发射过程

摘要： "天宫二号"仿人型机械臂系统内部由大量精密电子元器件及高精度传动组件构成.为抑制发射上行过程中复杂振动、冲击环境对机械臂工作性能的影响,设计了一种适用于载人航天器仿人型机械臂的减振软包上行方案,并对这种被动抑振方案的有效性进行了力学环境试验验证.试验结果表明,减振软包可有效抑制发射段力学载荷对仿人型机械臂系统的影响,机械臂操作精度指标满足要求."天宫二号"机械臂系统在轨飞行任务的圆满完成进一步验证了减振软包对于降低机械臂承受发射段力学载荷的有效性.

摘要： 在进行发动机吸雹试验时,要求冰雹的发射速度符合适航要求.为了确定冰雹发射装置的设计参数,本文采用压缩空气炮的结构形式,计算冰雹在空气驱动下的发射过程.利用气体动力学基础原理和面接触理论,搭建了25mm和50mm冰雹运动过程模型,分析不同初始条件、不同发射管结构对冰雹发射速度和运动过程的影响.研究结果对发动机吸雹试验的冰雹发射装置设计和研制具有指导价值.

摘要： 推荐指数:★★★★★本书洋细介绍了火箭、导弹、宇宙飞船、航天飞机、空间探测器等的原理、结构、发射过程与成果。深入浅出地介绍第—枚火箭的诞生、第一次太空漫步、“我的—小步,人类的—大步”、我国的神舟系列飞船圆满成功等各类航天器的知识,可读性强,适宜青少年阅读参考。

摘要： 支腿与轮胎是混合支撑的承重件,目前已认识到混合支撑是能够满足导弹稳定发射条件,但对该两种承力件的载荷分配对导弹发射影响特性并不明确,为研究支腿、轮胎载荷分配比对导弹发射过程的影响,运用有限元软件ABAQUS建立了简化的车载导弹系统模型,通过对3种具有代表性的支腿、轮胎载荷分配比进行计算并加以比较.分析结果表明,不同载荷分配比对导弹发射过程有一定的影响,为导弹混合支撑载荷分配比的选择提供了依据.

摘要： 10月11日,俄罗斯“联盟MS-10”号载人飞船在发射过程中发生严重故障,“联盟FG”火箭的四个助推器没有成功进行分离。飞船起飞几分钟后,飞行乘组俄罗斯航天员阿列克谢·奥夫齐宁和美国航天员尼克·黑格报告有失重感觉,随后启动应急逃逸系统,返回舱以弹道式返回地球。这次事故让人们再次意识到,航天员在航天飞行过程中时刻面临危险的挑战,某些情况下甚至是“千钧一发”的危急时刻。

摘要： 据新华社2018年1月12日报道,1月7日,美国SpaceX公司发射一颗名为“祖玛”（Zuma）的卫星,但在发射过程中,卫星“丢失”.据悉,卫星为美国政府所有,但身份极为神秘,无论是卫星设计、发射目的、任务性质、属于哪个单位,所有信息都是保密状态,除了代号以外,外界一无所知.美国政府目前尚未发布有关“祖玛”的消息,但有消息透露卫星可能属于为中情局（CIA）制定的试验性航天器,其造价可能高达30亿美元.

摘要： In order to study the change of missile and launch container attitude in the process of incline launching vehicle's launching,the key parts and components such as the frame,revolver, undercarriage and launch container are regarded as the flexible bodies and are merged into the multi-body dynamics model of incline launching vehicle with the improved Craig-Bampton method,the rigid-flexible coupling model of incline launching vehicle is established and proved,the conclusion of launching angle's selection is obtained by different launching conditions'simulation of angle of pitch for missile and launch container.%为研究倾斜发射装置的导弹与发射箱在发射过程中的姿态变化,通过改进的Craig-Bampton方法将转台、起落架、发射箱、车架等构件进行柔性处理,并与发射装置多刚体动力学模型结合,建立了倾斜发射装置刚柔耦合模型,并对模型进行了频率验证.之后针对3种发射条件下弹箱俯仰角的变化情况进行了仿真分析,得出了发射角度选取的相关结论.

摘要： 本文对穿甲弹的尾翼进行建模,通过对含能火药燃烧后形成燃气的研究与分析,对火药燃气的温度和传热系数进行理论计算,通过数据处理得到燃气温度与对流换热系数的变化曲线,进而进行计算,最终得到穿甲弹尾翼在发射过程中的温度变化.研究结果对穿甲弹的热结构布置具有指导意义.

