火箭发射控制器

关键词： 运放 运算 电源

火箭发射控制器（精选十篇）

火箭发射控制器 篇1

1 应用方法

(1) 反向放大器, 电路 (图3所示) 为Rf为反馈电阻, R1为输入电阻, 由于集成运放开环电压放大倍数极大, 因此, 其闭环放大倍数的数值由Rf和R1的比值确定, 即, 输出电压V0=-AVi。

(2) 同向放大器, 电路 (图4所示) 为Rf为反馈电阻, Rl为输入电阻, 其闭环放大倍数, 输出电压V0=AVi (电压限随器) 。

(3) 差动放大器, 电路 (图5所示) 为用来放大两个输入电压V1与V2的差值, 其闭环放大倍数, 实际上是一个减法器电路, V1减数电压, V2为被减数电压, V0为差电压。当取R1=R2=Rf时, A=1, 输出电压V0=V2-V1, 实现了减法运算, RP为平衡电阻。

(4) 电压比较器, 电路 (如图6所示) 为当Vi>V时, 输出高电平, 当Vi

2 主要技术参数

(1) 静态功耗po≤150mw, 指运算放大器在标称电源电压条件下, 输入信号为零时, 不接负载时的功耗为po。

(2) 输入失调电压VOS≤50mv, 指运算放大器输出为零时, 输入端所需外加的补偿电压即为失调电压VOS。

(3) 输入失调电流IOS≤0.2uA, 指输入信号为零时, 放大器两输入端偏置电流之差, 即为输入失调电流。

(4) 单位增益带宽fc, 指运算放大器开环电压增益下降到1 (0dB) 时的频带宽度, 即为单位增益带宽。

3 LM324在火箭发射控制器中的应用

3.1 火箭发射控制器电路组成

测试电路由IC1 (LM324通用型四运算放

大器) R 4、W、R 5、R 6、R7、R 8、C 1、V T (C9013) 、CK8、CK 2～CK7等元器件组成。

3.2 火箭发射控制器电路结构

测试基准由R7、R8分压所得, 分两路输出, 1路经R5限流、R6补偿到IC1-3, 另1路经CK8-2、CK8-1到CK2～CK7-2、-3的其中之一开关到七芯电缆1-6号线而进入发射架的七芯电缆插座, (图7所示) 。再由七芯电缆插座分成2路, 其中1路 (1、2、3号线) 接到发射架上筒体右面四芯插座的1、2、3引脚上, 通过导线分别与大导轨的1、2、3通道的点火触头正极相连;另1路 (4、5、6号线) 接到发射架筒上体左面四芯插座的1、2、3引脚上, 通过导线分别接到小导轨的1、2、3通道的接线柱正极上。7号线是地线, 与发射架各轨道地相通。

3.3 工作原理

本电路中LM324第1运算的1、2、3脚接成电压反向放大器形式, 第2、第3、第4运算的5、6、7、8、9、10、12、1 3、14脚接成电压比较器形式。5 V电经R 7、R 8分压产生的测试基准电压输出至IC1的第3脚和发射架某一通导点火触头的+极上。若外电路未接负载或负载过高时 (高阻状态) , 这种平衡状况没有被打破, 维持IC1第1脚输出高电平, 此时, Vi (IC1第1脚输出电压也是IC1第5脚、第9脚的输入电压) >V参考 (R9、R10分压产生的参考电压) , V参考分别加到IC1的第6脚、第10脚和第13脚) , 第2比较器的第5脚VI>第6脚V参考, 第7脚输出高电平, 维持VD5 (故障指示灯) 亮, 第3比较器的第9脚VI<第10脚V参考, 第8脚输出低电压, 维持VD6 (正常指示灯) 灭 (这里需要注意的是, 第2比较器是正向接法, 第3比较器是反向接法, 在输入参考电压相同时, 只有一个比较器输出高电平, 另一个比较器输出低电平, 这也是故障灯亮, 正常灯灭, 或正常灯亮、故障灯灭的原因) ;当外电路接负载且负载低于一定值时 (低阻状态) , 所产生的现象与高阻状态恰恰相反 (图7所示) 。

VT (C9013) 是晶体三极管, 将发射极C和基极b接到一起连至IC1的第3脚。当外电路干扰或本电路工作不正常时, 防止测试电压高于0.7V, 保证了检测的安全性。

通道的选择由C K 2、C K 3、C K 4、CK5、CK6、CK7一组自锁式六选一琴键开关实现, 按下其中一个开关, 便确定了相应的待测试轨道, 通过电缆线连接至各轨道上。各轨道正、负极之间用测试线连接 (相当于外电路接负载) 构成回路。如果回路电阻值在规定范围内 (小于或等于18Ω) , IC1第3脚为低电平, 则IC1的第1脚、第7脚输出低电平, VD5灭 (故障指示灯) ;IC1第8脚输出高电平, VD6亮 (正常指示灯) 。如果测试线未接 (相当于没有外电路负载, 呈高阻状态) , IC1第3脚为高电平, 则IC1第7脚输出高电平, VD5亮 (故障指示灯) , IC1第8脚输出低电平, VD6灭 (正常指示灯) 。

潜艇发射火箭教案 篇2

学生在课前通过查阅书籍、向家长询问、或者上网的手段，搜集国内外现代科学技术的有关信息、图片，以丰富学生的积累，帮助理解课文内容。

教学课时：

两课时

教学过程：

第一课时

一、由生活导入新课。

1、同学们，你们从电影、电视或者图片上看到过火箭发射的情景吗?能不能给大家介绍一下?

