水火箭运动的理论研究

通过理论推导和数值计算对水火箭的运动进行了研究, 主要讨论了水火箭运动过程特征以及初始装 水量对喷水时间、 最大速度和最大高度的影响. 研究结果有助于水火箭的设计以及获得最大发射高度     

中美教材“火箭升空原理”的比较研究

我国教材要求学生用动量守恒定律理解火箭升空原理,然而又没有考虑火箭重力与空气的阻力.在对火箭获得速度的求解公式说明时,又把火箭在极短时间内喷出的微量燃气,当作火箭发射整个过程中喷出燃气的总量,以致出现用教材中的数据套用教材的公式计算火箭获得的速度与实际情况大相径庭.美国教材要求学生从力的有关知识理解火箭升空原理,配有原理图,显得生动活泼,浅显易懂.     

火箭发射的次声信号分析

在距离发射点20 km和230 km的两个阵列上,记录了我国一次火箭发射产生的次声波.从信号中识别出点火与声爆事件,观察到火箭在飞行中产生持续的次声波,以及声爆前后明显能量特征上的变化,观测到完整的火箭发射和飞行过程中系列次声波.为了验证采集信号中包含声爆事件,使用Fisher检测估计方位角和视速度,计算结果与火箭飞行...     

对水火箭发射速度和射程的理论研究

本文利用功能原理及理想气体绝热方程,推导获得水火箭发射初始速度、喷水时间以及射程的表达式.利用上述表达式对水火箭发射的初始速度、喷水时间及射程进行了理论计算,并对水火箭内盛装水的体积和发射角度的最佳值进行了理论计算与研究.     

可以任意角度发射的水火箭

通过在水火箭体内放置一个带小孔的活塞,改变了以往水火箭只能竖直或斜向上发射,不能水平、斜向下或竖直向下发射的不足,使水火箭可以在任意角度发射.     

神州十二号飞船发射中的高中物理

拓展了火箭发射中的高中物理知识点,给出了将火箭发射物理知识融入实际教学中的结合点.     

基于翼身融合布局载机的组合空射飞行器概念设计与气动优化

提出了一种使用翼身融合布局载机背载火箭助推空天飞行器的概念设计及其载机平台的气动优化设计, 本设计第1级是1个大型亚跨声速翼身融合布局载机, 第2级是两个推进剂外贮箱, 第3级是一种有翼火箭推进飞行器, 空基发射相对陆基或海基发射的优势是在同等入轨质量条件下, 可以大幅度减小初始发射质量, 大幅度节省推进剂, 显著降低发射成本, 提高空天发射的便捷性, 经过设计估算, 可以1×106 kg量级起飞达到陆基多级火箭2×106 kg量级发射航天飞机级质量的目的, 并可以重复使用。对于第3级飞行器, 利用空天飞行器因其具有的高度和速度而蓄积的引力势能和动能, 具有实现环球飞行量级的大航程高速无动力滑翔飞行的潜力, 探索空射型助推滑翔式系统如何将这些巨大能量缓慢释放用于实现无动力远距离高空高速滑翔飞行。考虑到高超声速飞行器部分的气动优化潜力有限, 利用多点多约束气动优化设计方法实现了载机平台高空发射状态升阻比的较大增加和起飞状态升力系数的显著增长, 用以增大载机平台的载重能力, 而载重能力的增加可用于提升空射系统的入轨质量或者滑翔航程, 从而优化系统整体。      

基于CATIA的固体火箭发动机系统设计

发动机图形绘制与性能计算是火箭设计的关键步骤,通过对固体火箭发动机设计过程的分析,提出CATIA参数化图形绘制技术;以单孔管状装药发动机为例,建立了发动机燃烧室与喷管模型,在VC环境下利用CATIA Automation二次开发技术实现了燃烧室与喷管参数化设计,完成了两者装配与动态显示;利用Matcom实现内弹道压力时间曲线计算,发射段轨道分析;最后完成系统软件编制;实际使用情况表明,使用该软件可快速构造发动机,进行全面的性能分析,为固体火箭发动机方案论证与初步设计提供了有力的工具。     

火箭发展简史及火箭技术的物理基础

 依靠发动机向后喷射工作物质产生的反作用力而推进的飞行器,称为火箭。它的特点是自身携带燃料和氧化剂,既可在大气中飞行,又可在没有大气的外层空间飞行。现代火箭是远距离快速投送工具,可用于发射人造卫星、载人飞船、航天站以及助推其他飞行器。火箭用于投掷弹头,便称为火箭武器,其中可制导的又称为导弹。     

水火箭的制作与发射——初中物理教学课外活动拓展

物理课外实验能让学生真正动手操作、体验,从而提高学生的物理核心素养.水火箭的制作与发射,蕴含知识面广,发射效果震撼,能让学生对物理与科技的联系有直观深刻的认识.     

用电磁打点计时器做模拟火箭运动实验

模拟火箭运动的简易实验装置用打点计时器进行数据采样, 获得了位移、速度和加速度随时间变化的关系曲线． 用最小二乘法进行了曲线拟合, 验证了理论公式的正确性, 并确定了喷射率ｋ 的值     

基于无线数据传输的水火箭动态监测系统的设计与实现

基于“无线数据传输”设计一款“水火箭动态监测系统”,用于实时监测水火箭飞行过程中的高度、速度和加速度等状态数据,既为水火箭竞赛参与者提供调试指导,又可作为裁判系统辅助裁判与教学辅助.     

