得外热流工况变得非常复杂。通过对太阳定姿且绕箭体纵轴慢旋,可改善火箭上面级的飞行热环境,简化卫星和上面级的热控系统设计。     

火箭拖网系统飞行特性研究

柔性拖网在火箭的拖拽作用下飞行动力学特性较为复杂。利用二维火箭拖网系统的集中质量模型来对其展开研究,并按照计算得到的结论设计了火箭拖网系统并进行靶场飞行试验。通过对比仿真与试验中火箭速度、加速度和方位角3个参数,得到了火箭拖网系统基本的飞行动力学特性,并指出拖网材料力学性能的测试偏差导致了仿真与试验结果的差异。     

迭代制导在运载火箭上的应用研究

迭代制导是直接终端制导，是运载火箭路线自适应制导方法的一种。从20世纪60年代末开始，在运载火箭上得到了广泛的应用。它的主要特点是制导精度高、任务适应性强、箭上飞行软件简单、对地面诸元准备要求相对较低。迭代制导基于火箭自适应制导的基本原理：即对于确定的目标轨道，最优飞行程序是瞬时飞行状态和瞬时视加速度的复杂函数，利用简化形式下最优控制求解的必要条件，对火箭末级的关机时间进行迭代，可以得到一套解析制导方程。基于运载火箭的实际飞行情况，建立了迭代制导的工程计算模型，并结合某型号进行大量的实例计算分析，对迭代制导的制导精度、自适应能力等方面进行研究。     

固体发动机飞行环境下内绝热层安全余量分析

一种战术导弹固体火箭发动机地面和飞行试验结果表明，它在飞行加速过程中，前封头及圆柱段前段的烧蚀率静止试验烧蚀率的１．２６和１．１６倍，在此基础上，提出了这种发动机燃烧室内绝热层设计的经验公式，并应用于一种结构及材料相似的新型发动机绝热层设计中，预估了其飞行环境下内绝热层安全余量。     

一种月球软着陆优化方法

提出了一种用变推力火箭发动机实现月球定点软着陆轨道的优化方法.在软着陆加速度线性变化条件下,给出了位置速度状态参数以及推力加速度、推力和秒流量的计算模型,通过调整总飞行时间和着陆点位置实现了燃料消耗最小的优化.该法简单,易于工程化,适于用变推力火箭发动机在月球上实现定点软着陆的任务.算例证明了此法的可行性和有效性.     

固体火箭发动机药柱主动段飞行时应力应变分析

为了探讨固体火箭发动机药柱主动段飞行时的形变、应力和应变变化规律,以星形药型发动机为例,采用三维粘弹性有限元法,根据推进剂药柱的燃烧规律,通过计算发动机药柱在整个工作过程中不同烧蚀情况下各构成部分的结构响应,得到了主动段飞行时发动机药柱在不同环境温度、燃气内压与轴向过载联合作用下位移、应力和应变场随时间的变化规律。结果表明,低温点火发射时,内压增压至峰值时为发动机最危险时刻。     

飞行加速度对固体发动机后封头绝热层烧蚀的影响

固体火箭发动机后封头绝热层的炭化烧蚀率与飞行加速度有关。概述了国内外在这方面的一些研究情况，着重讲述了固体火箭发动机后封头内绝热层烧蚀的实验研究。实验表明：不同材料的绝热层在加速度作用下烧蚀率明显不同。在加速度作用下，后封头内绝热层的炭化烧蚀率小于静止状态的炭化烧蚀率。     

钱学森指导下的早期卫星准备工作

20世纪60年代初,四人小组在钱学森先生直接指导下为发展我国人造卫星进行早期准备工作。文章详细介绍了四人小组在钱学森先生指导下搜集学习国外有关卫星和空间技术的资料,编制《1964-1973年中国空间技术发展规划》（草案）,为大学生讲授星际航行概论课,以及担任星际航行座谈会秘书等工作。     

亚声速等高飞行固体火箭方案设计

介绍了主发动机加助推器和简易控制方法实现固体火等高飞行的设计方案，助推器工作结束后，火箭达到预后飞行速度，主发动机开始工作，使火箭的推力等于其所受阻力，同时火箭产生的升力等于其重力，保证火箭可靠速飞机，火箭控制系统可保证其在某一高度上平飞。     

机载雷达电子战一体化技术研究

首先分析了实现雷达电子战一体化的必要性、可能性以及一体化带来的诸多优点,然后介绍了国外机载雷达电子战一体化的发展历程和发展现状。为了实现雷达和电子战的一体化,必须突破总体设计、共孔径天线、多模高速信号处理、数据融合和系统资源管理等关键技术。最后给出了一种基于相控阵技术的雷达电子战一体化实现方案,并简要论述了该方案在几种工作模式下的工作流程。     