发射火箭炮 篇3

火箭炮构造简单。由于火箭弹通过自身携带的燃料，通过发动机产生的推力飞行，因此，火箭炮不用承担像身管式火炮那样巨大的后坐力等问题。

火力密集度高是火箭炮的另一大优点。战场上，它的主要作用是进行火力压制、杀伤有生目标和其他弱防护目标。

除此之外，火箭炮还可用于发射特种火箭弹（如扫雷火箭、布雷火箭、照明火箭等）。可是，火箭炮的缺点也有很多，例如再装填速度慢、射击精度低等。

中国制造：火箭炮的历史渊源

作为陆军的一种远程压制武器，火箭炮在世界各国的陆军都中发挥着重要作用。在我国，无论是历史上还是现代，火箭炮都有着重要的地位。

可以说，当人类在远古时期制造出弓和箭的时候，火箭炮的雏形就已经诞生。如果把箭看做现今火箭弹的前身，那么弓就是火箭炮的最初形态。

12世纪中叶，元朝发明了以黑火药为动力源的火箭，使得火箭炮的雏形进一步完成。

1621年，明朝的《武备志》一书中，记载了火箭弹在明朝军队中的使用情况。这是火箭炮在军事应用中最早的记载！

19世纪初，第一枚具有现代军事用途特征的火箭弹在英国诞生。当时它的射程仅有2.5千米。

第二次世界大战中，德国曾用火箭弹攻击远在英吉利海峡对岸的伦敦。这是火箭炮真正在实战中得到应用。

1939年，苏联红军成为世界上第一个正式装备火箭发射器的军队。

20世纪40年代末，火箭弹被装上了制导系统，大大提高了对目标的命中率，进而催生了另一种划时代的新式武器——导弹。

导弹的诞生大大压缩了火箭炮的生存空间，不过我国军队依旧十分重视对火箭炮的研发。我国制造的火箭炮，目前居于世界领先水平！

中国制造：世界最强的火箭炮

国产火箭炮中的佼佼者，包括在200

千米射程内误差不超过10米的A200火箭炮，以及目前最新型的神秘的SY400神鹰远程火箭炮。不过，最具代表性的，还当属WS-2D卫士远程火箭炮。

WS-2D火箭炮是“卫士”系列火箭炮的最新型号。它的火箭弹长8150毫米，弹径425毫米，最大射程400千米。WS-2D是目前我国口径最大、世界射程最远的火箭炮。

口径大、射程远使得WS-2D堪称世界最强的火箭炮。它可以用全球卫星定位或激光等先进技术对弹道进行修正，当射程为400千米时，射击精度达到小于620米的水平。尽管这个射击精度远远比不上导弹，但作为火箭炮，它做得已经很不错了。

此外，除了一般的火箭弹外，WS-2D火箭炮还能根据不同的需要，发射六种以上不同的火箭弹。而且，配用的弹药运载车上装有自动装填系统，一次齐射完成后，可迅速再装填。这大大改善了火箭炮装填弹药速度慢的缺点。

总之，WS-2D火箭炮有着射程远、威力猛和反应快等优点。它在一定程度上几乎可以替代价格昂贵的短程弹道导弹，用来攻击敌方军事基地、集群装甲部队、机场、港口等目标。

对于火箭炮来说，提高射程、打击精度和威力已经成为主要发展趋势。各国陆军一定会想方设法弥补火箭炮的缺陷，相信在未来的反恐战争中，火箭炮绝对能发挥出它应有的作用。

火箭发射控制器 篇4

整个系统分成远程控制发射和全程跟踪两大模块。 远程控制模块以STC89C52和Siliconlab单片机为主控芯片,主要分成定时、电源,交互、串口通信以及继电器等4个小模块,并构成主机和副机两大分模块。远程控制模块主要功能是实现主机的定时显示,并在时间到达时,由串口通信模块像副机上的通信模块发送脉冲信号,并在此时点火火箭,实现远距离的控制发射。全程跟踪模块以APM飞控和GPS作为主要组成部分,并结合上位机软件Mission Planner实现对火箭的全程跟踪。 火箭发射后,可在Mission Planner软件界面上实时监测火箭的速度、高度、升降速度、与航点距离以及火箭在GPS全球定位地图上的精确位置。除此之外,本系统还可以利用APM飞控自带的陀螺仪来调节火箭在发射前的姿态,从而实现标准的竖直发射。

2远程控制发射部分设计

2.1主控芯片

根据本系统的设计要求,选用低功耗、高性能的CMOS8位微控制器STC89C52RC 40I LQFP44,我们采用此芯片作为系统定时、计数、显示功能的实现,以该芯片为中心,结合定时模块、串口通信模块、继电器模块, 从而构成整个大系统模块。该芯片结构简单,价格较低, 应用广泛,以常用的C语言为设计语言,为系统的结构化设计提供了良好的基础。

2.2定时模块

在火箭发射指令下达之前,需对指令进行一定的延时。本系统是通过对主机实现延时,从而控制火箭的发射时机。系统采用的是红外控制的方式来控制单片机进行有选择性的定时。定时时间范围为0s ~ 9s。定时时间的选择由发射者从红外遥控器的选择上来确定[1,3]。

2.3远程控制模块的设计实现方案

整个系统的方案图如图1所示,当操控者选择了所需要的时间时,单片机定时器模块开始倒数计数,同时并在显示器上显示:choosetime_s,Areyousure ? 当计时器到达零点后,芯片即通过串口通信模块向以Siliconlab为主控芯片的C10x模块发送相应的脉冲信号,同时C10x将此信号发送到远方的副机(接收机), 主机与副机都会想起蜂鸣器警报[2,3],副机并同时为继电器通电,从而实现点火电路的连通。

