看到这样的问题不知是气愤还是悲哀，现在的学生都怎么啦？任务式学习，就是我们给你写好还让你拿全班第一又能说明你什么？说明你很会上网？很会抄袭？年轻的一代是父母的希望，是社会的希望，是国家的希望．父母一片心血，老师的辛勤灌溉，国家的致力培养，就出来这样的‘人才’？真乃家之不幸，国之不幸啊～～～～
利用动量守恒定律。火箭在飞行时，燃料和氧化剂在燃烧室中燃烧，背着飞行方向不断地喷出大量速度很大的气体，使火箭在飞行方向上获取很大的动量，从而获得巨大的前进速度。如果飞行的宇宙飞船减速或着陆时，则向其前方喷气使其减速。它不依靠空气的作用，所以可以在空气稀薄的高空或宇宙空间飞行。在现实生活中，我们经常会看到这样的现象，一个充足气的气球拿在手上，突然放手时气体会从气球中喷出来，这时气球就向着相反的方向飞出去，这种运动遵循动量守恒定律，在物理上我们称作为反冲。随着科技的不断发展，科学家们已经发明制造了各种型号的火箭，这些火箭内部构造互不相同而且都相当复杂。
火箭发射后的运动轨迹实际上就是火箭的弹道。火箭的弹道设计在火箭总体设计中是重要的一项内容，关系到火箭总体方案中的运载能力是否能够在弹道约束下满足。对这点做下解释，运载火箭要将有效载荷送入轨道，除了要满足入轨的轨道要求外（可以理解为弹道终点即为航天器的轨道起点），还要满足运载火箭的残骸落区要求，分离后的子级一方面要避开人口聚集区，也要避免落在其他国家领土领海，从而引起不必要的冲突，所以火箭的飞行轨迹（弹道）是在火箭发射前就已经根据目标轨道的参数确定好了。在火箭发射前根据发射场气象条件（地面风速等）对弹道进行修正后，修正后的弹道被装订到火箭的飞行程序中。这就意味着，火箭的飞行轨迹理论上来说是应该按照装订好的弹道飞行程序飞行的。火箭最完美的飞行轨迹应该是理论上计算的弹道轨迹。如果不考虑各种偏差及随机干扰，所有的情况都和设计时预想的一样的话，火箭在点火起飞后，控制系统根据装订的飞行程序，按照时序控制发动机的伺服机构，从而控制发动机喷管的摆动，提供火箭进行程序转弯等动作的的控制力，实际上控制力是发动机推力的一个方向的分量。从而完成火箭的弹道飞行。但这个过程实际上是理论上的，可以看出这是一个开环控制的过程。但是在实际情况中，火箭飞行时会遇到风切变、各种飞行误差的累计，从而会使得火箭的实际飞行弹道偏离计算的弹道轨迹。在这种情况下，如果还按照预定的动作执行控制，势必不能准确入轨。所以，在这里就需要根据飞行误差进行弹道的修正。要进行误差的修正，需要先对误差进行识别和敏感，这就涉及到火箭的各种姿态、位置的敏感器件，实际上这是导航和制导系统需要完成的工作内容：对火箭的实际飞行位置和姿态进行感知、敏感和判断，火箭的控制系统根据实际飞行情况与预先装订的弹道进行对比，根据计算出的偏差，发出控制指令，伺服机构控制喷管摆动，完成弹道轨迹的修正。这样，整个火箭的控制变成了一个闭环过程
导读： 土星5号运载火箭（英文：Saturn V），译农神五号，亦称为月球火箭，是美国国家航空航天局（NASA）在阿波罗计划和天空实验室计划两项太空计划中使用的多级可抛式液体燃料火箭。
一、
土星运载火箭简介
土星5号运载火箭是土星运载火箭系列的一个型号。土星运载火箭是在红石导弹（Redstone）和丘辟特导弹（Jupiter）的基础上开始研究的，包括土星1号、土星1B号和土星5号三个型号，由马歇尔太空飞行中心总指挥沃纳•冯•布劳恩与他的火箭团队设计研发。
