火箭发射器

2024-10-12

火箭发射器（精选12篇）

火箭发射器篇1

1决策支持

火箭发射决策支持系统的的主要任务是从网络接收各种任务数据、设备数据、气象系统的信息,并将其转化为图像、图形、曲线、字符等方式提供给指挥员,使指挥员能快速、准确、直观地了解全面情况,为指挥员的指挥决策提供依据。

开发的决策支持系统应用软件是基于Windows的窗口程序型软件。安装、操作简单,用户界面友好,易学易使用。显示画面及其他功能的可配置性,大大方便了软件的维护。例如对于任务变换引起的软件需求改变,仅须软件维护人员对软件配置做出相应调整即可(修改程序配置文件和脚本),而不必修改软件源代码再重新编译连接。而且一般用户是不必掌握这种高级操作的。显示的可配置性也可以让用户得以按照自己的需要改善画面质量、增加新画面等等。

2 数据处理

数据处理部件主要任务是接收各部分送给决策支持系统的数据,包括计算中心的处理结果数据、设备测量数据和气象数据,按照格式约定进行解包处理后把实时数据存储到内存映射文件交换区供画面显示部件调用,同时按照需要显示的曲线要求进行曲线点的计算,计算结果也存储到内存映射文件交换区供画面显示部件调用,也为本部件进行其它处理提供数据。同时根据需要把任务的相关信息,数据处理部件和画面显示部件的相关信息也存入到内存映射中,该部件还提供数据的输入和输出接口,包括理论飞行弹道和安全控制区域文件的安装,实时飞行数据的数据存盘(计算中心的数据和气象数据等分类存盘和一体化存盘)。

3 参数字典

参数字典是用来联系各种网络数据和决策支持系统的纽带,同时也是画面控制进程获取数据的依托,网络数据中的每一个帧同时对应参数字典中的一个数据帧,参数字典文件在读取时自动检测每一行的常见错误信息,如没有“,”,或者把“,”写成其他字符等。同时根据每个参数的信息,自动累加参数在该帧中的位置和自动计算该帧的起始位置。

3.1 结构

参数表的形式如下:它的第一列为参数索引号,采用的是二级索引,其中第一级索引是帧号,二级是该参数在该数据帧中的位置,第二列为参数名称,第三列为参数在该数据帧中的相对偏移位置,其中帧标志参数,也就是二级索引为00的参数为该帧在内存映射文件中的相对偏移位置,第四列为参数所占的字节数,第五列为参数类型,是根据系统之间格式约定上的数据类型自己定义的,定义的类型和说明在参数字典的前面。

F是浮点数,

i整数,

U无符号整数,

S无符号短整数,

s字符串

b布尔,

C字符,

c无符号字符,

D双精度浮点数,

B帧信息开始标志

I 64位整数

d短整数short int

//帧标志为2的数据帧

V02-00,T0帧标志,10,0,B

V02-01,T0处理完成标志,0,1,C

V02-02,T0的来源,4,4,i

V02-03,T0的小时(0-23),8,4,i

V02-04,T0的分钟(0-59),12,4,i

V02-05,T0的秒数(0-59),16,4,i

3.2 读取

根据数据帧结构生成的参数字典,由于在画面显示时需要不断地对画面显示的参数进行更新,从而需要频繁访问参数字典。并且实时数据的获取需要根据参数字典提供的帧数据进行获取,因此,需要把参数字典读取到内存中。参数字典的读取过程中需要对参数字典的格式进行有效的判断,错误的格式给出提示信息,方便用户进行查找和修改。

4 曲线文件

曲线的绘制是根据横纵坐标的取值来进行的二维空间的绘制,因此,在绘制曲线时要定义该曲线的横纵坐标参数,定义参数的最小和最大值,曲线在屏幕开始时的位置以及曲线所占宽度和高度,以便进行曲线的绘制。

在曲线定义文件中一条曲线的定义被包括在一个BEGIN和END之间[1],结构如下:

BEGIN

LineName=1142曲线索引号

CountMax=3000曲线最大点数

x=V44-01曲线横坐标索引号

y=V45-31曲线纵坐标索引号

xmin=0横坐标的最小值

xmax=150横坐标的最大值

ymin=0纵坐标的最小值

ymax=10纵坐标的最大值

startx=630曲线在屏幕开始的横坐标

starty=150曲线在屏幕开始的纵坐标

widex=350曲线所占宽度

highy=100曲线所占高度

END

利用结构指针[2]存储曲线定义文件struct ZXJ_COOR-DINATEVALUE*pcoord,该结构指针除了包含曲线定义的所有参数外,另外还有两个变量UINTdotnums用来存储点计数UINTlinecountpos用来存储各曲线的相对偏移地址。获取存储曲线相对偏移地址的计算方法为:

pcoord->linecountpos=4+linenum*44+counts;这里每一条曲线信息占44个字节,前面的4为曲线总数占用的字节,占用4字节;counts=counts+pcoord->CountMax*8+4;这里循环为曲线点的字节累加过程,每一个点都分为float x和float y占8个字节,这里的+4为点计数占用4字节,linenum为定义的曲线总数,在曲线定义文件的开始位置提供该参数的数值。该映射文件定义为映射文件2,它的结构下面将详细叙述。同时根据曲线所占的字节数来自动开辟内存空间,内存空间的大小为所占字节数的两倍,而后面的一半用来存储理论飞行弹道曲线数据。理论飞行弹道的安装存储也在后面叙述。

5 安全控制区域

安全控制区域[5]就是指飞行器飞行过程中的一个安全控制范围,超出设定的范围,系统将会报警,从而可能引发安全控制措施,包括对飞行器的引爆。需要使用的是时间、速度、经度和纬度,安全控制区域配置文件的格式定义为:

曲线索引号

时间速度一速度二速度三速度四

经度纬度一纬度二纬度三纬度四

曲线索引号定义为那条曲线绘制安全控制区域。每一组曲线包括4条曲线:安全控制区域告警上、安全控制区域告警下、安全控制区域炸毁上、安全控制区域炸毁下,安全控制区域配置文件的读取和处理流程如图1所示,在映射文件中的结构见内存映射文件结构及其使用说明中的映射文件3。

6 理论飞行曲线

首先接收通过网络发送过来的理论飞行曲线[6]文件;安装理论飞行曲线(安装的过程其实就是程序读取每一包数据文件然后调用数据解包和处理程序进行处理);理论飞行曲线安装完毕以后把存储在映射文件中的前一半曲线数据整块复制到后一半,同时把这一块数据存储成二进制文件,供程序启动时调用来完成理论飞行曲线的存储。完成的关键代码如下[3][4]:

memcpy((byte*)pMapFile2Buff+m_MAPFILE2SIZE,pMapFile2Buff,m_MAPFILE2SIZE);CFile m_LilunDataFile m_LilunDataFile("lilundata.dat",CFile::modeCreate|CFile::modeWrite)m_LilunDataFile.WriteHuge((byte*)pMapFile2Buff+m_MAPFILE2SIZE,m_MAPFILE2SIZE)