电磁炮模型的弹丸发射速度的探究

为了能够直接感受电磁感应作用的效果,设计制作了电磁炮模型.该模型主要由线圈和电容器组成,电容对线圈放电,线圈内部产生磁场,在磁场力作用下线圈发射弹丸.以影响电磁线圈炮弹丸发射速度的3个因素为研究对象,探究在50V直流充电电压的情况下弹丸的最大发射速度与电容等因素的关系.     

原子发射光谱双谱线法测量固体火箭发动机内燃气温度

发展了一种利用原子发射双谱线法，测试固体火箭发动机燃烧室内燃气温度的方法，设计了相应的测试系统。该方法利用石英光学纤维，将固体火箭发动机内高温高压燃气的光谱辐射信号传入测量系统；选用了两条波长间隔小的谱线，大大减少了光谱辐射率，光谱透射率等对光谱测量的影响，设计使用了耐压测量探头，保证在高压，强腐蚀条件下，系统的密封性和光的透过率，对装填有SQ－2推进剂的固体火箭发动机燃烧室内的气流温度进行了在线检测，测量时间分辨率可高达0．5μs。     

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结合火箭模型和雪耙模型,建立了完整自洽的丝阵Z箍缩消融-内爆模型,分析了消融等离子体对丝阵Z箍缩内爆动力学的影响,得到了比零维薄壳模型合理的内爆轨迹。在考虑消融等离子体向轴运动的情况下,计算了丝阵Z箍缩的内爆时间、内爆速度和动能,并且与零维薄壳模型进行了对比。结果表明,考虑消融等离子体运动得到的内爆动能低于零维薄壳模型计算结果,其内爆动能最大值所对应的负载线质量也低于薄壳模型。     

发动机喷流对火箭气动特性影响

开展了考虑底部发动机喷流影响的火箭气动特性CFD仿真设计,比较了有/无喷流时火箭附近流场结构、表面压力分布、整体气动力/力矩特性在亚/超声速段的差异,结果显示,发动机喷流对火箭亚声速段的轴向力、法向力和俯仰力矩特性均有较为显著的影响,且有减小尾部空气舵气动控制力矩的影响,而超声速段的影响仅限于轴向力。该仿真结果与飞行试验气动辨识结果较为一致。基于仿真分析结果,可建立一种折中考虑喷流影响的气动特性设计方法,供火箭精细化气动特性设计参考使用。      

物理学与发展中的航天能源技术

 在人类开发太空、利用太空资源的航天活动中,航天能源是不可缺少的。无论是航天器的发射,在空间进行的姿态控制、轨道修正,还是航天器上各种电子设备的正常运行,都需要能源。由于航天器的特殊工作环境和工作性质,军事航天能源必须具有重量轻、无振动、寿命长、性能稳定等特点。物理学为航天能源的发展奠定了重要的理论基础。目前,人们正在不断地提高航天能源的利用效率,开发新的航天能源。一、火箭发动机火箭发动机是利用反作用推进原理产生推力的,是运载火箭的动力系统。可根据航天器在不同的运行过程需要的不同推力和工作环境,选取不同类型的火箭发动机。     

消融等离子体对金属丝阵Z箍缩内爆动力学的影响

结合火箭模型和雪耙模型,建立了完整自洽的丝阵Z箍缩消融-内爆模型,分析了消融等离子体对丝阵Z箍缩内爆动力学的影响,得到了比零维薄壳模型合理的内爆轨迹。在考虑消融等离子体向轴运动的情况下,计算了丝阵Z箍缩的内爆时间、内爆速度和动能,并且与零维薄壳模型进行了对比。结果表明,考虑消融等离子体运动得到的内爆动能低于零维薄壳模型计算结果,其内爆动能最大值所对应的负载线质量也低于薄壳模型。     

天宫启程之太空之吻

天宫一号于2011年9月29日21:16:03发射成功,标志着我国的航天事业上了一个新的台阶.天宫一号的发射,与前几次发射神舟号宇宙飞船类似,先由长征二号FT1火箭运载,然后与火箭脱落,经两次变轨进入高度约为350km的近圆轨道进行在轨测试.它的最大特点是:神八发射前,天宫一号降轨至高度约343km的近圆轨道进行"太空之吻",即等待交会对接.     

火箭运动微分方程讲法的探讨

文章针对大学物理教材对火箭运动微分方程的讲法,根据动量定理讨论了火箭系统动量表达式的导数,提出了一个容易引起学生误解的矛盾问题;然后,介绍了理论力学教程中质量流动动力学方程,并利用质量流动问题讲解火箭运动微分方程,避免了矛盾的出现;最后,通过两种讲解方法的分析比较,总结给出了火箭系统动量的一般表达形式,能正确表达火箭系统的动量及其导数.利用动量定理直接对该式求导的讲法不仅避免了矛盾,而且解释了引起学生误解的原因.