3全程跟踪模块

3.1 APM模块

APM是Ardu Pilot Mega系列飞控的简称,由美国3DRobotics设计,此产品全兼容于Arduino。本系统利用飞控的控制以及数据反映的特性,用来检测探空火箭的高度、速度、位置等精确的物理信息。本系统采用的是APM飞控。APM飞控系统是国外的一个开源飞控系统, 能够支持固定翼,直升机,3轴,4轴,6轴飞行器。 在此,我们只使用它的数据分析与采集的功能来记录探空火箭的高度、平衡速度、升降速度等精确信息。

APM主控芯片Atmega1280是AVRVI设计生产的一款高性能、低功耗的8位AVR微处理器。Atmega1280作为APM飞控的主控芯片,由于APM的商用开源特性, 因而我们可以根据一些特定的需要,修改芯片当中已烧录的程序,也可根据不同环境使用需要,修改部分参数。

3.2 GPS模块

经过多次论证,本系统采用的是U-blox公司生产的NEO-6M GPS模块。ATK-NEO-6M-V2.3(V2.3是版本号) 是一款高性能GPS定位模块。该模块采用U-BLOX NEO- 6M模组。由于其自带的优秀特性,我们采取该型号芯片来实现在全球定位系统的地图上对火箭的实时追踪。 可以满足各种配置需求。模块还自带可充电后备电池。

3.3上位机Mission Planner

Mission Planner,由Michael Oborne开发。其主要用于与APM飞控匹配,作为APM飞控的上位机软件。 其在本系统中主要作用是用来显示APM模块和GPS模块通过数传模块传送回来的数据信息,包括速度、高度、 与航点距离、升降速度、地图定位以及平衡状态等。

3.4全程跟踪模块的设计实现

全程跟踪模块以APM为中心,辅以GPS全球定位系统以及上位机Mission Planner,从而实现所需功能, 如图3所示。在火箭未升空时,我们可以使用上位机界面左上角的陀螺仪平衡检测区域来调整火箭发射前的状态,并同时调整,尽量使火箭为标准的竖直状态。当火箭升空后,我们即可使用上位机的左下方速度检测区域以及右部GPS地图检测区域来监控火箭在空中的实时位置及相关的速度等数据[4]。

4结论

整个项目系统由远程控制模块和全程跟踪模块构成。以STC、Atmega、Siliconlab主控芯片为基础进行模块拓展,构成了整个系统模块。从而实现了系统所需的相关功能。本文设计出远距离的安全发射装置,以C10X-433MHz的无线透明传输模块为基础,理论上的最远极限距离可达到1km,做到了理想中的远距离的安全发射。全程跟踪模块以APM飞行控制模块为基础,搭载GPS全球定位系统,配合Mission Planner上位机,实现了良好的全数字化、图像化的追踪功能。APM系列飞控原主要用于多轴以及固定翼等无人机上,本系统创新性的将APM飞控搭载到了航模探空火箭上,解决了军民在使用探空火箭时的一些定位问题。总的来说,将来探空火箭市场将会出现电磁发射的方式,会颠覆以往火箭发射的模式。

摘要：目前社会的生产生活中,航模探空火箭已经运用到社会的各个方面,如军用靶机,人工降雨,地形勘探等等。但是从目前来看,航模探空火箭目前还存在着许多问题。目前航模探空火箭的发射都是人工点火,且距离较为接近,具有一定的危险性。除此之外,探空火箭后,由于其速度较快,升空后高度较高,往往无法观测到火箭发射后的各项数据以及确定火箭降落后的定点位置。因而,本系统主要是解决这两类问题,采用无线远程控制发射以及APM飞控+GPS全程监测火箭的实时数据,从而完成对探空火箭的全程跟踪。

关键词：无线远程控制,APM,GPS,实时数据与全程跟踪

参考文献

[1]谭浩强.C语言程序设计[M].4版.北京:清华大学出版社,2010.

[2]童诗白.模拟电子技术基础[M].4版.北京:高等教育出版社,2009.

[3]郭天祥.51单片机C语言教程[M].1版.北京:电子工业出版社,2009.

火箭发射大班教案 篇5

天宫一号成功上天，孩子们从电视上也知道这个信息，表现出极大的兴趣;孩子们的学习课本上也有“神五成功发射”的内容，因此设计了本次活动。

活动目标

1、认识火箭，了解发射基本环节;

2、 初步了解我国卫星发射水平，激发幼儿爱国情感;

3、 能绘画或者折纸火箭。

教学重点、难点

重点：认识火箭，了解发射基本环节，激发幼儿爱国情感。

难点：能绘画或者折纸火箭。

活动准备

我国多次卫星发射视频，航天员杨利伟的照片、图画纸

活动过程

一、开始环节：

师生谈话，观看“天宫一号”发射视频，激发兴趣，引入活动。

二、基本环节：

1、教师介绍“天宫一号”发射基本情况。

2、观看“神五”、“神六”发射视频，教师进行简介，让幼儿感受祖国的强大，激发幼儿爱国热情。

3、认识著名航天员杨利伟。

三、结束环节：

幼儿阅读课本。

四、活动延伸：

幼儿进行绘画或者折纸火箭，到户外玩火箭。

教学反思

1、课前对幼儿感兴趣的点没有把握准。在活动中，幼儿的兴趣在与看视频，对教师的介绍没有兴趣。

2、在活动中，师幼互动不足，教师讲的过多，幼儿没有充分表达的机会。

火箭发射控制器 篇6

火箭式武器具有无后座力、使用灵活、火力迅猛的优点,发射时利用发射管或发射轨道完成对火箭式武器的初始导向,采用自带发动机推进弹体,实现对目标的作战任务。为提高火箭武器的速度,减少出口下沉量及初始扰动,需要对火箭弹设置闭锁力[1],当发射瞬间火箭推力达到该力时,火箭武器出管。闭锁力的大小直接影响火箭发射的初始状态,进而影响发射的密集度,因此,对火箭发射装置闭锁力的准确检测、有效校准影响到火箭武器的作战效能,提高闭锁力的监控是提高武器精度的关键因素之一。