曲线数据的分布如图2所示;理论飞行曲线安装存储完毕后,画面显示部件在启动进行画面显示时加载理论飞行曲线文件,从而完成理论飞行曲线的显示。

7 内存映射文件

内存映射文件是实现数据处理部件和画面显示部件进行实时数据交换的桥梁,数据处理部件接收和处理完毕的数据按照实时参数,曲线点以一定的格式存储到内存映射文件中,而画面显示部件则根据参数字典和曲线定义文件的格式进行数据的读取和显示。本部件使用了四个内存映射文件,其结构和说明如下:

7.1 映射文件1

该映射文件主要来存储画面显示部件和数据处理部件的一些基本信息,从600以后就是网络接收过来的实时数据,这些数据是经过解包以后根据帧的标志存储到内存映射文件中的,其中595处存储的是映射文件2的大小,供画面显示部件读取来开辟映射文件的大小,因为画面显示部件不知道映射文件2到底要开辟多大,599处存储的数据处理部件自我更新的标志,如果辅助工具部件要求数据处理部件进行自我更新,则此标志置为1,自我更新完毕后重新置为0。

注意:参数类型存储的是类型char的ASCL码值

7.2 映射文件2

该映射文件用来存储曲线信息和实时处理的曲线数据,后半部分为理论飞行曲线区。

7.3 映射文件3

用来存储安全控制区域数据,曲线中的每一个点计数其实包含有五个点,一个x和四个y用来组合绘出四条安全控制区域曲线。

其中Y0-Y4为安全控制区域的安全控制区域告警上、安全控制区域告警下、安全控制区域炸毁上、安全控制区域炸毁下。

7.4 映射文件4

存储画面显示部件传送过来的画面名称和画面更新标志,该映射文件主要是完成画面显示部件和辅助工具部件进行数据交换的一个中介功能,辅助工具部件要完成画面的切换功能,首先要选择切换的画面,画面名称和数量就从该映射文件的画面数量和画面名称中获取,而辅助工具部件选择好的单四画面控制和画面索引就存储到该映射文件的前面提供给画面显示部件,画面显示部件根据标志和画面索引进行画面的切换处理。

8 实时获取数据

经过上面的分析可以知道,如果要获取一个参数索引为V10-10的实际值,必须获取存储该索引的地址,还要获取该索引的参数类型。而要获取存储该参数的地址可以通过首先搜索下表获取到数据包在映射文件1中的位置和在参数表中的位置,则有:

V10-10在包中的相对偏移位置:数据包10在映射文件中的位置+10*68+56(其中的68为每一个参数占68个字节,56为参数索引8字节+参数名称48字节)

V10-10参数类型位置:V10-10在包中相对偏移位置+8字节

假设char*pch=(char*)pMapFile1Buff,则有:

V10-10在包中的相对偏移:*((UINT*)&pch[V10-10在包中的相对偏移位置])

V10-10参数类型为:*((UINT*)&pch[V10-10参数类型位置])

从而根据参数类型我们可以获取参数的实时数据,假设参数类型为float,则有:

float*f_pMap1;=(float*)&pch[ZXJDATAPOS+数据包10在参数表中的位置+V10-10在包中的相对偏移]

从而:*f_pMap1则获取到了该参数的实时数据。

9 结果显示

通过上述的方法处理,完成了理论飞行曲线的处理、安全控制区域曲线的安装和实时数据的处理,完成的效果显示如图2所示[7]。

参考文献

[1]刘路放.Visual C++面向对象程序设计教程.高等教育出版社.

[2]丁展,刘海英.Visual C++.网络通信编程.

[3]候俊杰.深入浅出MFC(2).武汉:华中科技大学出版社,2001:105～137.

[4]肖宏伟.Visual C++开发答疑300问,人民邮电出版社,2003:15～30.

[5]纪盛东,崔长勇.面向对象的指挥显示软件设计:导弹试验技术,2005(3):27～30.

[6]敬锦,李辉.运载火箭飞行仿真系统体系结构设计及实现,2007(8):49～52.

[7]jun Sun,Hui Li,Jumei Fu.Research of texture for3Dmodel-ingbased on Creator[J].IEEE,2004.

火箭发射器篇2

我过生日的时候，妈妈送给我一个最好的礼物──常温喷气火箭。我高兴地跳起来了!火箭的压力舱是绿色的`，中间贴着一个写着中国航天的纸。尾翼和头锥是白色的。头锥里面有一个“皮”做的膨胀管，膨胀管下边拴着一条绳子，绳子把箭体、头锥拴在一起。绳子靠近头锥的一边系着一个降落伞。另外，还有一个发射架、注气管、扳子、说明书。

我多么想发射火箭，可是爸爸老不让放。我等了三个星期了，今天终于可以发射了!(其实不是我不让发，发射火箭总得选个合适的天气吧?―爸爸注) 上午，我、妈妈、爸爸、姐姐来到大操场上。我拿出火箭进行检查，检查没有毛病，完全能够发射为止。我举起火箭，尾翼垂直向上。爸爸拿起水壶往压力舱里倒水，水到压力舱上的宽度线时，我喊了一声：“停!”爸爸就不倒了。妈妈用注气管堵住舱口，用扳子拧了四、五下，把火箭放到发射架上。我把注气管和打气筒连在一起，爸爸打气，打呀打，打了许多下，火箭还飞不上去，爸爸边打边说：“发射火箭，还不是玩儿我!”眼看气打得差不多了，爸爸刚停下来，只见气筒猛地一下挣开了，水流光了。火箭的第一次发射没有成功。

第二次发射准备开始!我按着头锥，爸爸打气。我觉得差不多了，松开手，火箭依然没有升空。过了一会儿，火箭的压力舱里不断的向上喷气，爸爸松开手。火箭里的压力越来越大。突然，火箭脱开注气管，飞快地冲向蓝天。在离地面大约40米的高空头锥打开，降落伞被空气撑开，把火箭安全的带回了地面，火箭平稳地着陆了。第二次发射火箭成功了!我高兴地跳了起来。发射火箭的架子旁边流了许多水。

微型火箭发射实验篇3

制作材料：锡箔缝衣针铁丝架火柴

制作过程：

1，准备一张香烟盒中的锡纸片。先把锡纸片浸泡在水中约30分钟，小心地剥去锡后面的那层纸(为了卷火箭筒时不松散)，只留下薄薄的锡片，晾干后备用。

2，将一根火柴和一根缝被子的大针并在一起，用包香烟的铝箔将它们紧紧地包裹起来，再将有火柴头的一端的铝箔弯折过来密封捻紧。

3，然后在靠近尾部的地方装上定向尾翼(用硬纸剪好，粘在尾部)，把针拔出，就成了一个很简单的反冲火箭。

4，实验时，把小火箭放在铁丝架上，点燃一根火柴，对准铝箔筒包有火柴头的部位加热，当温度升高到火柴头的燃点时，铝箔里的火柴便被点燃，使周同的空气急剧膨胀，气体从尾口高速喷出。由于反冲作用，火箭筒便从架上向前飞了出去。