摘要： 工业设计与艺术完美结合的意义在于,用艺术的理想主义造就工业设计,用艺术为开拓新时代工业变革创新指路.艺术的创新性和“人本主义”价值观是工业设计中造型考虑的重要因素,因此虽然艺术设计与工业设计不能划等号,但是艺术在工业设计中所起到的作用,已经得到工业设计界的广泛认可和赞许.因此,如果将艺术设计融于工业设计之中,在行为方式、思维方式上就要发生一定的转变.本文围绕艺术在工业设计中的表现展开讨论,阐述产品艺术、传统艺术、工业设计之间的潜在联系以及各自的特征和美学规律.

摘要： 2017年6月19日，我国“长征三号”乙运载火箭发射了“中星9A”广播电视直播卫星,然而发射过程中火箭三级工作异常导致卫星未能进入预定轨道。那么此次发射真的“已经失败”了吗？事实上，发射团队已经采取有效措施,目前在太空飞行的“中星9A”已被全面激活。

摘要： 为研究舰载垂直发射系统导弹发射过程中对舱室温度场的影响,用仿真计算方法对发射过程流场进行仿真,计算得到发射过程不同时刻发射箱内燃气流场的分布以及发射箱外壁面的温度分布;在发射试验时用温度测量系统对特征点(发射箱内壁面、发射箱外壁面、舱室)的温度进行测量,获取实时数据.对比模拟结果与实测结果,发现误差在可接受范围内,证明模拟结果的可靠性.在发射箱内壁面隔热板隔热作用下,整个发射过程舱室温升变化在安全范围内.

摘要： 为了对枪炮进行发射过程中压力测试,本着简单方便,易操作的设计原则,设计了一个铜柱测压器.以雷明顿870散弹枪为例,利用铜柱测压器与枪管进行螺纹连接测量枪内燃气压力.利用UG软件对散弹枪结构以及铜柱测压器进行三维实体建模.然后给定一个压力,利用ANSYS软件对铜柱进行变形分析,并通过铜柱的变形量查表得出膛内的燃气压力.研究成果可供迅速测量枪炮发射过程中任意位置的膛内压力,简单方便,成本低.

摘要： 为了研究电磁轨道炮在极高出口速度下电枢尾部温升集中的情况,首先分析了电磁轨道炮发射过程中导致电枢尾部温度集中的原理,找出导致烧蚀现象的主要原因并加以分析.在此基础上总结了有限元方法计算该问题的弊端并提出了有限元与积分方程的实时多场耦合算法,应用该算法计算了电磁轨道炮发射过程中电枢速度、加速度、电导率更新随时间变化曲线与温升和温度分布等情况.结果表明,有限元与积分方程的实时多场耦合算法可方便解决此类问题,为电磁轨道炮电枢尾部烧蚀的研究与其它相关问题的发展提供了计算机模拟的新方法.

摘要： 本文基于有限元软件ANSYS/LS-DYNA对某制式弹丸在炮管里的发射过程进行了数值模拟,结果表明模拟结果与试验结果有较好的一致性,证实了该模拟方法可用于炮弹发射过程数值模拟.并进一步结合炮管结构特点,运用VC++对ANSYS/LS-DYNA进行了二次开发,建立了弹丸发射有限元集成平台.该软件在交互式菜单引导下,可快速完成各类口径身管参数化建模、分析,有效地避免了大量的重复性工作,提高了分析效率.

摘要： 飞行器在发射过程中,要经历非常严酷的冲击环境.本文根据单自由度系统冲击激励的强迫振动基本理论进行推导.研究单自由度系统在不同冲击波形作用下的冲击响应谱的分布规律特性,获取在不同冲击波形情况下单自由度系统冲击响应谱分布特性,指出单自由度系统冲击响应谱放大规律.

摘要： 在导弹发射过程中,发射筒喷管的温度和压力会对筒内的导弹形成约束.文中构建了导弹的轴对称模型和结构化网格分区,采用动网格技术对导弹发射过程进行了数值模拟.给出了数值模拟的温度和压力初值,得到了位移、速度、压力等参数和流场分布图.数值模拟结果与试验数据吻合较好.

