运载火箭

摘要： 2月27日11时06分,我国在海南文昌航天发射场使用长征八号运载火箭成功将22颗卫星发射升空,创造了我国一箭多星新纪录。海南省工信厅无线电监督管理局(简称“海南无管局”)圆满完成航天发射无线电安全保障任务。此次发射是我国新一代运载火箭2022年的首次发射任务,意义重大。无线电通信作为航天器开展数据传输、信息通信等业务的唯一手段,对航天发射成功与否至关重要。为确保完成好此次航天发射保障任务,海南无管局联合公安、广电、民航等重点用频设台单位,成立了海口、文昌两个无线电指挥中心,统筹协调,全面了解各类重要业务频率台站使用情况,提前化解用频冲突。

摘要： 国内动态长四丙成功发射陆地探测一号01组B星2月27日,长征四号丙运载火箭在酒泉卫星发射中心将陆地探测一号01组B星送入太空,卫星随后进入预定轨道,任务取得圆满成功。陆地探测一号01组B星由上海航天技术研究院抓总研制,双星会面后,将与A星形成近距离绕飞编队或组网运行状态。

摘要： “长征五号”运载火箭的大推力氢氧发动机的氢系统采用循环泵驱动的循环预冷方案。永磁同步电机是循环泵的动力元件,采用无传感器矢量控制技术进行控制。介绍了液氢循环预冷控制系统设计方案,阐述了坐标变换和数学建模、空间矢量脉宽调制技术、无传感器控制技术的设计原理,对两种系统传输线缆设计进行了分析和对比。对振荡周期、液氮环境循环泵抖振、液氢环境电机失速等研究内容进行了仿真试验验证和系统级试验验证。仿真结果表明:采用无传感器矢量控制技术的循环预冷控制系统具有安装简单、转速调节灵活和负载波动适应能力强等优点。

摘要： 量子,是目前已探测到的微观物理世界中最小的单位,它小到无法分割,却存在许多不可思议的“特异功能”。2016年8月16日,酒泉卫星发射中心用“长征二号丁”运载火箭,将世界上首枚科学实验卫星“墨子”号发射升空,在通信技术领域为中国摘得了一枚金牌。“墨子”号的成功发射,将我国自主研发的量子通信设备带上了太空。

摘要： 1引言2021年4月27日,长征六号火箭在太原卫星发射中心点火升空,以“一箭九星”的方式将3颗主星和6颗搭载卫星成功送入预定轨道。2022年2月27日,长征八号遥二运载火箭在海南文昌发射场,将22颗卫星顺利送入轨道。连续成功的多星发射拉开了中国航天“拼车发射”帷幕,为小卫星星座发射入轨提供了新的市场机会。本文通过形势分析、过程分析、实践总结,探索运载火箭“拼车发射”的服务模式创新,并得出若干启示建议。

摘要： 为满足运载火箭测量系统对火箭各部段分离进行可视化拍摄的需求,提出一种运载火箭摄像装置视场有效性仿真分析方法。以某型运载火箭发射任务为背景,针对不同的发射窗口,对火箭飞行全过程中摄像装置视场出现太阳的时段进行统计,并对摄像装置的拍摄任务开展摄像装置视场有效性分析。结果表明:该方法可以为发射窗口的制定提供依据,在不影响发射任务的前提下最大程度地保障摄像装置的视场有效性,具有较强的工程应用价值。

摘要： 上海航天精密机械研究所隶属于中国航天科技集团有限公司第八研究院,国防科研事业单位,前身为建于1958年的原国防部五院一分院第二设计部,是我国第一代地空导弹研究设计单位之一,现主要承担战术武器总体结构和总装综测、运载火箭箭体结构和大型环境试验等航天军工产品的研制、生产任务。

摘要： 我国成功发射遥感三十四号02星3月17日,我国在酒泉卫星发射中心用长征四号丙运载火箭,成功将遥感三十四号02星发射升空,卫星顺利进入预定轨道,发射任务获得圆满成功。该卫星主要用于提供国土普查、城市规划、农作物估产和防灾减灾等信息服务。