特别提醒：火药不能太多，卷火箭的针在发射实验前一定要抽出，抽出针后留下的喷气口不能被堵塞，否则会有一点点危险；点火发射时不要对着有人的地方，另外自己的眼睛不能靠得太近。

火箭发射架回转盘模具介绍(三) 篇4

多种弹型防雹增水火箭发射架是新疆维吾尔自治区人工影响天气办公室研发的用于人工影响天气火箭防雹、增水作业的专用装备。自2005年问世以来,由于性能稳定可靠,具有“一架多弹”、车载流动作业与地面固定作业兼容的特点,而得广泛推广应用。为了保证该发射架的重要部件加工数据精准、互换和装配的一致性以及大批量生产的需要,采用模具设计进行加工生产是非常重要的。发射架回转盘安装于上筒体与下筒体之间,载着整个发射架定向器重量和火箭作业时的反作用力,部件受压力、扭力重,加工精度要求高。所以在整个生产过程中专为此设计了生产加工模具,保证了此部件的加工精度和工艺要求。

1 模具介绍和使用方法

1.1 回转盘上、下盘球磨铸铁铸造模具

回转盘由上盖盘和下底盘组成,用球磨铸铁铸造,然后加工而成,实物如图1所示,回转盘上盖盘和下底盘分解如图2所示。

因为是铸件,应首先设计制作铸造模具。前期回转盘是用铸铁铸造,材质刚性不强。上盖盘压力轴承直径100mm,下底盘中心穿轴直径70mm,在实际作业中出现了回转盘断裂、上下底盘与上盖盘结合松动,导致整个定向器摇晃。此次改进,回转盘材质用球磨铸铁,上盖盘压力轴承直径变为170mm。铸造模具如图3所示;下底盘中心穿轴直径加粗为103mm,铸造模具如图4所示。这两个铸造模具设计时有考虑实际铸造时的气孔等细节。

1.2 回转盘钻孔模具

回转盘钻孔模具方位旋转机构安装模具,主要是保证回转盘下底盘和上盖盘上各八个螺孔位置与下筒体和上筒体各八个螺孔的位置要一致,以保证回转盘下底盘用螺丝固定在下筒体上、上盖盘安装在上筒体上。回转盘钻孔模具是用等分的方法,分别找出下底盘、上盖盘、下筒体、上筒体八个孔的位置。因为这四个部件上的八个孔都是用同一种模具确定的,所以安装起来比较方便。模具用45号钢宽为50mm的钢板焊接成Φ412mm的圆圈。内焊十字架,防止钢圈变型。在钢圈上以45℃为准定出定位销位置,在0℃焊接一个上部有孔的三角形钢件,这个孔就是用来确定上述四个部件的八个孔的位置,模具设计如图5示。同时可将模具套装在下底盘上,其十字架对齐下底盘十字架,对准三角形钢件上部孔光钻一个孔。将模具旋转至定位置销孔与这个孔完全对齐,插上定位销,依次钻出其它七个孔。再将下底盘套装在下筒体上,用下底盘的八个孔的位置钻出下筒体的八个孔,上盖盘与上筒体的钻孔方法与上述一致。

1.3 上盖盘套装有方位指示度圈模具

回转盘上盖盘套装有方位指示度圈,该度圈用不锈钢材料制作,方位度数电脑刻制。安装时将度圈套在如图6示的模具上,整圈加热,然后趁热取下度圈套装在上盖盘上,待度圈冷却后,就紧紧套在上盖盘上。

2 结语

2.1 机械零部件加工是个复杂的过程,通过好几道工序才能完成,特别是对重要零部件的加工,满足其精度和工艺要求,使用模具是最好的方法。

2.2 模具本身的设计与制作标准非常高,除了材质外,其加工精度要高于待加工部件的精度,而且要重复使用,易操作。

2.3 利用上述模具完成的上筒体制作,满足了设计要求,装配无难度,使用效果好。

参考文献

[1]胡中.实用机械设计手册编写组.实用机械设计手册[M].北京:机械工业出版社,1995.10.

俄罗斯“质子”火箭发射失败篇5

俄罗斯联邦航天署宣布，一枚搭载通信卫星的俄制火箭16日发射后出现故障，未能到达预定轨道。

【发射失败】

俄罗斯联邦航天署说，这枚“质子－M”型火箭于莫斯科时间16日1时42分（北京时间5时42分）从哈萨克斯坦的拜科努尔发射场发射升空，随后出现“紧急情况”，未能到达预定轨道。

俄罗斯媒体报道，事故发生在火箭升空大约9分钟后。当时火箭距离地面大约160公里。

俄罗斯电视台的画面显示，火箭在太平洋上空的大气层上层起火。一名解说员当时说道：“我们有一个紧急情况……飞行结束了。” 俄联邦航天署署长奥列格·奥斯塔片科说，第三级火箭的发动机出现故障。俄罗斯新闻社援引奥斯塔片科的话说，火箭以及所有碎片在大气层中燃烧殆尽，“我们可以肯定地说没有东西落到地面”。不过，一些俄罗斯媒体说，火箭以及所搭载卫星的残骸可能散落在俄罗斯的西伯利亚至远东地区，乃至太平洋。现在尚未接到人员伤亡报告。

【损失卫星】

俄罗斯媒体报道，发射失败的火箭搭载一颗“Express-AM4P”型通信卫星，由欧洲航空防务和航天公司下属主营卫星和航天技术的阿斯特里姆公司为俄罗斯制造。

路透社报道，这颗卫星价值超过2.75亿美元。

按俄罗斯媒体的说法，这是俄罗斯眼下使用最为先进的通信卫星，原本将用于向俄罗斯偏远地区的居民提供可负担的互联网连接。航天署署长奥斯塔片科说，尚不清楚发射失败的具体原因。

私人订制发射探空火箭篇6

一提到航天、探空，国内人一般会想到“长征”、“嫦娥”、“玉兔”、“航天飞机”这些大的国家战略项目，对于探空火箭非常陌生。

平时人们从媒体上看到的火箭多是运载火箭，要把人造卫星运送至太空轨道。探空火箭体型更小，通常长度不超过10米，是30—200公里高空的有效探测工具。

2014年初成立的“翎客航天”是国内首家私营航天公司，主要提供探空火箭发射服务，目前公司已获得一些订单。而从客户构成来看，现阶段国内科研机构和高校较多。

8月初，“翎客航天”传出消息，刚刚在江苏高邮某地完成了新一代变推力液体火箭的地面点火测试，并获得了近乎完美的测试数据，本次成功测试的系统，设计推力已经能够达到 3000 牛。这也意味着，整套系统的运载能力已经很高，有望向大规模商业级水平迈进。