起初，马歇尔太空飞行中心为执行不同的航天任务而设计了不同的几种火箭，其中C-1火箭是土星1号运载火箭的原型，C-2、C-3和C-4火箭都终止于设计阶段。直到1961年下半年，C-5火箭的构型得到确认。1963年，NASA确认选择C-5火箭作为阿波罗计划的运载火箭，同时给了这枚火箭一个新的名字——土星5号。
二、
土星运载火箭发动机
1、H-1发动机
土星1号和土星1B号的第一级均采用8台H-1发动机。H-1是一种液氧/煤油火箭发动机，源自于纳瓦霍导弹，能产生20万磅力(约90吨)推力。后来发动机推力增加到20.5万磅力(约93吨)。
2、RL10发动机
土星1号第二级采用6台RL10发动机。RL10发动机是美国研制的第一种液氢燃料火箭发动机，其改进版被用于多种运载器。该发动机第一次地面试车是在1959年，成品的第一次飞行是在1963年11月。RL10发动机发展出了众多的型号，包括RL10A-1、RL10A-3、RL10A-3A、RL10A-4、RL10A-4-1、RL10A-4-2、RL10A-5、RL10A-5KA、RL10B-2、RL10C等；目前应用较为广泛的型号是RL10B-2，用于德尔塔3型和德尔塔4型火箭的第二级。
在NASA于2005年宣布的猎户座宇宙飞船计划中，月球着陆舱(LSAM)采用四台RL10为下降段提供主动力，这能为NASA在登月项目上节约大量资金。另外，通用可扩展低温发动机（CECE）正是依据RL10发动机设计制造的。
3、F-1发动机
与土星1号和土星1B号不同的是，土星5号第一级放弃了H-1发动机，而是采用了推力更大的F-1发动机。
F-1发动机研制过程
F-1发动机（以下简称F-1）是在美国航宇局和马歇尔太空飞行中心领导下于1958-1967年由洛克达因公司研制和生产的。发动机在1967到1973年服役。F-1最早的研制时间可以再上溯到1955年美国空军提出的445吨推力发动机计划。经过两年的技术攻关，参与计划的工程师们完成了各种技术细节的研究，做出了包括一台全尺寸的推力室在内的一些测试部件。1959年3月，原型机开始正式点火测试，成功达到了445吨的推力要求。
1959年1月，NASA与洛克达因公司签订了F-1的设计和研制合同，随即开始了F-1的研制。1959年初，做出使用InconelX管制成再生冷却推力室的决定（InconelX系列的合金后来还用到了X-15验证机、SpaceX的火箭、F1方程式赛车、特斯拉的ModelS等产品上面）。
为了将管束固紧在一起，美国修建了最大的燃气钎焊炉，并成功研制了钎焊法，第一台燃烧室于1961年8月17日钎焊成功。其他主要工程均于计划开始后三个月内展开。1959年2月，开始建造爱德华基地，建设三个试车台和地面设备。
1960年3月，全尺寸燃气发生器建造完成，同年11月，涡轮泵制造并组装完成。1961年4月，安装了以上两个部件的系统首次短程试车成功，峰值推力达到729.5吨。1961年7月整台F-1于100万磅（453吨）推力下首次通过短程热试车。
1961年11月，F-1涡轮泵首次以全功率(6万马力)工作时间进行了试验。6个月后，F-1以150万磅（680吨）全推力在大约2.5分钟飞行时间下进行了试车。在不到2个月后，NASA宣布批准洛克达因公司生产55台F-1的合同，并继续进行研究直到1966年。
1964年12月16日，F-1完成了飞行额定试验。NASA宣布准备并联试验和飞行试验。这些试验仅在一个月内就完成了，而通常需二到三个月才能完成。F-1组合件试验于1966年初夏完成。最后的鉴定试验于1966年9月完成。发动机首次飞行是在1967年11月9日进行的。
F-1发动机结构与性能