传统闭锁力检测装置通常采用与弹簧称相类似的工作原理,模拟火箭弹由被检测制止器固定于发射管中,通过手轮对弹簧施加压力,当压力达到制止器闭锁力临界值时,制止器解脱瞬间,弹簧示数表示被测制止器的闭锁力大小。由于检测时,制止器在瞬间产生动作,由人眼判定瞬态值产生较大测量误差; 采用手轮操作,每次检测施加力的大小、加载速度状态难以统一,检测一致性较差,人工检测效率较低; 再者,通过手轮力实现闭锁力检测的测量范围有限,一般为2 450 N ~3 920 N。传统闭锁力检测装置已无法适应闭锁力要求较高的新型火箭武器。

本研究旨在从自动检测方面讨论如何使闭锁力检测装置具有高精度,高灵活性的同时具有较广的检测范围,同时可进行连续自动检测。笔者针对该目标设计一种全自动检测装置,介绍机械和控制原理,进行仿真分析,最后制作样机以验证设计的合理性。

1基本工作原理

闭锁力检测装置主要由控制系统及测试结果输出模块、再装填模块、闭锁力调整模块、运动模拟模块、伺服模块、动力模块、校准模块、框架模块等组成。控制系统控制伺服模块驱动动力模块,对由模拟火箭弹及发射管组成的运动模块加载“发射力”,闭锁力由S型传感器传递至控制系统及结果输出模块,并实时显示闭锁力的加载曲线,检测结果反馈至闭锁力调整模块,经校准后,对模拟火箭弹进行再次自动装填,进入下一周期的检测工作,直到被检测制止器的闭锁力满足指标要求。

1. 1 机械原理

为满足上述功能要求,闭锁力自动检测装置的研制关键为动力模块,该模块既能对模拟系统产生足够的闭锁力,同时可完成自动装填功能,并且符合模拟弹的运行行程要求。模拟火箭弹在进行模拟发射、装填时均产生较大的力,为保证该力的平稳可靠,闭锁力自动检测装置采用单旋往复丝杆的方式实现动力模块对运动模拟模块的推进和回拉作用,其工作原理如图1所示。闭锁力自动检测装置依次执行4种工作状态,起始状态如图1( a) 所示,弹簧处于自由状态,弹尾翼处于装填状态; 临界状态如图1( b) 所示,弹簧压缩至制止器打开的临界值; 缓冲状态如图1( c) 所示,制止器打开,闭锁力释放,弹簧力释放,模拟弹移动与固定在回拉杆I上的缓冲装置相碰撞缓冲减速; 完成装填状态如图1( d) 所示,回拉杆回拉模拟弹至模拟弹装填完毕。最终完成对被测试制止器闭锁力的检测,在上述4种状态的运行中,丝杆始终向同一方向运行,推进及换向过程线速度恒定,确保运行平稳,以提高检测精度。

1. 2 控制及检测原理

该控制系统主要由控制系统、接口电路及采集板、驱动模块组成。控制系统由上位机与下位机组成,上位机采用PC机,下位机采用TMS320F2812为处理器的驱动电路控制单元,两者通过网口连接,以UDP协议为通信协议,C + + 为开编程语言设计[2,3]。闭锁力检测信号采用S型压力传感器采集,信号经放大后,经由下位机A/D[4,5,6]转换后( 原理图如图2所示) ,在上位机显示器[7,8]上显示。检测结果由上位机连接打印机输出。

2设计与分析

闭锁力检测装置指标要求测试范围为: 2 940 N ~5 880 N,轴向行进速度不小于140 mm / s,选用电机功率5. 5 k W,变速比1∶ 10。作为末级执行机构,单旋往复丝杆将电机动力最终转化为对模拟火箭弹的推动力,同时为再装填回拉模拟火箭弹系统提供动力,其工作的稳定性和可靠性决定了闭锁力检测装置的最终性能,因此单旋往复丝杆为闭锁力检测装置的设计关键。本研究采用梯形螺纹,根据常规丝杆设计公式并保留足够余量,初步确定丝杆的参数。单旋往复丝杆由于机械形态的改变,区别于传统丝杆传动,其强度与刚度状态发生了较大的改变,本研究利用上述方法确定的设计参数作为初值,以理论计算确定丝杆的总体受力情况,作为边界条件,采用creo simulate有限元分析丝杆在工作过程的应力与位移情况,进行强度与刚度的校核。考虑功能扩展以及检测余量,丝杆最大轴向承受力按9 800 N设计。本研究对单旋往复丝杆进行受力情况分析,受力分析图如图3所示,丝杆将Fzx作为对动力发生模块的推动力由固定端的轴向推力轴承提供,在丝杆运行过程中受到与丝杆接触的滑块( 螺母)对丝杆的正压力N和摩擦力f,在滑块的丝杆的接触点建立坐标系oxyz,ox轴沿传动切线方向,oy沿轴向方向,oz指向丝杆旋转中心。以丝杆为受力研究对象,滑块对丝杆的正压力垂直于接触面指向丝杆凸沿,根据力的分解原理可将正压力N分解为指向轴心的分力Nzx和与oxy同处一平面的有效分力Nyx。根据丝杆机械性能,由N、Nzx、Nyx构成的平面与ozy平面夹角为螺纹上升角 β,Nyx与N之间的关系与螺纹齿形角 α相关。