在此之前，国内火箭发射领域始终处于被国企垄断状态。“翎客航天”创始人在接受媒体采访时透露，探空火箭目前国内也只有某集团下属的一家研究院在做，而据介绍每次发射的报价在300万。

大型国企投入精力大、成本高，售价也很高，这就为私人航天孕育了商业机会和利润空间。

而对于产品的渠道，“翎客航天”并不担心被大企业覆盖。一方面，军用产品必须有军方背景，民用产品则更倾向于开放市场，翎客这样的私人力量其优势就是对高校的渗透要比国企深很多。此外，探空火箭未来还可出口，提供给东南亚的一些大学和科研机构等。

该公司计划三年内推出正式产品，要比现在市场上主流探空火箭系列中规格最大的火箭飞行高度高50公里，载重多15公斤，但售价却要低100万人民币。这也是其比市场上产品有明显改善和最有竞争力的地方。

尽管现在，“翎客航天”运营初期还是以新型探空火箭为主要产品，为科研院所、高校提供服务。但据团队介绍，翎客的整套火箭发射系统运载能力达到商业级水平后将快速拓展市场。

就在最近，“翎客航天”已经和华东地区某研究院签署研发项目协议，计划在2021年形成具有近地轨道运载能力的小卫星（1—2吨）商业发射平台；此后向国际市场开放大型商业发射平台，服务商业卫星、太空旅游交通等任务。

对于国内首家提供火箭发射等探空服务的私人机构，分析人士认为，除了商业化同时协助科研机构和高校外，最大的一个好处是能让国内民间资本有机会进入航天业，这是一个大的“革命”。

事实上，该企业此前刚刚在国内创业融资服务平台天使汇上三天获得了 515 万融资认购，国内一些知名天使投资人也已经数百万投资了该企业。且创始团队正在与红杉等多家风险投资机构接触和交流。

不过，对于私人航天服务，政策和技术方面却还存在一些限制，这也是风投对此项目最关心的一个问题。

在国内，航天技术仍牢牢把控在国家手中，而国内对于探空火箭并没有明确的管理条例。

火箭发射架定向器的改进设计篇7

火箭增雨防雹, 是通过火箭发射装置将增雨防雹火箭弹发射到目标云中, 达到防御和减轻气象灾害的目的。火箭发射架定向器是火箭发射装置的重要组成部分, 其作用是装载和定向发射增雨防雹火箭弹。

目前国内定型的火箭弹主要分为WR-98型、HJD-82型、RYI-6300型和BL-1型等几种型号, 普遍是一部火箭架的定向器只能装载型号匹配的火箭弹, 装载量3~4枚, 这种装载模式已经使用了十几年, 显然不能满足当前大剂量、限时和使用多种弹型作业的实际需求, 急需装载容量大、适应各种弹型的定向器。国内现用定向器点火触头总成, 触头直接联接在压缩弹簧上, 易受火箭弹离轨的高速碰撞损坏。火箭弹装进发射轨道内, 用手扳动挡弹器将火箭弹挡住, 这也是目前普遍使用的方式。本文对现用的定向器进行优化改进, 通过合理地利用和改进部件, 使定向器装载容量得到扩充, 解决点火触头受损问题, 其中设计的点火触头总成和挡弹器已申报国家实用新型专利。

1 改进设计

定向器由轨道撑架、导轨、导轨垫块、点火触头总成、点火接线柱、挡弹器等组成。

1.1 轨道撑架、垫块、导轨

轨道撑架起着固定导轨垫块和导轨的作用, 提供了火箭弹滑行空间, 用螺栓联接在轨道托架上, 材料为铝合金, 一次成型工艺制作, 结构设计见图1。

轨道撑架采用模具整体精密压铸成型, 具有一定的密实度, 应消除气泡、夹渣等缺陷, 能够满足强度要求, 表面要求采用高标准的喷涂技术, 外观光洁, 色泽匀称, 具有长期制作的性能稳定性, 并且加工精度高, 效率高。

1.2 导轨垫块

上、下导轨垫块使火箭弹尾翼巧妙避开了轨道撑架, 按导轨的外形和形成的发射轨道空间进行设计, 材料用铝合金一次成型工艺制作, 见图2。

在定向器组装中, 下轨导向垫块可以颠倒使用, 不同方向的装配可以装入不同规格的火箭弹, 减少了不同规格垫块的设计与投入, 大大节约了成本, 并且安装快捷。

1.3 发射导轨

由一根上导轨和一根下导轨组成一个发射轨道, 发射轨道的包容圆直径由火箭弹的外径确定, 不同的火箭弹需要的包容圆直径不同, 导轨的宽度和长度也就不同。导轨可设计成槽型, 槽型的上、下导轨迫使火箭弹在槽内滑行, 导轨长度有效保证火箭弹起始定向和火箭弹脱离轨道后延续稳定方向的飞行, 结构设计见图3。

发射导轨亦是铝合金材质, 也采用模具挤压成长条状, 直接制作成设计长度, 中间钻孔后就可使用, 表面进行亚银色的氧化处理工艺, 与导轨垫块具有相同的制作工艺。

1.4 点火接线柱、点火触头总成

点火接线柱与点火触头总成的作用是将点火电能量传递给火箭弹内的电发火装置。

BL-1A型火箭弹是线连接点火方式, 点火接线柱适用此类弹种的电能量传递。点火接线柱分火线和地线, 成对安装在定向器尾部的上导轨垫块中, 可以用市场中购买的接线柱或接线夹改制而成。

WR-98型、HJD-82A型、RYI-6300型火箭弹是接触点火方式, 需要点火触头总成完成点火。根据火箭弹点火铜片的位置, 正极点火触头总成安装在上导轨中部的槽内, 负极点火触头总成对应安装在下导轨中部的槽内, 依靠扭簧作用使触头与火箭弹中部的铜片紧密接触, 并且留有8 mm的调整距离, 方便与各弹种铜片接触的微调, 结构设计见图4。

1.5 挡弹器

挡弹器由基座、挡弹片、铆合销轴组成。其作用是将装载在轨道内的火箭弹挡住, 不至滑落, 同时把规格不同的火箭弹固定到合适的位置, 使火箭弹上的点火铜片与导向轨道上的点火触头完全接触, 保证电路通联, 成功完成点火发射功能, 结构设计见图5。

图5中的挡弹器安装在定向器尾部的各发射轨道的上导轨槽内。装弹时, 弹头推动挡弹片上移直到水平位置, 当弹体全部装入发射轨道内, 挡弹片自然下坠, 将火箭弹从喷火口位置挡在轨道内。挡弹片是采用耐高温不锈钢材质, 完全可以承受住喷火瞬间产生的高温和气压冲击。挡弹器基座采用铝合金一次成型工艺制作, 留出20 mm的前后移动距离, 给各种弹型的点火铜片与点火触头接触提供了调整空间, 一种规格的挡弹器可以适应多种规格的火箭弹。