F-1发动机以燃气发生器循环为基础，在燃气发生器内燃烧一小部分燃料，产生燃气以驱动涡轮泵将燃料和氧化剂泵入主燃室，燃料和氧化剂混合并燃烧产生推力。发动机顶部是一个半球形小室，小室之下是喷射器，用来混合燃料和氧化剂。
一部分燃料进入喷射器，另一部分燃料通过178根管道直接通入推力室。盘旋的管道形成了推力室的上半部分，管道里面流过的低温燃料可以起到给推力室降温的作用，同时又充分预热了燃料自身。
燃料和液氧由不同的泵泵入，但泵由同一个涡轮驱动。涡轮转速为5500RPM，可产生55000制动马力(41MW)。在此功率下，每分钟可泵入58564升煤油和93920升液氧。涡轮泵可以应付严酷的温度环境：煤气的温度高达816℃，而液氧的温度低至-184℃。一些燃料煤油被用作涡轮的润滑剂和冷却剂。
推力室下方是喷嘴的延伸，大致延伸到发动机的一半长度位置。延伸部分将发动机的膨胀比从10:1提高到16:1。涡轮机排出的低温气体通过锥形歧管进入延伸部分，保护喷嘴在高温(3200℃)下不受损坏。
随着任务的进展，土星5号火箭的负荷逐渐增大，每次任务对发动机的性能要求略有差异。
洛克达因公司在F-1基础上开发出了新款的F-1A发动机。F-1A比F-1更轻，且推力更大（达到927吨），然而随着土星5号生产线的停产，F-1A发动机从未使用过。从上世纪70年代开始，不断有各种关于使用F-1来开发新型火箭的意见，但都未能成行。F-1一直保持着最强单燃烧室液体火箭发动机的地位。
4、J-2发动机
J-2发动机概况
J-2发动机由洛克达因公司制造，发动机最初的设计可以追溯到1959年Silverstein委员会的建议。洛克达因公司在1960年6月获得了研发J-2发动机的许可，初次飞行在1966年2月26日进行。
J-2发动机以低温液氢(LH2)和液氧(LOX)为推进剂，是美国在RS-25发动机之前曾生产的最大的液氢燃料火箭发动机，每台发动机在真空中能产生105吨的推力。J-2真空比冲为421秒，海平面比冲为200秒，质量约为1788kg。除了土星5号，曾有在其他大型火箭的上面级上使用多台J-2发动机的提议，例如Nova火箭。
J-2发动机工作原理如下：少量氧和氢进入燃气发生器并燃烧，产生的燃气依次推动氢涡轮泵和氧涡轮泵，最后将燃气注入喷管作为气膜冷却。液氢由氢泵加压后，先全部用于冷却喷管，然后大部分进入燃烧室作为燃料，小部分进入燃气发生器。液氧由氧泵加压后大部分直接进入燃烧室，小部分进入燃气发生器。J-2只有主泵，没有预压泵。
J-2发动机用于土星5号的S-IVB级时，能在关机之后再次点火。第一次点火持续约2分钟，将阿波罗飞船送入一个近地停泊轨道。在乘员确认飞船运转一切正常之后，J-2发动机重新点火，将航天器组合体加速送上奔月轨道。
J-2发动机在它的 历史 中进行了数次较小的改进，以提高发动机的性能。此外还有2次大型升级计划，包括采用拉伐尔喷管的J-2S和采用塞式喷管的J-2T，但两者在阿波罗计划结束后都被取消了。
J-2S
1964年，洛克达因公司为了改进J-2的性能而研发了这个试验版本，最主要的改动是将燃气发生器循环换成抽气循环，即通过燃烧室上的管道供应热气体，而不是通过独立的燃烧器。这些改动除了要移除发动机上部分结构，还降低了发动机启动的难度并妥善地协调了各燃烧室的关系。
其他的改动还包括节流系统、可变的燃料混合系统。还有一个新的“空闲模式”，它提供很少的推力，可用于在轨机动，或在再次燃烧之前稳定燃料箱。
试验中，洛克达因公司生产了六台样机，命名为J-2S。从1965到1972年，这些样机总共试车30858秒。1972年，美国当局决定不再生产土星5号，该发动机的研制也告一段落。而NASA考虑将J-2S用于其他用途，在众多航天飞机方案中，其中就有用五台J-2S来驱动的方案。