摘要： 针对速率陀螺在运载火箭上的应用以及冗余方式进行了介绍,从速率陀螺的应用原理、冗余方式两方面进行了总结与归纳。针对CZ-2F双冗余速率陀螺方案,给出了姿控网络设计频域曲线及时域仿真结果,仿真结果表明,考虑单个速率陀螺故障下进行姿控系统设计,保证具有足够的稳定裕度,可以实现火箭在故障下的稳定飞行。

摘要： 针对运载火箭箭体结构舱段装配过程中形位精度测量及变形控制的需求,开展超大尺寸舱段精确、高效测量技术研究。首先,对比分析了不同测量技术方案的优缺点;其次,根据摄影测量技术的原理建立了超大尺寸舱段摄影测量的流程,完成了点云数据的采集,基于点云数据重构产品模型,开发软件进行数据的对齐与对比,实现产品形位精度的测量与装配变形的分析;最后,通过某超大尺寸铆接舱段的实例,验证了摄影测量方法及装配变形分析技术的可行性。

摘要： 通过提高环境应力来快速激发一些潜伏极深或间歇性的故障,其依托于失效物理分析,在中心计算机研制初期发现、研究和纠正故障,及时为产品设计改进提供有效信息,以提升产品的可靠度,确保运载火箭发射飞行任务成功实施.

摘要： 传统的运载火箭模态参数设计方法难以满足新形势对运载火箭研制的快速、高效等要求,为此研究了一种运载火箭模态参数快速分析技术:通过分析运载火箭的传统模态分析方法及流程,基于Delphi语言运用CAD和CAE集成、人机交互、数据库等开发的关键技术,直接利用大型商业软件,通过软件工程化的方法构建了运载火箭模态参数快速分析平台.该平台以运载火箭结构设计参数为输入条件,可快速、高效地对其全箭的模态参数和结构方案的可行性进行分析,并通过一个实例验证了此项技术的正确性和可行性.该项技术为运载火箭研制提供了一种新的思路方法.

摘要： 根据三聚氰胺泡沫塑料吸声机理,研究了被动控制的整流罩内声场降噪方法,采用统计能量数值仿真和混响室噪声环境试验方法,对运载火箭整流罩的声振响应及降噪能力进行了数值仿真预示及试验验证,验证了三聚氰胺泡沫塑料吸声材料在运载火箭整流罩噪声控制中的降噪性能及仿真预示模型的准确性.

摘要： 人体对低频振动的耐受力较差,为精准分析影响航天员工作的20Hz频率以下振动,通过研究基于EMD的瞬时频率分析方法,结合运载火箭振动数据特点建立了火箭振动数据时频定位模型和算法.经实测数据检验,验证了该算法分析结果的精确性,与传统的傅里叶分析方法相对比,实现了航天员敏感的20Hz频率以下振动数据时间、频率、能量的准确定位.

摘要： 本文采用多组分模型对某固体运载火箭RCS侧向喷流干扰流场进行了数值模拟研究,首先开展了典型流场特征和热环境产生机理分析,然后重点分析了典型弹道特征点、飞行攻角和边界层流态对喷口附近热环境的影响规律.研究结果表明:亚声速状态RCS喷流对箭体壁面参数影响很小,对流热环境可以忽略;超声速状态RCS侧向喷流引起激波/边界层相互干扰,在喷口附近区域产生显著的气动加热效应;低空状态RCS喷流影响区域较小,高热流主要集中在喷口附近.高空条件下,RCS喷流干扰作用显著增强而且喷流之间相互干扰,中心子午线区域热流干扰因子高达100;喷口前分离区长度随飞行攻角增大而增加,而喷口附近峰值热流随飞行攻角增大几乎线性降低;边界层流态对喷口附近流场结构影响很大,其中层流状态出现多次分离—再附现象,但其热流峰值与湍流差别不大,甚至会出现层流状态高于湍流的现象.