1.6 组装

图6中定向器用8个轨道撑架、4根82 mm上、下导轨和垫块组成2个准82 mm发射轨道;在准82 mm发射轨道中, 反向安装下导轨垫块就组成了2个准66 mm发射轨道;在准66 mm发射轨道的上、下导轨内, 增加4根56 mm导轨组成2个准56 mm发射轨道;3对点火接线柱, 用于BL-1A型。6对点火触头总成, 用于WR-98型、HJD-82A型、RYI-6300型火箭弹点火。按此组装后, 1个轨道撑架可满足3个发射轨道, 由于导轨较长, 采用了4对轨道撑架, 实现6个发射轨道的定向器。

ϕ82 mm发射轨道装载WR-98型、HJD-82A型火箭弹, ϕ66 mm发射轨道装载RYI-6300型火箭弹, ϕ56 mm发射轨道装载BL-1A型火箭弹, 用户可根据作业需要进行发射轨道口径的调整, 也可通过纵向或横向拼接轨道撑架, 增加发射轨道数。

2 结语

本文根据装载和发射增雨防雹火箭弹的特点, 设计出叠加的轨道撑架、组合的发射导轨、共用的导轨垫块、耐用的点火触头、方便的挡弹器等主要部件, 构成的新型火箭发射架定向器, 具备了结构简单、零配件通用性高、装配方便灵活、使用安全可靠等特点, 经外场试验和实际应用后, 达到了设计目的, 具有较高的应用价值。

摘要：增雨防雹火箭发射装置作为地面催化剂的主要运载工具, 已被广泛使用。火箭发射装置中的定向器和火箭弹的型号必须匹配, 同时装载数量应较小, 否则会影响作业效果和火箭发射装置的通用性。文中根据定向器结构和定向发射火箭弹的功能需求, 对现用的定向器进行优化改进, 利用部件组合互用和叠加结构, 设计出一次可以启动6个发射通道的定向器, 各部件均用铝合金一次成型工艺制作。通过合理地利用部件, 使定向器装载容量得到扩充, 同时满足装载4种弹型, 解决了点火触头受损和装载弹型匹配问题, 利于今后定向器的规模化生产, 也为定向器再次扩容提供了空间。

关键词：发射架定向器,改进设计

参考文献

[1]杨炳华, 王旭, 廖飞佳, 等.新疆人工影响天气[M].北京:气象出版社, 2014:271-294.

[2]陈光学, 王铮.人工影响天气作业方法及设备[M].北京:中国宇航出版社, 2002:96-100.

[3]章澄昌, 许焕斌, 段英.人工影响天气岗位培训教材[M].北京:气象出版社, 2003:201.

火箭发射器篇8

(简称“子午工程”) 首枚探空火箭在中国科学院海南探空部发射场成功发射。这一试验的成功将为我国自主监测空间环境、保障空间活动安全发挥重要作用。

“子午工程”是我国“十一五”中期投资建设的一个能够在地面持续运行的、综合性的、跨区域的大型空间环境观测网络。可连续监测地球表面20公里到几百公里的中高层大气、电离层和磁层以及十几个地球半径以外的行星际空间环境参数, 将为增强我国空间科技的创新能力, 保障空间活动安全做出贡献。

火箭发射器篇9

在数字电子技术的支持下,基于数电原理的倒计时器应运而生,倒计时器的作用是巨大的,在医疗,交通,军事,航空航天与生产生活中都有着广泛的应用。随着社会的发展,普通记录时间与正计时功能的计时器早已满足不了人们的需求。本文主要研究基于Multisim的倒计时器,论述其设计原理及方法,希望此种数电倒计时器的设计能够得到广泛应用及发展。

1 电路设计

30秒倒计时系统中,计时电路采用74LS192减计数器。设计时分为各位计数及十位计数。

(1)74LS192组成的减计数单元

个位 :初值为9, 因此A、D端接高电平,B、C端接低电平,初值为1001。电路如图所示。

十位 :初值为2,因此B接高电平,A、C、D端接低电平,初值为0010。电路如图所示。

由于需要进行减计数,因此两块芯片的DOWN端为接受脉冲输入端。个位的脉冲来自函数发生器,十位的脉冲来自个位的借位端13端子的输出。两块芯片的UP端子均接高电平,CLR端接低电平。

个位状态转换 :1001→1000→0111→0110→0101→0100→0011→0010→0001→0000——————→1001→1000→0111……

十位状态转换 :0010→0001→0000

(2)74LS48D组成的译码单元

ABCD是输入端 ,abcdefg是输出端,当3、4、5端子接高电平时,器件是七段译码功能。

输入端接74LS192的输出端QA、QB、QC、QD,输出端接共阴极七段数码管的A、B、C、D、E、F、G。

(3)显示与启停电路

由于需要输出高电平有效,所以选择共阴极的七段数码管。

首先,需要数码管显示为00后3s灯亮,用两个或非门接到个位控制电路74LS192的输出端,保证当4个端子输出都为0时,输出一个高电平,同理,一个或非门接到十位控制电路74LS192的低位输出端QA、QB,使输出为00时,产生一个高电平,当个位控制电路和十位控制电路同时满足输出0时,输出一个高电平,因此再接上两个与门。

当满足输出全零后,用74LS192的减计数功能进行3s的倒计时,脉冲由函数发生器给。在74LS192的输出端接一个与门,当输出为0011时,灯亮。以此循环,每隔三秒灯闪亮一次。

启动方面,当开关断开时,十位和个位的控制电路的LOAD端均接收到低电平,当闭合开关后,收到的均为高电平,便重新置数。

停止方面,由于要求最终数码管显示为00时,倒计时器要停止技术,因此,在控制十位器件的借位端引出一条线,通过一个与门将其和函数发生器连接起来,在十位没到零时,13端子一直都是高电平,通过与门后连接个位控制的DOWN端子。当十位归零后,13端子需借位,输出低电平,通过与门将个位输出脉冲封锁,使整个计数器停止工作。

2 电路仿真与原理

倒计时装置在最初显示为29,启动按钮后,倒计时装置开始计时,时间显示为00后过3秒LED灯开始闪亮。

倒计时装置由两片74LS192的减计数功能来实现。由于需要高电平为有效输入,因此选择共阴极的七位输入的数码管。由于数码管是七位输入,74LS192是四位输出,于是选择了型号为74LS48的译码器来实现译码功能。在两个数码管显示为零后,要求LED在三秒后发光,于是在两片74LS192的输出端,分别接或非门和与门,来实现输出全零的时候有一个高电平的输出端。因为需要发光有三秒延时,就同样选择74LS192来进行3秒的倒计时,三秒后,LED灯亮,并且每隔三秒就闪亮。仿真电路如图示。

