搜索结果: 1-15 共查到“兵器科学与技术 火箭”相关记录445条 . 查询时间(0.093 秒)
采用工作时长200 s的固体火箭发动机地面热试车的试验，对由6.7μm和7.1μm费氏粒度的W8Cu钨粉制备的钨渗铜喉衬进行研究。通过对试验结果宏观-微观的渐进分析，获得喉衬截面沿燃气方向的不同宏观表征；通过微观形貌和能谱分析，显示不同部位表面元素含量的差异，包括燃料粒子的烧蚀沉积和钨铜基体的裸露形态，反映了高温粒子流冲刷对喉衬的机械剥蚀影响。实验结果获得了钨粉费氏粒度与钨渗铜喉衬抗烧蚀能力的相关...
火箭橇试验地面橇载转电控制设计
地面电源供电 橇载电源供电 地橇转电控制 远程无缝转接
2020/6/1
提出了远程无缝地面电源供电转橇载电源供电即地橇转电的控制思路，即考虑一般在发射前几十秒，操作人员不能靠近火箭橇体，给橇载设备供电的地面电源要转换到橇载电源供电，在地橇转电过程中橇载设备不能断电，必须远程无缝转接控制。进行了系统原理设计，地面供电、橇载供电设计，远程无缝转电控制设计等。开发了适合火箭橇试验地面橇载转电的控制系统，控制方式安全可靠，转电方式灵活，成功应用在多发火箭橇试验控制中。
火箭炮弹箱遥操作吊装技术研究
火箭炮弹箱 无人吊装 遥操作
2020/4/23
阐述了火箭炮弹箱装填技术的现状和背景需求，指出无人装填是发展趋势。提出了一种火箭炮弹箱遥操作吊装技术方案，进行了结构原理、实施方式详细论述，并进行了理论计算和验证，证明了方案的可行性，可作为将来火箭炮弹箱无人装填技术参考。
亚声速火箭橇试验巡航弹道设计
火箭橇试验 巡航弹道 俯仰力矩 滑动摩擦阻力
2020/4/8
为有效获取亚声速导弹弹翼展开、子弹抛散、液体发动机工作时序及速度时程曲线，以火箭橇地面模拟试验系统为基础，根据火箭橇运动学方程，提出一种亚声速火箭橇试验巡航弹道设计方法，通过验证和数据对比，分析影响弹道精度的主要因素，指出在弹道设计中增加由俯仰力矩和偏航力矩引起的滑动摩擦阻力，实现巡航弹道计算误差控制在3%以内。该研究可为后续亚声速巡航导弹、无人机、滑翔弹等武器系统火箭橇验证试验弹道设计提供理论依...
航空火箭杀爆弹动态爆炸威力仿真分析
航空火箭杀爆弹 武装直升机 人员目标 动态爆炸
2020/4/5
针对人员目标，通过理论公式计算获得破片初速、飞散方向角和冲击波超压，结合火箭弹落速、落角，建立动态爆炸威力仿真计算模型，研究了炸高在15 m内，落角10°和60°，落速分别为200 m/s、300 m/s、400 m/s和500 m/s时毁伤面积随炸高的变化规律。结果表明：相同炸高下，落角相比落速对毁伤面积影响更大；毁伤面积在落角10°时随炸高的增加会出现极值点，落角60°时随炸高的增加逐渐增加后...