摘要： 发射阵地上空扰动引力对弹道导弹主动段飞行影响很大.通过使用基于SRTM数据的地形分类,计算了七种地形类别的纬向、经向和径向扰动引力,并对弹道扰动引力进行了分析和比较.经过计算,在近地表各地形扰动引力三分量均与平原相差很大;而弹道高度大于25km时,扰动引力偏差逐步收敛甚至趋向于0.这表明扰动引力对导弹低空主动段影响很大,高空高速飞行时影响不大,发射点位于我国多山或青藏高原地区,扰动引力对导弹落点影响偏大.

摘要： 发射阵地上空扰动引力对弹道导弹主动段飞行影响很大.通过使用基于SRTM数据的地形分类,计算了七种地形类别的纬向、经向和径向扰动引力,并对弹道扰动引力进行了分析和比较.经过计算,在近地表各地形扰动引力三分量均与平原相差很大;而弹道高度大于25km时,扰动引力偏差逐步收敛甚至趋向于0.这表明扰动引力对导弹低空主动段影响很大,高空高速飞行时影响不大,发射点位于我国多山或青藏高原地区,扰动引力对导弹落点影响偏大.

摘要： 发射阵地上空扰动引力对弹道导弹主动段飞行影响很大.通过使用基于SRTM数据的地形分类,计算了七种地形类别的纬向、经向和径向扰动引力,并对弹道扰动引力进行了分析和比较.经过计算,在近地表各地形扰动引力三分量均与平原相差很大;而弹道高度大于25km时,扰动引力偏差逐步收敛甚至趋向于0.这表明扰动引力对导弹低空主动段影响很大,高空高速飞行时影响不大,发射点位于我国多山或青藏高原地区,扰动引力对导弹落点影响偏大.

摘要： 发射阵地上空扰动引力对弹道导弹主动段飞行影响很大.通过使用基于SRTM数据的地形分类,计算了七种地形类别的纬向、经向和径向扰动引力,并对弹道扰动引力进行了分析和比较.经过计算,在近地表各地形扰动引力三分量均与平原相差很大;而弹道高度大于25km时,扰动引力偏差逐步收敛甚至趋向于0.这表明扰动引力对导弹低空主动段影响很大,高空高速飞行时影响不大,发射点位于我国多山或青藏高原地区,扰动引力对导弹落点影响偏大.

摘要： 本发明公开了一种用于初始定时同步以供WTRU与网络通信的方法，该方法包括：从该网络接收信道内窄带同步序列以启用初始粗定时同步；确定网络发射器的波束源与该WTRU之间的粗定时偏移和范围；使用该估计范围来选择用于细定时同步的宽带序列；在上行链路定时时机期间发射所选择的用于细定时同步的宽带序列；从该网络接收所选择的用于细定时同步的宽带序列的发射；以及使用所选择的序列在该WTRU与该网络之间建立细定时同步。

摘要： 本发明涉及一种螺旋桨无人机发射过程的反扭矩建模方法，可根据无人机在发射过程中的捷联惯导数据、发动机数据、舵机数据、气动参数计算获取无人机的滚转力矩、反扭矩和反扭矩系数，得到无人机在发射过程中反扭矩的精确模型，进而建立更加准确的无人机动力学运动学的六自由度模型，并能为无人机发射过程飞行控制算法提供合理化的优化方案，保证无人机发射的稳定控制，提高发射安全。

摘要： 本发明提供了一种以超临界二氧化碳为工作介质的冷发射过程的表征方法和计算机程序产品。该方法包括以下步骤：1)获取冷发射系统的结构参数、初始状态参数以及预设工作参数；2)计算高压室快速增压过程；3)计算阀门开启后高压室内二氧化碳状态的动态变化过程；4)计算变体积低压室内二氧化碳状态的动态变化过程以及飞行器运动变量，直至飞行器位移X或速度v是否达到预定发射要求。利用本发明，可以快速地得到冷发射过程中高低压室内二氧化碳状态的动态变化特性和该变化特性与飞行器运动的关联关系，为以超临界二氧化碳为工作介质的冷发射系统的设计研发提供理论指导，降低系统研发设计的成本和周期。

摘要： 一种用于运载火箭测试发射过程的多策略故障诊断系统，包括：包括数据接收处理模块、故障检测模块、故障定位模块、规则算法插件、故障树算法插件和数学模型算法插件与故障判据存储模块。本发明建立通用的运载火箭故障诊断推理框架，将对象信息与诊断策略剥离，实现数据采集、数据处理、故障诊断之间的通用服务，为不同诊断推理方法的具体应用提供通用基础，提升系统的诊断能力。