3 总结

火箭发射器篇10

无人机是“无人驾驶空中飞行器”的简称, 它的出现己有近一百年的历史。随着科学技术的发展, 无人驾驶飞机在军事领域的应用日益广泛, 已经从早期的无人驾驶侦察机, 发展至今天的无人驾驶电子干扰机、无人驾驶攻击机和无人驾驶作战机, 无人机己经从战术用途发展为战略用途。无人机具有隐蔽性好, 生命力强; 造价低廉, 不惧伤亡; 起降简单, 操作灵活等诸多优点而备受各国青睐［1，2］。因此, 探讨无人机飞行关键阶段的起飞发射技术, 保障无人机稳定安全起飞, 对无人机发射方案选择具有参考价值, 对无人机的未来发展具有十分重要的意义。

火箭助推发射是无人机飞行过程中较为复杂的阶段之一。飞机从静态借助推火箭和发动机推力达到一定的高度和速度, 并保持一定的姿态。此阶段的特殊性在于飞行速度、高度较低, 气动舵面控制效果差, 姿态对发射参数极为敏感。在气动力还不能充分起作用的发射初期, 良好的发射方式是决定发射成功与否的关键。而无人机发射阶段中的沿滑轨起飞到脱离滑轨这一阶段是起飞阶段的第一步, 这个阶段的发射方式和发射参数的设置在整个无人机发射过程中起着至关重要的作用。本文以某类无人机为研究对象, 按照箱式火箭助推发射方式, 建立了有限元模型, 分析了无人机滑轨起飞段动态特性, 得到了无人机的能量平衡关系和运动学特征, 为无人机的发射提供一定的理论参考。

1 无人机模型的建立

无人机的固定参数: 圆柱机身, 半球形头部, 平直机翼, 正常式布局, 喷气式动力设计; 飞机外形尺寸为: 机长3. 6 m, 翼展2. 3 m, 机高1 m, 机身直径0. 4 m, 最大飞机质量不超过400 kg。

该无人机采用火箭助推方式发射, 并由发射箱储存和运输, 发射时无人机沿左右两条滑轨飞出。为充分利用发射箱空间, 解决发射箱尺寸与尾翼展长之间的矛盾, 该箱式发射无人机采用折叠尾翼。无人机发射系统的三维实体模型主要由发射箱和无人机两大部分组成, 如图1所示。

发射箱平时处于水平状态, 发射时可将发射箱机头一侧顶起, 使飞机以不同的发射角进行发射。

2 无人机模型的有限元分析

2. 1 显式动力学方法

由于无人机发射过程中存在接触、大位移和碰撞等问题, 涉及高速非线性动力学和复杂结构动力学精确建模等研究领域。显式方法特别适用于求解高速动力学事件, 它需要许多小的时间增量来获得高精度的解答, 如果事件持续的时间非常短, 则可能得到高效率的解答, 所以文中求解无人机动态响应过程采用显式动力学方法［3，4］。

动力学求解的基本方程形式如下:

式中: [ M]———质量矩阵;

[C]———阻尼矩阵;

[K]———刚度矩阵;

[ I]———粘性效应项, 考虑阻尼、粘塑、粘弹等效应,

[P]———外部激励作用;

{}———节点加速度向量;

{}·———节点速度向量;

{u}———节点位移向量。

应用中心差分方法对运动方程进行显式的时间积分, 由一个增量步的动力学条件计算下一个增量步的动力学条件。在增量步开始时, 程序求解动力学平衡方程, 即节点质量矩阵M乘以节点加速度¨u等于节点的合力 ( 所施加的外力P与单元内力I之间的差值) 。

在当前增量步开始时 ( t时刻) , 计算加速度为:

由于显式算法总是采用一个对角的、或者集中的质量矩阵, 所以求解加速度并不复杂, 不必同时求解联立方程。任何节点的加速度完全取决于节点质量和作用在节点上的合力, 这使得节点计算的成本非常低。

对加速度在时间上进行积分采用中心差分方法, 在计算速度的变化时假定加速度为常数。应用这个速度的变化值加上前一个增量步中点的速度来确定当前增量步中点的速度:

速度对时间的积分并加上在增量步开始时的位移以确定增量步结束时的位移:

在增量步开始时提供了满足动力学平衡条件的加速度。得到了加速度后, 在时间上“显式地”前推速度和位移。所谓“显式”是指在增量步结束时的状态仅依赖于该增量步开始时的位移、速度和加速度。为了使该方法产生精确的结果, 时间增量必须相当小, 这样在增量步中加速度几乎为常数。由于时间增量步必须很小, 一个典型的分析需要成千上万个增量步。由于不必同时求解联立方程组, 所以每一个增量步的计算成本很低。大部分的计算成本消耗在单元的计算上, 以此确定作用在节点上的单元内力。单元的计算包括确定单元应变和应用材料本构关系 ( 单元刚度) 确定单元应力, 从而进一步计算出内力。

2. 2 有限元模型

根据无人机各构件的几何尺寸, 利用有限元分析软件ABAQUS建立无人机发射系统有限元模型, 包括无人机的发射箱、机身、机翼、助推火箭、发射导轨、滑块、导轨架等, 网格模型如图2 所示。

根据相互位置关系和约束关系建立边界条件, 利用显式动力学方法求解无人机发射的运动规律和冲击载荷。

3 结果分析

无人机在导轨滑行助推段, 飞行速度较低, 且受到导轨的约束, 因此不考虑空气动力; 燃气流对无人机的发射也有一定影响, 但不作为本文研究重点, 故不作考虑。无人机此时受到的力主要是: 助推火箭的推力、无人机发动机的推力、导轨对机体 ( 滑块) 的支撑碰撞约束力、限位开关未开锁时的闭锁力以及重力［5，6］。在无人机有限元模型中加载这些力, 通过计算分析, 得到了无人机的能量平衡和运动特性。

3. 1能量分析 ( 图3)

由图3 可见, 助推发射时动能一直在不断增加, 能量总和始终近似保持为0, 这表明能量平衡关系得到了满足, 该分析得到了合理的响应。

3. 2 运动学分析

1) 无人机质心的位移 ( 图4, 图5)

由图4 和图5 可见, 在0. 2 s末时, 无人机脱离滑轨, 开始向上起飞; 0. 7 s末, 无人机的上升高度比较小, 前进位移远大于上升位移。

2) 无人机质心的速度 ( 图6、图7)

由图6 和图7 可见, V2 是升力方向的速度, 从0. 2 s末开始增加。V3 是横向速度, 在脱离滑块时有两次震动。V1 为前进的速度, 一直在加速。无人机在离轨时有一定的抖动, 在0. 6 s左右后, 无人机飞行趋于平稳。

从仿真结果来看, 无人机发射阶段速度增长很快, 而高度增加相对较慢; 在前0. 6 s内, 无人机速度较慢, 气动力较小, 控制系统未能完全起作用; 特别是如果采取小角度发射时, 助推火箭必须有一定的纵向安装角, 否则无人机将有坠地的危险。

3) 无人机质心的加速度 ( 图8)