摘要： 含牵制释放系统的运载火箭发射包括竖立、牵制、释放、缓释等过程.针对整个过程中的动力学响应分析涉及到边界条件突变和相邻过程状态传递的问题,本文提出了一种新型的运载火箭牵制释放全过程结构动力学统一计算方法.该方法分别利用Abaqus有限元软件的分析步功能和生死单元实现数据传递和模拟界面分离,运用连接器单元和梁单元组合体对牵制释放装置进行建模,实现牵制力消失、缓释力接替的时序特征.以气动连杆机构为核心的支承、牵制、缓释一体的牵制释放系统为例,分析了两种无缓释直接释放及两种缓释释放情况下箭体瞬态响应,通过各种工况下特征点的载荷、加速度峰值等指标,对比分析了不同牵制力撤去时间和不同特点缓释曲线对减缓箭体冲击的效果,提出了对缓释装置性能的要求.研究结果表明:该方法操作性好、数据传递性好、精度更高,可适用于不同时刻释放、不同释放时间、解锁不同步、不同牵制缓释放时序下运载火箭结构动力响应分析,为牵制释放系统的研制提供参考.

摘要： 在运载火箭贮箱增压系统中,贮箱压力的有效控制对于确定合理的增压压力、减轻载重、提高系统可靠性有着非常重要的意义.为实现精度更高、连续稳定、易于控制的压力调节,本文针对贮箱增压系统提出了使用特型型面调节锥的可调文氏管设计方法,确定了基于负反馈控制原理的闭式增压试验方案和基于PLC与LabVIEW的系统控制与数据采集方案,搭建了贮箱增压试验系统,开展了贮箱的自动增压试验.结果表明,可调文氏管能够在较高精度范围内实现连续稳定的压力调节,工作过程中调节锥行程和流量之间能够保持较好的线性关系.相关工作可为增压系统中流量调节装置的设计与改进提供参考.

摘要： 运载火箭贮箱增压系统的主要功用是满足发动机入口或泵入口的最低压力要求、保持薄壁贮箱结构的强度和刚度要求、以及提供必要的气枕压力。液体推进相关试验是检验设计合理性和系统综合性能的关键环节,试验的核心在于测控系统.增压系统试验要求可靠性高、抗干扰能力强、控制方便、扩展性好、可视化环境好等.根据要求,选用西门子300系列可编程逻辑控制器(PLC)作为下位机,用LabVIEW开发上位机软件,基于OPC技术实现主从通信,搭建了一套满足技术要求的试验测控系统.针对可调文氏管的增压系统试验,基于脉冲输出、脉冲频率测量、模拟量采集等功能实现了对于步进电机的闭环控制和对压力、流量等物理量的准确测量,经过试验验证,此试验测控系统控制精度高、响应速度快,采集测量的数据准确可靠,成功验证了可调文氏管增压系统的调节性能,得到了增压系统工作的压力、流量数据曲线,在稳压段实现了贮箱压力的稳定控制.该试验测控系统利用模块化方式搭建,便于后期的功能扩展,能够满足多类型、多通道测控的试验要求,是一套灵活可靠的试验测控系统.

摘要： 文中针对XX-5运载火箭导管全位置自动TIG焊接头在不同钨极偏置、装配间隙和焊钳倾斜偏差等工程因素下的焊接性能开展了工艺研究,获得了不同工程因素下的焊接接头性能及金相形貌,并分析了该接头性能及金相形貌差异的原因.试验结果表明,钨极偏置≤0.5mm,装配间隙≤0.3mm,焊钳倾斜≤±5°时,对焊接接头性能无影响,否则焊接接头性能显著下降.

摘要： 分析火箭飞行测控任务中天线安装位置设计,研究计算天线安装位置的方法.针对现在的位置设计主要靠经验选取的情况,提出了两种计算天线安装位置的方法以实现自动化设计.一种采用了基于牛顿一拉夫逊的微分校正进行迭代,寻找满足要求的天线安装位置,计算效率高.另一种采用基于天线安装角α和β的二维离散遍历,搜索所有满足要求的天线安装位置,能给出一定范围的位置,计算效率较前一种低.实验仿真表明,这两种方法均可计算出满足要求的天线安装位置,可根据实际情况选取不同方法进行计算.