摘要： 本发明提供了一种运载火箭加注发射过程气路压力控制的等效测试方法，包括：S1：等效测试硬件组合接收到控制指令后以开关量信号的形式将其发送至等效测试计算机；S2：等效测试计算机通过I/O板卡接收开关量信号，并按照预设的I/O板卡信号通道与电磁阀映射的约定，模拟气路控制电磁阀的通断；S3：等效测试计算机根据各气路控制电磁阀与相应气路的控制逻辑得到相应气路的压力传感器应产生的模拟电流值；S4：等效测试计算机将模拟电流值发送至等效测试硬件组合，等效测试硬件组合设置相应电流通道的电流值以模拟上述的模拟电流值，电流通道的电流值以供采集判读。该方法提高了测试的覆盖性及测试效率，增强了测试灵活性及状态多样性的需求。

摘要： 本发明提供了一种以超临界二氧化碳为工作介质的冷发射过程的表征方法和计算机程序产品。该方法包括以下步骤：1)获取冷发射系统的结构参数、初始状态参数以及预设工作参数；2)计算高压室快速增压过程；3)计算阀门开启后高压室内二氧化碳状态的动态变化过程；4)计算变体积低压室内二氧化碳状态的动态变化过程以及飞行器运动变量，直至飞行器位移X或速度v是否达到预定发射要求。利用本发明，可以快速地得到冷发射过程中高低压室内二氧化碳状态的动态变化特性和该变化特性与飞行器运动的关联关系，为以超临界二氧化碳为工作介质的冷发射系统的设计研发提供理论指导，降低系统研发设计的成本和周期。

摘要： 本发明提出的是一种火箭助推无人机发射过程多场耦合仿真分析方法，该方法包括以下步骤：（一）将火箭助推无人机发射过程分为无人机在架固定、无人机沿架滑行、无人机与发射架完全分离至助推器工作结束、助推器工作结束至助推器完全脱离、无人机继续飞行共五个阶段；（二）建立无人机六自由度动力学方程组，在此基础上，在ADAMS软件中建立无人机发射系统多刚体动力学模型；（三）基于气动吹风数据，建立可实时计算不同飞行姿态下气动力的气动力计算模型和气动力矩的气动力矩计算模型；（四）建立无人机发射过程的飞控系统模型；（五）搭建无人机发射段多场耦合联合仿真数据交互平台。

摘要： 本发明涉及一种螺旋桨无人机发射过程的反扭矩建模方法，可根据无人机在发射过程中的捷联惯导数据、发动机数据、舵机数据、气动参数计算获取无人机的滚转力矩、反扭矩和反扭矩系数，得到无人机在发射过程中反扭矩的精确模型，进而建立更加准确的无人机动力学运动学的六自由度模型，并能为无人机发射过程飞行控制算法提供合理化的优化方案，保证无人机发射的稳定控制，提高发射安全。

摘要： 一种火箭发射过程燃气流烧蚀范围快速预估方法，包括如下步骤：步骤一、根据单喷管火箭发动机的初始参数，确定自由飞行状态单喷管火箭燃气流初始烧蚀范围；步骤二、根据单喷管火箭发动机参数，修正步骤一中所述的初始烧蚀范围获得修正烧蚀范围；步骤三、重复步骤一到步骤二，获得自由飞行状态多喷管火箭燃气流的修正烧蚀范围。本发明方法能够快速预估燃气流直接冲击与烧蚀发射系统的大致范围，从而有助发射系统初步识别燃气流烧蚀风险，规划燃气流烧蚀风险解决预案，设计发射系统防护初步方案。

摘要： 本发明提出一种空地导弹发射过程模拟器，由外壳体和内部电路板组成；外壳体为直径与导弹直径一致的筒状结构，壳体上包括电气接口，滑块和6个指示灯，其中电气接口模拟导弹与发控系统之间的脱插接口，滑块模拟导弹上滑块的位置和尺寸，6个指示灯分别指示FK1路电压状态、FK2路电压状态、电池激活状态、发动机点火状态、通信状态、分离状态；内部电路板上包括电源模块、控制单元、通信模块、信号处理模块、状态显示模块和数据存储模块。本发明能够模拟空地导弹处于发射过程时的工作状态，判定发射装置为导弹正常发射所提供的指令信号是否正确，同时模拟导弹的电气特性和结构特性。