无人机在发射阶段加速度的大小直接关系到机体材料以及飞机内部各部件仪器的承受程度。飞机质心在最初0. 7 s的加速度变化曲线如图8 所示。可以看出无人机滑轨起飞段, 滑块和导轨有一定的碰撞, 因此, 助推火箭不能有过大的纵向安装角。

5 结语

利用ABAQUS软件对无人机火箭助推发射段进行仿真, 得出火箭助推起飞段无人机的能量变化以及助推结束后无人机的高度、速度、加速度等参数, 为无人机的发射提供一定的理论参考。

从速度、高度以及加速度的变化来看, 助推火箭工作段结束后, 无人机的动态特性均能达到设计指标。但由于无人机在离轨后飞行速度还很慢, 空气产生的动力还不足以使控制舵完全起作用, 且在小角度发射时空气升力也较小, 要确保无人机的安全发射, 使其在短时间内达到一定的飞行高度, 需要采用一定的发射角和火箭安装角进行发射。

摘要：为检验某无人机火箭助推发射装置的性能, 建立无人机发射系统的三维实体模型及有限元模型, 并基于显式动力学方法对无人机有限元模型进行动力学仿真。由仿真结果可知, 能量平衡关系得到了满足, 无人机运动特性均满足设计要求, 为无人机的发射提供了一定的参考。

关键词：无人机,火箭助推发射,动力学仿真

参考文献

[1]何庆, 刘东升, 于存贵, 等.无人机发射技术[J].飞航导弹.2010, 2:24-27.

[2]汪汝伟.无人机车载箱式发射结构优化、动力学仿真及有限元分析[J].南京理工大学.2007:1-57.

[3]庄茁, 由小川, 等.基于ABAQUS的有限元分析和应用[D].北京:清华大学出版社.2009.

[4]蔡德勇, 马大为.无人机折叠尾翼机构性能分析及改进设计[J].机械设计.2011, 28 (7) :65-68.

[5]周同礼.某型无人机发射段飞行轨迹研究[J].南京航空航天大学学报.1988, 20 (3) :49~57.

二氧化碳气火箭，发射！篇11

准备材料：

装鱼漂的塑料管1个、透明胶带1卷、无针头的注射器1个、粗吸管1根、超轻黏土1块、空矿泉水瓶1个、剪刀、101胶水、白醋、小苏打。

制作过程：

在塑料管有自带封帽的一端滴几滴101胶水粘紧，再用超轻黏土做成一个火箭头。

在塑料管另一端管口绕上几圈透明胶带（注意：透明胶带绕的圈数可根据封帽的松紧度来定，不能太松也不能太紧）。

用注射器量取20毫升白醋放入塑料管中，并盖好封帽。

用吸管取半管的小苏打，连同吸管一起放入塑料管中，使白醋和小苏打不接触。

用封帽封住塑料管口。

倒置塑料管，使白醋和小苏打接触，并将塑料管迅速放入矿泉水瓶中。

塑料管中会产生大量气泡，过一会儿，这枚“小火箭”会“嘣”的一声发射出去。

实验揭秘：

火箭发射器篇12

内装式空中发射法是将箭体置于运输机机舱内,由载机带至高空进行空投发射。相比其他空中发射方法具有可运载荷大,安全性高,无需对载机改装等优势,是一种低成本、可快速发射小型运载火箭的发射技术[1,2]。但由于箭机分离过程的特殊性,火箭出舱后有正的俯仰角速度,且考虑载机的安全,火箭需要在远离载机一定距离后点火发射,分离过程存在无动力飞行段。为满足火箭点火时的姿态要求,需要对火箭点火发射前的姿态进行控制。采用连接在箭尾的稳定伞可以调整分离过程中增大的俯仰角到理想点火条件[1]。但伞作为被动控制系统,无法精确控制火箭姿态,同时在大攻角下箭首会出现不对称涡,产生偏航力矩,导致箭体偏转。使用反作用控制系统(RCS)控制分离过程姿态,可以达到较高的控制精度,但需要较大的推力才能达到控制要求,尤其是俯仰通道姿态控制,通过多台发动机并联才能满足推力要求[3],从而增大了箭体结构质量,且受箭体尺寸和外形限制,RCS发动机布局困难。

本文提出采用稳定伞调整俯仰姿态,结合反作用控制系统稳定偏航、滚转通道的控制方案,综合了伞和RCS的优势,降低了控制系统的成本和箭体结构质量。仿真验证了该控制方案可行性和鲁棒性。

1 姿态控制方案

内装式空中发射的出舱分离流程如下:

(1)使用运输机将火箭带升至一定高度,载机以一定俯仰角飞行,打开载机货舱门,展开连接在箭体尾部的稳定伞;

(2)伞完全展开稳定后,解除箭体约束,火箭沿舱内的轮胎导轨滑行出舱;

(3)火箭姿态达到点火条件且箭机距离满足安全要求时点火发射。

火箭开始出舱至箭体完全出舱过程中,在稳定伞拉力与重力共同作用下箭体快速出舱,由于箭首出舱时受货桥支持力作用,箭体出舱后有一正的俯仰角速度。火箭完全出舱后箭体俯仰角增大,此时伞起到抑制俯仰角增大的作用;当箭体远离载机一定距离时,启动偏航和滚转通道的反作用控制,保持偏航和滚转通道的稳定,直至箭体达到最大俯仰角时发动机点火。

1.1 稳定伞方案

内装式空射箭伞结合方式如图1所示,连接点位于箭尾中心。

由于伞在分离开始前已经完全展开,可不考虑开伞过程对箭体运动和其所受载荷的影响。作为调整箭体俯仰姿态的关键,伞需要有较高的可靠性和稳定性。伞的可靠性可通过提高伞组成部件的可靠性达到;而伞的稳定性则与伞衣型式有关,同时伞是在载机飞行过程从货舱门中展开,为避免伞与载机机尾的纠缠,需要尽量降低伞的尺寸,即选择具有较高阻力系数的伞型。本文所选伞型为无肋导向面伞,其阻力系数平均值为0.8,在自由流中摆角在3°内,满足内装空射分离稳定伞的稳定性和尺寸要求。通过仿真计算选取稳定伞参考面积3.7 m2,此时箭体点火时刻俯仰角,即最大俯仰角为80°。

1.2 RCS方案设计

由于箭尾连接了稳定伞,RCS若安置于箭尾,在分离过程中RCS发动机喷流可能与伞绳接触,导致俯仰失控。故将RCS安置于箭首,如图2所示。

图中1和2发动机控制偏航通道,3、6和4、5发动机控制滚转通道;正常工作情况下,1、2不同时开启,3、6为一组同时开启,4、5为一组同时开启,两组不同时开启。各发动机推力值如表1。