J-2T
J-2T是给J-2S加装一个新的塞式喷管，这会显著提高发动机的性能。试验用的两台发动机，J-2T-200k达到了20万磅力(90吨)的推力，J-2T-250k达到了25万磅力（113吨）。J-2T的研制工作也随着阿波罗计划的停止而停止。
J-2X
J-2X是J-2的一个新版本，它曾被计划用于已经取消的 星座 计划和奥赖恩载人飞船。原先的计划是使用两台J-2X来驱动地球出发级（EDS），每台J-2X将提供29.4万磅力（133吨）。J-2X将比J-2效率更高且更简单，但比航天飞机发动机成本低。J-2X的研究工作持续到2013年，目前已暂停。
三、
星5号火箭一级（S-IC级）
土星5号第一级（S-IC级）的两个箭体试制件由马歇尔太空飞行中心制造，并分别在阿波罗4号和阿波罗6号中得到验证。1961年12月，波音公司拿到了S-IC级的生产合同，S-IC推进器在位于路易斯安那州新奥尔良的波音公司密乔装配厂中建造。这家工厂也负责建造航天飞机外部燃料箱。
S-IC级推进器的高度达42米，直径10米（不包含尾翼），净重131吨，装满燃料后重量将近2300吨。五个F-1发动机排成十字型，中心的发动机位置固定，周围的四个发动机可以通过液压转向以控制火箭。
在飞行中，中央的发动机要比周围的发动机早关闭26秒，以限制加速度。在发射中，S-IC推进器将工作168秒钟（升空7秒前点火），随后发动机关闭。此时火箭的高度大约是68千米，而火箭大约飞行了93千米，速度达到2390米/秒。
在发射时，5台F-1火箭发动机产生3405吨的推力，这么大的推力需要坚固的承力结构。S-IC级有着整个火箭上最大的零件：5台主发动机的承力支架主梁，重21吨。
S-IC级的结构设计反映了F-1发动机、推进剂、控制、仪器和连接系统的要求，结构的主要材料为铝合金。主要包括：前裙、氧化剂箱、箱间段、燃料箱和推力结构。
前裙
前裙连接氧化剂箱与S-II级，包括前脱落插头连接板、电气和电子仪器盒、液氧箱和级间段的排气系统。前裙的外蒙皮用7075-T6铝合金制成，并用隔框和桁条进行了加强。
氧化剂箱
氧化剂箱的容量约136万升，箱壁由经机械铣成的T形剖面整体加筋加强，加筋上连接环形隔板。箱底上安装的十字形板用来防晃和消旋。贮箱为一个2219-T87铝合金的圆筒，上、下有两个半椭球形的箱底。氧化剂箱蒙皮厚度不等，后段厚0.25英寸，前段厚0.19英寸，分八段逐渐变薄。
箱间段
箱间段结构用来保持液氧箱和燃料箱之间的连续性，内部有与箱间脱落插头连接的液氧加注和排泄接头。蒙皮壁板和环框全部用7075-T6铝合金制成。
燃料箱
燃料箱容量约817649升，上、下有两个半椭球形的箱底，贮箱内壁上安装防晃板，箱底有十字形消旋板。由液氧箱引出的五条输送管穿过燃料箱，通到F-1发动机。箱底内部粘一层轻质泡沫填料，作为燃料吸除器，使贮箱中残留的无用燃料减到最少。贮箱蒙皮用2219-T87铝合金制成，后段厚0.193英寸，前段厚0.17英寸，分四段逐渐变薄。
推力结构
推力结构是发动机及其附件、底部热防护板、发动机整流罩和尾翼、推进剂管路、反推火箭以及环境控制管路的支撑结构，把五台发动机的集中载荷分散成均匀载荷。推力结构的外蒙皮由7075-T6铝合金制成。
位于S-IC级底部发动机摆动平面前部的热防护板，在飞行时对发动机的关键组件和底部结构进行热防护。热防护板是一种蜂窝结构壁板，由15-7PH不锈钢箔制成的蜂窝芯板和厚0.254毫米的面板钎焊而成。每台外围F-1发动机外部都用锥形整流罩保护着，以防止气动加载。整流罩内部有反推火箭和发动机作动器的支架。