摘要： 本申请提供一种运载火箭滚转的控制方法、装置、运载火箭及存储介质，涉及运载火箭技术领域。该运载火箭滚转的控制方法，包括：确定当前飞控周期内各滚转方向对应的待确定滚转角偏差；根据各滚转方向对应的待确定滚转角偏差，确定与各待确定滚转角偏差对应的待增角度；待增角度为运载火箭沿滚转方向旋转滚转角偏差需增加的滚转角度；比较各待增角度的大小，将各待增角度中最小的待增角度对应的待确定滚转角偏差，作为确定的滚转角偏差；根据确定的滚转角偏差，控制运载火箭的滚转。本申请实施例可以根据待增角度对应选择滚转角偏差，避免了更多的发动机工质消耗，提高了运载火箭的运载能力。

摘要： 本发明提供了一种运载火箭反推装置及运载火箭。反推装置包含用于沿液体火箭周向表面均匀设置的多个反推结构，反推结构包含反推小火箭和设置在反推小火箭外部的罩体。反推小火箭通过固定架与液体火箭一子级的表面固定；罩体包含具有卡接件的封头和具有配合件的身部。封头通过卡接件与配合件配合，使得封头与身部紧密连接。封头远离卡接件的另一端用于通过支撑件固定在液体火箭一子级的表面。液体火箭一子级和液体火箭二子级连接段之间的爆炸螺栓引爆后，反推小火箭点火，产生的压力将封头从身部推离，反推小火箭使液体火箭一子级获得反推力，以便液体火箭一子级和液体火箭二子级快速分离。

摘要： 本发明提供了一种多级捆绑运载火箭供配电方法和多级捆绑运载火箭，其中，多级捆绑运载火箭供配电方法，包括：根据火箭的航电系统的多个用电设备的距离跨度确定供电设备的数量；根据供电设备的数量以及火箭的航电系统的多个用电设备的集中度确定供电设备的位置；根据供电设备的数量和位置布置供电设备；在每个供电设备中设置相互独立的第一电池和第二电池；根据多个用电设备的用电需求进行分类，并根据分类结果将不同类型的用电设备与第一电池或者第二电池进行连接。本申请的技术方案有效地解决了相关技术中的火箭的供电系统可靠性较差的问题。

摘要： 本发明涉及航天技术领域，提供一种运载火箭多发动机安装舱段及运载火箭。运载火箭多发动机安装舱段包括：外舱和发动机传力结构，发动机传力结构一体成型于外舱内且分别与外舱的首端和尾端相连；发动机传力结构的尾端设有用于安装多台发动机的第一发动机安装台和多个第二发动机安装台，多个第二发动机安装台以第一发动机安装台为中心均匀环布，发动机传力结构用于将多台发动机的推力从外舱的尾端传递至外舱的首端。本发明采用外舱与发动机传力结构一体成型融合设计，可以减轻重量，提高运载火箭的运载效率，且可以提高发动机动力的分布均匀性，发动机安装简便，同时每台发动机可以单独装换维护，具有结构简单、质量轻、维护性好等特点。

摘要： 本申请实施例提供了一种运载火箭的助推级发动机及运载火箭。该助推级发动机包括：发动机本体，具有燃烧室，以及推进输出口、激发开口和反推输出口；推进输出口和反推输出口分别位于发动机本体相对的两端，激发开口位于推进输出口与反推输出口之间；反推装置，包括：起爆器、导爆索和自毁挡板组件；起爆器至少部分通过激发开口伸入燃烧室；导爆索的两端分别连接起爆器和自毁挡板组件；自毁挡板组件覆盖反推输出口。本申请实施例利用物理结构实现了反推的时序控制，时间控制精准，集成度高，结构紧凑，组件易生产易安装，不需要传感器等程序控制系统，简化控制逻辑和控制系统，降低制造成本和运行成本，提高即时性，加强覆盖性，提高飞行可靠性。