2 RCS控制器设计

RCS发动机推力值为固定值,其控制量是发动机开关时间。针对开关控制量的控制律设计,先设计连续控制器,然后通过调制器生成等效的开关控制指令。采用脉冲调宽调频(PWPF)调制器即可将连续控制量生成等效的开关指令。PWPF调制器的框图如图3所示,前向通道包含惯性环节和施密特触发器。惯性环节参数包括放大系数Km、时间常数Tm,施密特触发器参数包括脉冲输出幅值Am、关门限Uoff和开门限Uon。

有关PWPF调制器的特性分析参见文献[4],这里直接给出选定的PWPF调制器参数如表2。

根据运载火箭的姿态动力学特点以及姿态稳定与控制性能指标要求,采用经典PID控制律,如式(1)。

$δ_{c x} = a_{0}^{x} x + a_{1}^{x} \dot{x} + a_{- 1}^{x} \int x d t (1)$

式(1)中,x代表运载火箭姿态角,δcx为相应通道的连续姿态控制指令。姿态控制指令经过PWPF调制器生成RCS发动机开关指令。

RCS方案的姿态控制系统框图如图4所示。

为了减小高度损失和速度损失,运载火箭滑出载机机舱后需要迅速完成姿态调整,因此运载火箭发动机点火前的姿态运动将剧烈变化。对于采用反作用控制的偏航和滚转通道,在发动机点火时要求其角度和角速度尽可能小。

采用频域设计方法对运载火箭偏航和滚转通道的姿态PID控制器进行设计。PID控制器生成的连续控制指令经过PWPF调制器生成RCS推力器开关控制指令。由于PWPF调制器会减小系统低频幅值和稳定裕度,因而,采用连续设计方法得到的PID控制器参数还需要进一步整定。通过仿真对控制器参数进行调整,以满足系统性能要求。

3 仿真验证

3.1 仿真平台

应用多体系统动力学仿真软件ADAMS建立内装空中发射系统的分离动力学模型,使用MATLAB/Simulink进行气动力计算。实现对开始出舱至点火分离过程的联合仿真。

建模时采用V形槽模拟机舱内轮胎导轨作用,如图5,实现箭体出舱时在机舱内的运动约束。

仿真过程中ADAMS负责计算运动参数,并按取样频率向Simulink输出;MATLAB根据输出计算当前箭体和伞所受气动力并反馈到ADAMS中,为其下一步计算提供输入。

稳定伞完全展开且箭体开始出舱为仿真起始时刻,箭体完全出舱后,当箭首离开载机一定距离时RCS启动,根据姿态控制器输出计算RCS发动机作用于箭体的力和力矩,反馈到动力学模型中。

3.2 干扰定义

空中发射分离过程中,载机选择在姿态平稳时刻进行箭机分离。但无法预测分离开始后的阵风扰动,因此仿真时加入1-cosine型离散阵风作为侧风干扰,其数学表达式如式(2)。

$V_{w i n d} = {\begin{matrix} 0 ‚ & x < 0 \\ \frac{V_{m}}{2} [1 - \cos (\frac{π x}{d_{m}})] ‚ & 0 \leq x \leq d_{m} \\ V_{m} ‚ & x > d_{m} \end{matrix} (2)$

式(2)中为Vm阵风强度,dm为阵风场长度,x为飞行器在风场中的运动距离,Vwind为弹体系下的合成风速度。当阵风强度为25 m/s,阵风场长度600 m,火箭运动速度150 m/s时,弹体系下阵风强度与时间关系如图6所示。阵风干扰主要对伞的拉力方向产生影响,从而改变伞拉力对箭体的力矩作用,导致箭体姿态的变化。

由于火箭出舱后会经历大攻角飞行状态,当攻角增达到一定值时,箭首非对称涡开始出现,导致箭体开始出现侧向力和偏航力矩,C—17运输机空投模拟运载火箭试验结果显示,箭体最终偏航角度达到18°,其中的一个原因就是大攻角飞行情况下的偏航力矩[2]。为了模拟这种干扰,仿真时在火箭攻角α满足35°≤α≤70°时对箭体施加一定的侧向力和偏航力矩。

3.3 仿真设置

仿真参数与分离初始条件如表3所示。

考虑到载机安全,选择箭首出舱后距离机尾10 m时作为RCS启控时刻。

为验证分离控制效果,分别进行无控分离过程仿真和有控分离过程仿真。

3.4 仿真结果与分析

仿真结果显示两种情况下俯仰通道变化规律相同,有控分离下出舱开始8.495 s达到最大俯仰角80.17°,无控分离出舱开始8.51 s达到最大俯仰角80.35°,可见两者差距很小。这里只给出有控仿真结果:分离开始4.74 s后箭体完全出舱,在货桥对箭首的支持力作用下,箭体出舱时有正的俯仰角速度,俯仰角不断增大,如图7;同时伞对箭体的拉力使这一角速度逐渐降低,如图8。火箭达到最大俯仰角时的俯仰角速度为0.037 °/s,距载机98.37 m,可选为点火时刻,此时角速度最小,有利于点火后姿态控制。

分离开始5.716 s时RCS启控,图9—图10为有控与无控情况下偏航角和滚转角结果对比。可见无控状态下当火箭俯仰角达到点火条件时,偏航和滚转通道存在较大的偏差;反作用控制可有效抑制火箭分离过程中干扰带来的偏航与滚转通道角度误差,降低点火时的偏航和滚转误差。

表4为RCS启控时刻与火箭点火时刻偏航通道与滚转通道的角度和角速度误差。在点火时偏航和滚转通道满足角度误差小于0.5°,角速度误差小于0.2°/s的姿态控制要求。

图11为偏航与滚转通道的RCS发动机开关曲线图,取RCS发动机比冲为300 s,可计算出在存在阵风干扰时,从启控到点火时刻RCS燃料消耗约3.55 kg。

4 结束语

对于内装式空射发射方法,出舱后的姿态控制是成功点火发射的关键。本文采用伞主控俯仰通道,RCS稳定偏航和滚转通道。该控制方案综合了伞和RCS的优势,可降低控制系统的成本和箭体结构质量;能在较短的时间内消除干扰带来的误差。

仿真验证了在强阵风和大攻角飞行时产生的偏航力矩干扰下,该控制系统可以满足点火时刻的姿态控制精度要求。

摘要：内装式空中发射是由载机将置于机舱内的火箭带至高空进行空投发射。针对点火发射前箭体姿态控制问题,提出一种采用稳定伞调整俯仰姿态,反作用控制系统稳定偏航、滚转通道的控制方案。通过仿真验证了在强阵风干扰下,采用该方案可满足箭机分离后姿态控制要求。

关键词：空中发射,运载火箭,姿态控制

参考文献

[1] Marti S K,Nesrin S K.Trade studies for air launching a small launchvehicle from a cargo aircraft.AIAA 2005—0621,2005

[2] Marti S K,Nesrin S K.Flight testing of a gravity air launch method toenable responsive space access.AIAA 2007—6146,2007

[3]何民.内装式空射运载火箭初始弹道稳定方法研究.西安:西北工业大学,2010