四、
星5号火箭二级（S-II级）
土星5号第二级（S-II级）由北美航空公司（北美航空公司作为洛克维尔国际的一部分于1996年被波音公司收购）制造。S-II级使用液氢和液氧作为燃料，共有5个J-2火箭发动机。S-II级发动机的排列也呈十字形，外部的发动机可以提供控制能力。
S-II级有24.8米高，直径与S-IC级相同，都是10米。S-II的净重大约36吨，加满燃料后重达490吨。S-II级两个低温储箱（液氢储箱和液氧储箱）之间只用了一层板子相隔，这个隔板中间采用了苯酚蜂窝夹层结构，两侧用铝箔覆盖，需要承受两个燃料箱之间70℃的温度差。
S-II级可以在大气层外为土星5号提供大约36吨的推力。这级火箭的箭体主要用7075系的铝合金制成。
S-II级结构由壳体(包括前裙、后裙和级间段)、推进剂箱(包括液氢箱和液氧箱)和推力结构组成。壳体结构传递第一、第二级的助推载荷(轴向载荷、剪切和弯矩)以及相邻级、推进剂箱和推力结构之间的壳体弯曲和纵向力。
推进剂箱内装液氢和液氧推进剂，也是前裙和后裙之间的结构支撑。推力结构把五台J-2发动机的推力传给壳体结构，承受发动机推力产生的压缩载荷和承受发动机不工作时发动机重量产生的拉伸载荷以及S-II级助推时发动机重量产生的悬臂载荷。
壳体结构
壳体结构部件的结构形式相同，其中后裙和级间段因受力较大，故为较重型结构（前裙蒙皮厚度为0.04英寸，后裙和级间段为0.071英寸）。每段均为半硬壳式简壳，由7075号铝合金制成，外部用帽形截面桁条加强，内部用隔框增加稳定性。
推力结构
推力结构也是半硬壳式结构，但其形状为截锥形，锥的下底直径为18英尺，上底直径33英尺。推力结构同样用隔框和帽形截面的桁条加强。四对推力纵梁(在每台外围发动机处有两条)和一个中心发动机十字形支撑梁承受和分散J-2发动机的推力载荷。推力结构用7075铝合金制成，结构下部安装有玻璃纤维蜂窝夹层热防护板。推力结构还用来安装S-II级携带的大部分系统组件。
推进剂箱结构
液氢箱由圆筒形箱壁和上、下两个椭球形箱底组成，箱壁由六个短筒组成，各段用纵向和环向加强件加强。箱壁和箱底均由2014铝合金材料制成，并用熔焊方法焊接在一起。
贮箱共底（液氢箱的下底也是液氧箱的上底）为一种粘接的蜂窝夹层结构，这种结构可有助于保持液氢和液氧的低温特性。夹层结构的面板用2014铝合金板制成，为椭球形壳；中间的蜂窝夹芯用玻璃纤维/酚醛材料制成，夹芯的厚度不等，顶端厚约5英寸，周边厚0.008英寸。
液氧箱由上、下两个半椭形底组成，箱底由瓜瓣形板拼成，内表面铣成网格形。贮箱内部安装的三块环形防晃板抑制液氧晃动和液面扰动；贮箱下底液氧出口处安装了十字形消漩板，以消除液氧箱出口处产生的漩涡和使贮箱中推进剂剩余量最少。
系统隧道管
半圆形的系统隧道管安装在S-II级外部，从后裙部通到前裙段，内装有电缆、增压管路和贮箱推进剂消散用的火工品。S-IC级与仪器舱连接的电缆也通过这条隧道管。
五、
土星5号火箭三级（S-IVB级）
土星5号第三级（S-IVB级）由道格拉斯飞行器公司(于1967年与麦克唐纳公司合并，1997年一同并入波音公司)制造。除了级间的调整结构和重启动的能力，这一级几乎和土星1B号第二级完全一致。S-IVB级高18米，直径6.6米，净重11吨，加满燃料后重114吨。它使用了一个J-2火箭发动机，在两个燃料柜间也使用了共享箱壁。
S-IVB级在任务过程中会使用两次，在S-II级关闭后点火工作2.5分钟，在月球转移轨道射入阶段点火大约6分钟。两个加满液体燃料的辅助推进设备装在S-IVB级尾部，用来在待机轨道和月球转移阶段控制火箭的高度。