丝杆在运行过程中产生的摩擦力f大小为Nμ,方向始终与运行方向相反。根据上述分析,依据牛顿定理建立力学模型:

由轴向合力平衡: ∑Foy= 0,得:

式中: N—滑块对丝杆的正压力,N; Nyx—N的有效分力,N; Fzx—丝杆的轴向推力,N; f—摩擦力,N; μ—滑动摩擦系数; α—丝杆齿形角,rad; β—丝杆上升角,rad。

由式( 1 ~ 3) 推导可得:

当Fzx= 9 800 N,α = 15°,β = 6. 86°,μ = 0. 15时,计算得N = 10 408 N,f = 1 561 N。在creo中建立丝杆实体三维模型,按以下条件: 1材料的确定: 丝杆材料选用为40Cr,调质HB285; 2载荷确定: 丝杆以理论分析载荷正压力为10 408 N,摩擦力为1 561 N,作用区域为实际丝杆与滑块啮合运动时的接触区域; 3约束确定: 丝杆实际工作时两侧为推力轴承与圆锥滚子轴承组合支撑,按两端限定轴向运动和径向运动方式约束;4单元格的生成: 采用实体( Solid) 生成单元网格,采用前处理模块自动生成方法,以丝杆的三维立体模型为基础进行。本研究采用在creo simulate中执行静力( static) 学分析[9],分析结果如图4、图5所示。

由结果云图 的可以得 出: 丝杆最大 应力为186. 5 Mpa,丝杆承载时最大变形为0. 5 mm。40Cr抗拉强度不小于980 MPa,分析结果满足许用拉应力[σp]≤σb/ ( 3 ~ 5 )[10]要求,符合设计要求,最大位移0. 5 mm处于丝杆中部位置,可通过丝杆两侧设置导杆的方式克服。在静态分析基础上执行模态分析,结果显示丝杆的4个模态为50. 86 Hz,51. 45 Hz,160. 85 Hz,162. 66 Hz。闭锁力自动检测装置工作时丝杆运行周期为5 round /s,其工作频率远离共振点,避免产生共振情况。

闭锁力及自动点火检测装置控制系统主要进行接口与采集板设计、电机驱动模块设计、检测次数检测模块设计以及上位机的软件设计实现。本研究依据上述思路,采用creo进行建模设计,完成机械模型设计。

3试验及结果分析

闭锁力自动检测装置设计全过程由creo软件实现,采用自上而下[11]的设计方法,首先在装配体工作模式中建立. skel. prt骨架[12]零件,总体控制各主要零部件的重要尺寸,以及相互之间的装配接口关系。进行细化时,采用“复制几何”以及“参照”的方式从骨架零件中提取[13]主要参照基准、曲面等关系,必要时由参照的曲面采用曲面加厚命令直接生成零件本身,实现总体骨架与各子组件、零件的相互关系控制。完成闭锁力自动检测装置三维模型各零部件的建模后,由creo直接生成机械工程图,进入试制试验环节。闭锁力自动检测装置实物图如图6所示。本研究对闭锁力自动检测装置进行试验验证,其达到的主要性能指标( 摘录) 如表1所示。

闭锁力检测装置试验过程中运行界面如图7所示。闭锁力的检测情况实时显示在运行界面上,闭锁力的检测范围小于1 000 N ~ 5 880 N; 测试次数可以根据测试需要自动设定,当达到测试次数要求时,自动停止,界面自动显示测试结果和测试误差范围。达到精确校准制止器的闭锁力目的。

4结束语

本研究在完成闭锁力自动检测装置的设计、试制、试验后,对某火箭发射装置制止器进行了调试检测,各项性能指标均达到设计要求,解决了传统闭锁力检测装置误差大、检测范围有限、工作效率较低的问题,同时通过对闭锁力曲线的分析,可建立闭锁力调整机构与闭锁力变化的对应关系,为进一步研究和改进火箭发射装置制止器结构奠定了基础。

摘要：闭锁力直接影响发射装置的发射扰动及武器出管姿态,精确测量和校准闭锁力对提高火箭发射装置的发射精度具有重要意义。针对传统闭锁力检测装置检测误差大、检测范围有限、检测效率较低的问题,对闭锁力检测装置检测原理、控制原理、传动方式、工作载荷、关键部件有限元仿真等方面进行了研究,研制了一种全自动闭锁力检测装置,采用单旋往复丝杆实现了动力传输,由TMS320F2812为核心处理器的驱动电路控制,通过S型压力传感器实时检测了闭锁力,实现了全自动连续、大检测范围、精确测试结果输出功能。新型闭锁力检测装置已经完成样机制造,并且应用于新型发射装置的闭锁力检测试验中。研究结果表明,该新型检测装置可有效提高发射装置闭锁力检测精度、扩大检测范围、提高检测效率。

我国火箭发射成功率位居世界首位 篇7

钱学森运载技术实验室空间态势评估课题组12月6日发布《空间态势评估报告2016》。报告显示,我国航天运载器年发射次数已经连续13年位居世界前四,连续6年稳居世界前三,在轨卫星数暂居世界第二,现役运载火箭发射成功率位居世界首位。报告认为,航天技术的应用在各国经济中的作用越来越大,尤其对于发展中国家而言。