摘要： 本申请实施例提供了一种运载火箭的分离装置和运载火箭，分离装置的第一组件包括第一限位槽、第一容置腔与第一容置腔连通的第一进气口，以及第二容置腔与第二容置腔连通的第二进气口，第一移动组件位于第一容置腔内，且具有容纳槽，第二移动组件具有第二限位槽。在锁止状态下，第二移动组件至少部分位于第二容置腔内，限位件位于连通的第一限位槽和第二限位槽内。具有第一设计压力的气体通过第一进气口驱动第一移动组件移动，使得分离装置切换至解锁状态，具有第二设计压力的气体驱动第二移动组件移动至与第一组件分离。本申请实施例的分离装置分离时产生的冲击力较小，能够提高待分离结构的工作可靠性。

摘要： 本发明提供一种运载火箭箭上计算机和运载火箭，其中箭上计算机包括：导航板卡，用于接收卫星定位信号，并基于所述卫星定位信号确定运载火箭的飞行导航信息；信号板卡，与所述运载火箭中各控制设备连接，用于获取各控制设备反馈的时序状态信息，以及向各控制设备发送时序控制指令；控制板卡，所述控制板卡的处理器采用RISC‑V内核，与所述导航板卡和所述信号板卡连接，用于基于所述飞行导航信息和所述时序状态信息，确定所述时序控制指令。本发明提供的运载火箭箭上计算机和运载火箭，控制板卡的处理器采用开源的RISC‑V内核，提高了数据安全性，降低了技术风险和使用成本，能够满足运载火箭的飞行需求。

摘要： 本实用新型提供了一种运载火箭反推装置及运载火箭，包含用于沿火箭一子级周向表面均匀设置的多个反推结构，其中，反推结构包含反推小火箭和设置在反推小火箭外部的罩体；反推小火箭与火箭一子级的表面固定，且在火箭轴向方向上，喷头靠近火箭二子级；罩体包含具有卡接件的封头和具有配合件的身部，封头通过卡接件与配合件配合，使得封头与身部紧密连接，身部用于与火箭一子级的表面固定连接，彼此卡接的身部、封头与火箭一子级的表面构成限定反推小火箭的空间；火箭一子级和火箭二子级连接解锁后，反推小火箭点火，在空间产生的压力将封头从所述身部推离，反推小火箭使火箭一子级获得反推力，以便火箭一子级和火箭二子级彼此分离。

摘要： 本实用新型提供了一种运载火箭底部防热结构及运载火箭。该运载火箭底部防热结构包括防热板和防热裙，防热板具有贯穿其厚度方向两侧的防热板开口，防热裙余量设置于防热板开口，且防热裙将防热板开口完全覆盖。其中，防热裙具有第一通道，第一通道用于供发动机喷管的一端穿过，并通过防热裙与防热板同时将发动机喷管隔离于箭体之外，从而利用本实施例的防热结构实现对箭体尾段底部的热防护。本实用新型提供的防热结构及运载火箭，通过设置与发动机喷管最大运动包络相适应的防热板开口，满足了发动机喷管的摆动，通过在防热板开口处覆盖设置防热裙，可以在满足发动机喷管摆动的情况下，实现利用防热板与防热裙对箭体底部进行有效的热防护。

摘要： 本申请公开了运载火箭射前控制装置，包括：反作用控制系统，设置于靠近运载火箭的箭头处，反作用控制系统用于对运载火箭的俯仰、偏航及滚转进行控制；栅格舵，设置于靠近运载火箭的箭尾处，栅格舵用于对运载火箭的俯仰进行协同控制。该置通过设置于靠近运载火箭的箭头处的反作用控制系统及设置于靠近运载火箭的箭尾处的栅格舵，协同对运载火箭的射前姿态进行控制。该装置通过利用反作用控制系统和栅格舵的复合控制以使对运载火箭射前姿态进行闭环控制，具有控制力矩强、尺寸小、控制精度高等特点，能够满足内装式空中发射运载火箭的射前姿态控制需求。