动态过程的飞艇排气特性分析

在体积可变的情况下,针对一次排气过程中压差和艇囊体积的动态变化,利用伯努利方程和气体状态方程,揭示了飞艇的排气特性,即压差的平方根随时间线性下降。进而提出一种排气阀效率和艇体变形的实验方法,可在飞艇集成测试中同步完成。试验校验了飞艇的排气特性,且飞艇体积变形率与压差成正比,排气阀效率与标定结果一致。本文的结果可为飞艇总体设计、压力和浮力控制提供参考。     

随动推力作用下柔性旋转飞行器稳定性分析

针对柔性旋转飞行器动力学问题,考虑了飞行器转速的作用,建立了计入陀螺力矩及随动推力影响的运动方程并分析了系统的动力稳定性问题。将柔性旋转飞行器简化为带有附加质量的非均匀转子结构,考虑陀螺力矩及随动推力的影响,采用剪切变形对轴向位移有影响的Timoshenko梁模型,基于有限元方法建立了运动方程,分析转速、剪切刚度及附加质量等因素对系统稳定性的影响,发现了转速作用下旋转飞行器刚体和弹性体模态耦合的新现象。结果表明：剪切刚度较小时,剪切变形对临界推力有较大影响;附加质量的大小及位置对临界推力和不稳定域有重要的影响;转速一般会诱发非均匀转子系统的弯曲模态与刚体模态合并为一个耦合模态,致使系统产生动态失稳。     

液体火箭发动机地面试车应变数据采集系统研制

针对液体火箭发动机地面试车应变参数测试原理和需求,研制了应变数据采集系统.对系统的硬件集成方式、软件开发策略进行了介绍,重点阐述系统集成中的难点、软件开发中的关键技术突破.调试与试验验证结果证明,系统稳定可靠、满足研制要求.     

发动机尾焰注水降温数值计算与试验研究

针对火箭发动机尾焰注水流场,组织并实施了火箭发动机系留点火及燃气流场注水降温缩比试验,研究了燃气冲击射流流场和注水作用下两相流场的分布状态以及降温效果。并通过研究在高温高速对流冲击作用下气液两相流的传热和传质理论,在Mixture多相流模型的基础上添加质量和能量源项,建立了多组分气液两相流非定常数值计算模型,通过对比试验结论,结果表明：所建立的数值计算模型具有较高的计算精度和可靠性,能够准确地反映物理现象。利用数值计算模型研究了注水后燃气、液态水和水蒸气三种主要组分在流场中的组成,通过与自由射流对比得到了注水燃气流场的包络线长度与宽度变化,注水对燃气流场降温效果显著。     

AB beam propulsion for interplanetary flights

The author offers a revolutionary method—non-rocket transfer of energy and thrust into Space with a distance of millions of kilometers. The author has developed the theory and made the computations. The method is more efficient than transmission of energy by high-frequency waves. The method may be used for space launch and for accelerating the spaceship and probes for very high speeds, up to a relativistic speed by the current technology. The research also contains prospective projects which illustrate the possibilities of the suggested method.     

滚控发动机燃气引流方案研究

依据某型滚控发动机实际结构,设计了3种燃气引流方案,方案1采用喷管与引射直筒留有间隙的布局形式,方案2采用喷管嵌入引射筒、引射筒后部接弯管的布局形式,方案3采用喷管直接排入引射筒的布局形式.采用商业软件对3种方案的引流效果进行了数值仿真,仿真结果表明方案1结构简单、易于实施,能够满足燃气顺利排放条件;方案2能够满足燃气引流,但会产生较大轴向力;方案3也可满足燃气引流,但引射筒与喷管间隙较难控制;综合分析得到方案1适合该滚控发动机燃气引流.     

Human Path Integration by Optic Flow

Path integration or 'dead reckoning' is the ability to keep track of relative position using self-motion signals that convey information about speed and direction of movement. Most animal species, including humans, exhibit some degree of path integration capability and neurophysiological studies have demonstrated that self-motion signals are sufficient to update internal representations of both position and orientation. In the present study, human subjects were required to monitor their position or orientation on the basis of unstructured optic flowfields. Trials were conducted at different speeds to examine the accuracy of path integration and rates of random error accumulation, and at two different head azimuths to prevent a confounding strategy of position updating based primarily on tracking changes in the angular declination of distant landmarks with respect to the horizon. Participants integrated the speed of visual motion to update accurately a representation of their position and orientation within the environment. Consistent with the characteristics of real-world path integration, errors accumulated linearly with the magnitude of position and orientation estimation. We conclude that coherent optic flowfields provide a sufficient basis for humans to keep track of their position and orientation relative to remembered landmarks.