摘要：<正>钱学森运载技术实验室空间态势评估课题组12月6日发布《空间态势评估报告2016》。报告显示,我国航天运载器年发射次数已经连续13年位居世界前四,连续6年稳居世界前三,在轨卫星数暂居世界第二,现役运载火箭发射成功率位居世界首位。报告认为,航天技术的应用在各国经济中的作用越来越大,尤其对于发展中国家而言。

火箭发射控制器 篇8

发射装置作为火箭发射的地面装置,起着装载火箭、调节发射方位角和高低角的作用。在火箭发射前,需要使用测发控设备对火箭进行射前检测,地面检测设备和装载在发射装置上的火箭通过电缆进行连接。在火箭发射时,需要使发控电缆插头和箭上插座自动分离,完成这样功能的机构称为插拔机构。

1 插拔机构设计原则和基本设计状态

插拔机构设计需要遵从以下几个原则:(a)电缆插头和箭上插座之间分离顺畅,并且不能给火箭施加较大的附加载荷,否则影响火箭的发射初始状态,包括改变火箭发射初始速度、火箭的出轨姿态等;(b)插拔机构应该具有一定的燃气流热保护功能,避免发射时产生的高温、高速燃气流对插拔机构上的电缆、插头等具有一定的热防护功能。

插拔机构能够保证电缆插头和箭上插座在发射装置起竖过程中可靠连接。插拔机构的工作原理是利用平行四边形机构的运动性质,由于插拔机构的上端插入在火箭上的插座内,当火箭发射运动时,带动插拔机构上端的连杆水平运动,同时连杆下端的两个曲柄在拉簧的作用下转动,从而带动连杆转动,连杆在垂直方向的高度下降,插拔机构上端的插头便顺利地从火箭上的插座内部拔出,实现插头脱落功能。

2 插拔机构基本设计中问题及原因分析

在某次外场飞行试验结束之后,对发射装置进行例行检查时,发现插拔机构产生了插头分离不畅现象,并且插拔机构产生了一定的结构变形,加上发射过程中火箭发动机产生的燃气流影响,造成脱插电缆插头损坏,插头内部指针弯曲。针对出现的问题,总结产生的原因如下:(a)火箭的在发射轨道上的运动和插拔机构转动不匹配,造成插头和箭上插座之间卡死,最终导致脱插不畅。产生这样结果的一方面是由于插拔机构转动部件设计不合理,火箭已经平动一段距离而插拔机构转动部分高度下降不明显,插头未能及时拔出;另一方面是由于插头在插头支架上固定方式设计存在缺陷,连接刚度过低,插头变形过大,这样插头也会与箭上插座产生“卡死”现象;(b)电连接器上除了插针连接外,还有套筒配合,便于防水。使得分离力增大,单一的平行四连杆作用难以使得分离通畅;(c)火箭热防护功能失效。火箭在发射导轨上时,发动机喷出的高温高压燃气流直接作用在插拔机构上的电缆和插头上,这样造成电缆和插头热烧蚀严重,发射完成之后需要换掉插头和电缆,从而增长发射周期,提高试验成本。

3 插拔机构改进设计和仿真计算

针对靶场出现的问题和原因,对发射装置的插拔机构进行改进。改进措施主要有以下几个方面:

(1)插头支架的结构形式改进;插头支架是电缆插头的安装部件,必须保证连接刚度,保证电缆插头能够顺利插入到箭上的插座内,并且保证插头在使用过程中不能产生过大的变形。改进前的插头支架通过两个耳片固定插头。改进前的插头支架,由于插头的外径略小于插头支架中间圆柱孔的内径,所以两者之间存在一定的空隙,这样插头就会绕着插头下部的外露杆转动,造成插头和箭上插座之间不匹配,产生“卡死”现象,最终导致脱插不顺畅。所以需要对插头支架的结构进行改进,提高连接刚度,保证脱插电缆在插拔机构上固定之后,插头位置不会产生较大变化。

(2)前、后连杆结构形式改进。前、后连杆是插拔机构转动部分的主要组成部分,插拔机构脱插是否顺畅取决于前后连杆是否在火箭运动较小行程内下降较大的距离,从而带动插头从箭上插座内脱出。前后连杆长度直接影响着机构的脱插性能.

(3)增加新部件剥落杆。为了保证脱插过程可靠完成,在插拔机构上增加了一个新部件——剥落杆。其原理是在插拔机构上的转动部分在拉簧的作用下转动时,固定在后连杆上的剥落杆直接作用在插头支架的外露拖杆上,为脱插提供一个额外的脱落力。改进后的插拔机构导入到ADAMS动力学仿真软件中,进行模拟仿真验证改进方案是否满足设计要求。导轨平面与水平面发射角为55°。火箭通过滑块在导轨上滑动,滑块与导轨之间动摩擦系数为0.17,静摩擦系数为0.25。插拔机构运动受力主要包括火箭沿导轨运动力、自身拉伸弹簧拉力和压缩弹簧弹力。其中火箭运动的动力来源于发动机的推力,计算时采用常温下(23℃)助推发动机推力数据作为单向驱动力载荷;插拔机构摆动除了弹体的推力以外还有机构拉伸弹簧拉力。

从仿真结果可以看出,在电连接器分离之前,火箭与插拔机构为牵连运动,插拔机构平动板和插头在弹体的推动下绕底座摆动,分离之后,平动板和插头在惯性和拉簧的作用下向下摆动,剥落杆剥落插头支架上的拖杆,最后前连杆接触缓冲垫,锁紧卡销锁紧前连杆有效防止转动部分回弹。在插拔机构转动的过程中,插拔机构底座能够有效固定整个插拔机构,而且不会影响其他部件的正常动作,所以改进后的插拔机构能够保证插头与火箭上插座可靠连接。