考虑分离安全性的运载火箭卫星舱壳体结构设计，基于柔性多体动力学理论，建立了卫星舱壳体平抛分离参数化模型，采用基于方差测度的非线性回归法，对卫星舱壳体各分区结构尺寸、铺层厚度、推冲器作用位置等参数进行灵敏度分析。选取重要设计变量，以壳体质量最轻为优化目标，以分离速度和分离最小间隙为约束，应用近似模型进行优化设计。优化后的卫星舱壳体质量降低48.3%，提高了火箭的有效载荷运载能力。
现阶段无论在仿真分析领域还是技术探测领域，固体火箭发动机结构完整性的研究均已取得一定进展。结合国内外技术发展现状，总结各环境载荷条件下固体火箭发动机结构完整性研究的成果及不足，对比各固体火箭发动机结构完整性研究的途径，提出下一步研究领域的重点，对固体火箭发动机结构完整性的研究提出建议。
液体火箭发动机射流泵供应系统仿真分析
液体火箭发动机 射流泵供应系统 仿真分析
2020/1/10
某液体火箭发动机入口压力偏低，采用射流泵为主泵入口增压以避免主泵离心轮内出现气蚀，射流泵、主泵等组件共同构成射流泵供应系统。在发动机起动过程中，射流泵的性能影响主泵的气蚀断裂余量。建立发动机及射流泵供应系统动力学模型，开展发动机起动过程仿真。分析射流泵供应系统中推进剂温升对泵工作的影响，研究阀门打开压力、发动机入口压力对发动机起动过程的影响。结果表明：对于射流泵供应系统起动过程，分析泵的气蚀余量时...
对火箭橇多级发动机串联运行以电网形式点火进行仿真，结果表明结构简单和低成本的一体式半导体桥点火装置安装位置的应力和应变很小，影响因素为发动机工作内压。点火装置单项试验和发动机地面静止点火试验结果表明：点火装置的响应时间短，满足电网点火要求，本体和连接结构的密封性和可靠性以及发火性能满足发动机工作要求，适用于多级火箭橇发动机电网点火。
建立了火箭弹离轨发射过程的起始扰动时的推力偏心数学模型，给出了火箭弹下沉量计算公式。采用虚拟样机方法，利用ADAMS动力学软件建立同时离轨火箭弹发射动力学模型，对不同推力偏心下火箭弹离轨过程进行了仿真分析，结果表明：发动机推力偏心对质量大、初速低的火箭弹离轨姿态扰动明显，离轨过程姿态角逐渐增大，增大火箭弹发射的起始扰动；火箭弹离轨安全性随推力偏心角的增大而降低，在发射箱的结构设计中应充分考虑推力偏...
一种近程简易制导火箭方案设计和仿真
单兵火箭 制导模块 脉冲推力器 弹道修正
2019/9/28
提出了一种低成本、简易制导火箭设计方案。方案采用捷联激光导引头探测目标的位置信息，经信息处理后，通过弹上环状微脉冲推力器作用，实现对火箭弹道的修正。系统建模、仿真分析和试验表明：通过合理匹配简易制导火箭导引头开机时间、起控时刻、脉冲推力器总冲等参数，可使脱靶量小于1.2m，能够满足单兵火箭对目标命中精度的要求，且大幅降低了制导火箭成本，具有重要的工程参考价值。
采用“作战能力”+“作战适用性”的模式，构建了无人机协同下远程火箭炮作战效能评估指标体系。依据所建评估指标体系，确立了作战系统的可用性向量和可信性矩阵，提出了基于模糊层次分析法的作战能力计算模型。以某型无人机为例，运用仿真模型计算了该型无人机协同下远程火箭炮的作战效能。其评估结果对部队开展实战化训练和推动武器装备技术升级具有重要参考价值。
火箭橇试验轨道瞬态应力应变测量与分析
应力应变 信号调理 试验验证
2019/9/16
在火箭橇试验过程轨道应力应变的测量与分析中，研发相应的信号调理装置，实现应变信号的放大、滤波等；通过搭载试验测试，获得轨道应力应变测试数据；为轨道结构安全设计提供支撑。
火箭橇时空位置测试数据处理算法分析
火箭橇 时空位置 数据处理 算法
2019/8/18
针对基于光电阻隔探测技术的火箭橇时空位置动态测试方法，提出了两段加速度迭代法的弹道方程参数优化算法，建立了火箭橇时空位置数据处理模型，该数据处理方法简单、误差小，通过实验测试数据分析验证，得到的位移方程闭合，火箭橇运行过程的航向加速度与实际测试结果较为吻合，有效提升了导航系统动态性能考核试验测试结果数据处理的精度。