4 飞行试验考核验证

改进后的插拔机构在外场发射试验中进行了使用,试验前检查插拔机构,插拔机构结构合理,脱插电缆能够方便安装在插拔机构上,插头通过插头支架能够顺利的插入箭上插座内,在发射装置起竖过程中也可靠连接,圆满完成火箭的地面检测任务。试验后对插拔机构进行检查,插拔机构上的电缆插头结构完整,未产生任何变形。插拔机构上的增加的防火板对电缆热防护效果明显,电缆未产生热烧蚀破坏。插拔机构转动部分恢复迅速,脱插过程顺畅,插头内部的针头没有产生明显弯曲。试验效果说明改进后的插拔机构功能完整,改进方案所使用的设计分析方法准确无误。

5 结论

改进后的插拔机构经过外场试验考核,脱插功能符合改进设计要求,顺利完成地面测控电缆与箭上插座的脱落。这样的结果说明改进后的插拔机构的脱插性能显著提高,对脱落电缆和插头保护性能也有明显进步,为以后其他类型插头的插拔机构设计开拓了新的改进思路。

摘要：针对某次飞行试验中插拔机构出现的插头脱落不畅的问题,进行了原因分析。根据分析结果进行了改进性设计,通过数值仿真说明改进后的插拔机构能够满足火箭发射的实际需求。最终通过飞行试验验证了插拔机构改进方案和分析方法、结论的准确性。

关键词：发射装置,插拔机构,协同仿真,优化设计

参考文献

[1]李军,邢俊文,覃文洁.MSC.Adams实例教程[M].北京:北京理工大学出版社,2002.

火箭发射控制器 篇9

1 回转盘总承担改进设计

回转盘总承由下底盘和上盖盘组成 (见图1) 。因为下底盘与上盖盘中间连接穿轴直径小, 同时上盖盘的压力轴承直径也小使得回转盘总承稳定性差, 容易产生回转盘下底盘与上盖盘的松动, 导致在实际实施作业时发射架定向器整体上下抖动, 火箭不能按设定的仰角出轨, 且弹道轨迹不稳。通过受力分析与计算, 需加大回转盘下底盘与上盖盘中间连接轴的直径和上盖盘压力轴承直径的尺寸 (见图2) 。按照图2新回转盘总承图纸设计, 把中心轴直径由原来的70mm增大为82mm, 上面压力轴承直径100 mm改为180 mm, 以保证其活动连接部分在行进状态和作业状态中的稳定性。

2 发射轨道改进设计

近年来各地在实施人工增雨 (雪) 和防雹作业中, 选择使用弹径Φ82mm火箭弹明显增加, 而弹径Φ56mm需求量减少许多, 根据市场这种需求, 将原发射架定向器 (见图3) 的发射轨道进行调整。Φ82mm发射轨道由原来的2个增加到3个, 原来有3个Φ56mm发射轨道, 现在减少成2个, 只保留1个Φ56mm发射轨道, 新增加两个Φ66mm发射轨道 (见图4) 。设计过程中导轨垫块、导轨长度和轨道撑架的尺寸也做出了相应的改变。

3 增加WR-1D型火箭发射功能设计

多种弹型防雹增水火箭装置本身具备扩充新弹种发射的条件。弹径57mm火箭弹是新引进的弹种, 由于W R-1 D型Φ57mm火箭是筒式发射, 不同其他任何一种弹型, 筒式发射可以提高火箭离架速度, 增加火箭抗风能力, 提高飞行稳定性。同时发射筒内产生的燃气被密封, 火箭发射时发射架要承受一定的内压作用, 因此对发射筒的安装要有严格的要求, 设计时要充分考虑整体发射架的稳定性、卸装的方便性和牢固性。采用植入的方法, 将用于发射W R-1 D型火箭的发射管安装在Φ82mm发射轨道内, 位于中部, 基于一是不破坏原发射架定向器结构, 二是可卸装, 方便灵活使用。

火箭在点火发射的瞬间, 发射筒要承受内压, 由气体状态方程可以得到发射筒的内压, 因此要对筒壁厚度进行强度核算, 发射管本身设计加工 (见图5) , 然后将该发射管植进Φ82mm轨道内, 发射管上卷焊的8根安装条对准上下四个轨道撑架, 用Φ82mm不锈钢坚固在轨道撑架上 (见图6) 。需要时按上述方法安装, 可以发射WR-1DΦ57mm型火箭弹, 不用时卸下。继续选择发射WR-82A型或HJD-82A型火箭弹。

4 结语

(1) 本文旨所以要改进设计, 是根据市场需求和确定的基础条件下完成的, 所以针对性较强, 技术很成熟。

(2) 文中三项改进, 已经过车载颠簸试验和实弹射击试验的检验, 完全达到改进设计目的, 使用效果很好。

(3) 由于引进Φ57mm型火箭弹, 其最大射高6Km, 速度快, 需要有匹配的发射装置, 本解决了高原地区使用WR-1D火箭弹的要求。

(4) 对多种弹型防雹增水火箭发射装置进行改进设计, 使得该产品更加完善, 从而提高人工影响天气作业效率。

参考文献

[1]陈光学.火箭人工影响天气技术[M].北京:气象出版社, 2008.

[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.

火箭发射控制器 篇10

目前,航天发射稳定性要求日益提高,火箭尾焰与发射架之间的相互干扰严重影响航天发射的稳定性,且尾焰对发射架的冲击干扰效应也是航天发射地面设施维护的重要方面。通过试验测量进行火箭尾焰冲击干扰效应研究,周期长、成本高、误差大。国内外大量研究表明,数值计算已成为除试验测量之外研究火箭尾焰效应的又一种方法,但研究重点主要集中于尾焰流场对弹体受力的影响[1,2,3]、尾焰流场辐射特性[4,5,6,7]、尾焰对电磁信号的干扰[8]以及羽流效应[9,10]等方面。因此,将数值计算方法应用到火箭尾焰冲击干扰效应研究中[11,12],也可起到事半功倍的效果,为航天发射稳定性设计及导流槽、发射架等地面设施维护设计提供一种新的手段。本文针对火箭发射设施建设方案需要,通过三维数值计算,得到外流场、发动机燃烧室内与尾焰一体化流场,为工程设计提供参考。

1 物理模型

由于火箭发射后发动机燃烧室内燃烧产物经喷管高速喷射后,与周围大气相互作用形成尾焰,因此燃烧室流场与尾焰流场是一体的。文献[3]将燃烧室内流场与尾焰流场结合起来进行了一体化仿真,分析了导弹尾焰对其飞行性能的影响,但主要从事的是二维计算,也没有考虑尾焰的冲击效应。

作为尾焰流场的源头,燃烧室内内流场对尾焰流场计算结果的精度影响很大[5,13]。所以,本文火箭发动机燃烧室内流场与尾焰流场一体化三维计算涉及到的物理模型有控制方程、湍流模型。

采用柱坐标系下湍流N-S方程组[5]描述燃烧室内流场和尾焰流场,湍流模型采用标准k-ε两方程模型,其在火箭发动机湍流燃烧过程仿真中被广泛应用[14]。

2 数值计算方法

描述火箭发动机燃烧流动过程的N-S方程组是非线性强相互耦合的偏微分方程组,目前压力隐式算子分裂算法(PISO:Pressure Implicit with Splitting of Operators)已成功应用于计算火箭发动机燃烧流动过程[15]。数值计算中,应用有限体积法离散燃烧室内流场与尾焰流场一体化控制方程,采用PISO算法求解流场N-S控制方程。

3 网格与边界条件

图 1中网格区域所示为火箭发射离地面1 m处时的三维计算区域与网格。后面虚线区域部分表示火箭发射离地面不同距离时的计算区域。本文还考虑了火箭发射后离地面2 m、3 m、4 m、5 m、6 m、8 m、10 m、15 m、20 m、25 m的情况。图 1中也给出了边界条件设置,其中,远场入口和燃烧室入口分别给出轴向速度、压力、温度,具体参数设置如表1所示。

4 计算及结果分析

图 2所示为火箭发射后离地面1 m、2 m、3 m、4 m、5 m、6 m、8 m、10 m、15 m、20 m时的三维温度场、速度场分布。与文献[16]中尾焰流场结构分布比较,可以看出,本论文尾焰流场结构三维计算结果是合理的,为火箭尾焰冲击干扰效应分析奠定了基础。

同样,尾焰冲击干扰效应可以通过尾焰撞击地面后地面所承受的压力及温度分布范围来分析。图 3所示为不同火箭离地高度时尾焰冲击壁面造成对称线上的压力、温度分布比较。与二维结果类似,可以看出,对于一种火箭离地高度,火箭尾焰对其正下面的地面区域产生冲击最大,但压力最大点所在位置偏离中心冲击点。以尾焰正下面中心点为圆心,尾焰冲击的主要干扰区域集中于半径约为1.5 m的圆形区域,此时驻点泡现象与二维计算结果吻合。一般认为,火箭离地越远,对地面干扰区域中心的静压应该越小,图 3基本呈现了这个规律,但并不是完全如此。由于尾焰中激波串分布的不规律性,如果在某一高度下尾焰与地面接触的区域正好处于某一激波中,则此时对地面的干扰会更大。与二维结果明显不同的是,在三维计算结果中,当火箭离地高度为2 m、3 m时,由于尾焰第一个barrel激波后出现马赫盘会造成该区域尾焰中心速度降低,从而对壁面的压力减小,对壁面冲击压力的最大值并不出现在尾焰正对的壁面中心区域。由于高温尾焰的冲击,大部分情况下,壁面受热分布也是呈现由中心向边缘逐渐减小的趋势,只是其温度下降过程中的振荡没有二维计算结果那么明显,但逐渐减小的趋势还是比较吻合的,对工程设计具有一定的参考意义。

5 结论

本文采用数值计算方法实现了火箭尾焰冲击干扰流场的三维仿真分析,得到了火箭发射后不同火箭升空高度下尾焰流场撞击地面产生的冲击流场,分析了尾焰流场结构特征和冲击干扰效应,所得结果可为工程设计提供参考。

摘要：航天发射时火箭燃烧尾焰冲击干扰效应对发射稳定性和发射架、导流槽等地面设施有重要影响。采用压力隐式算子分裂算法,通过求解Navier-Stokes方程,对火箭外流场、发动机燃烧室内与尾焰流场进行了一体化三维数值计算。得到了火箭发射后尾焰与地面撞击产生的冲击流场。结果表明:尾焰流场计算模型、方法与结果合理;尾焰冲击干扰效应会大幅提高地面附近的压力和温度。火箭尾焰撞击地面后,高温区出现在离地面一定距离的高温层内,此时地面附近为低速区。尾焰对其正下面的地面区域产生冲击最大,主要干扰区域集中于半径为15 m的圆形区域。