S-IVB级的基本结构组成：前裙、推进剂箱、后裙、推力结构和后级间段。除推进剂箱外，其他部分全为蒙皮桁条铝合金结构。
前裙段
前裙为液氢箱和仪器舱之间的支撑结构，由仪器舱上的检修门（参见仪器舱照片）可以检查前裙中的设备。前裙内有五块环境调节板，用来支撑各种电子组件，并对它们进行热调节。前裙外面安装了前脱落插头连接板、天线、液氢箱排气口和遂道管整流罩等。
推进剂箱
推进剂箱是一个圆筒状容器，两端有半球形底。中间的共底为半球形蜂窝夹层结构，夹层结构的上、下两个半球形面板由2014-T6铝合金制成，玻璃纤维/酚醛材料制成的蜂窝夹芯粘接在两块面板中间，液氢箱的内表面铣成网格形，网格形的内壁粘有聚氨酯泡沫瓦，瓦上用涂了密封胶的玻璃纤维布覆盖。
贮箱的箱壁承受前裙对接面前部的所有载荷，并把发动机的推力传给有效载荷。液氢箱内部有一个34英尺长的连续电容传感器、9个冷氦气瓶、温度和液位传感器、预冷泵、防晃板、防晃致偏器，以及加注、增压与排气管等。液氧箱内部有防晃板、预冷泵、13.5英尺长的连续电容传感器、温度和液位传感器，以及加注、增压与排气管等。
推力结构
推力结构是一个倒置的截锥壳，连接液氧箱后底与发动机支座。它为发动机提供连接点，并把发动机的推力均匀地传给整个贮箱的周边。推力结构外部安装发动机的导管、电缆和对接板、氦气瓶、液压系统、氧/氢燃烧器，以及某些发动机和液氧箱的仪器。
后裙部
圆筒形的后裙是液氢箱与后级间段中间的承力结构。一个易断的张紧连接件在S-II级分离时断开，使后裙与级间段分离。
后级间段
后级间段是一个截锥形壳体，是S-IVB级与S-II级之间的承力结构，也是S-II级和S-IVB级之间所需要的电气和机械连接的会合处。S-II级的反推火箭安装在级间段上，分离时级间段仍与S-II级连接。
六、
土星5号仪器舱
仪器舱由IBM制造，是装在土星5号S-IVB级顶部的一个圆筒形结构。它的内壁分布着土星5号火箭的弹道计算机、姿态稳定系统等关键部件，是整枚火箭的大脑。
仪器舱的基本结构是一个由铝合金蜂窝夹层材料制成的短圆筒，这是由三块长度相等的蜂窝夹层板拼成的，前后端框由挤压成的特制铝型材制成，型材粘接到蜂窝夹层上。之所以用此种结构，是因为它具有较高的强度重量比、良好的隔音和热传导特性。仪器舱的三块弧形板分别是检修壁板(Fin-A)、飞行控制计算机壁板(Fin-B)和惯性导航平台壁板(Fin-C)。
在上图中，左下方有一个检修门，这附近就是Fin-A。检修门旁边有个黑色的管子，这管子和上面的整个环形的管路是连在一起的，是用来控制土星5号大脑温度的环境控制管路。黑色管子下面藏着一个2.7升的小气瓶，内有高纯氨气。黑色管子右侧的圆柱形罐子是储水箱。水箱左侧的红色盒子是D-30电池系统。
水箱右侧是弹载计算机和弹载数据记录仪。图片正下方（记录仪右侧）的盒子里是控制指令分配器和遥测遥控指令译码器。这个盒子右边的那些盒子是遥测天线对应的电子器件盒，包括VHF遥测天线、c波段天线、PCMCCS天线等。
图片右侧的那个大球就是存放氨气的地方，供气压力为703吨/平方米。大球旁边是ST-124-M3惯性导航陀螺仪。
图片右上方的大方盒子为土星5号火箭的ST-124-M3惯性导航陀螺稳定平台的控制电路。平台旁边是加速度计信号调节器和专门供给导航系统用的56伏电源。另外的电源系统还有28伏直流电源，供小负载的电气系统使用，另有5伏直流电源供传感器使用。
七、
星5号运载火箭应用情况
八、
土星5号之后美国重型运载火箭的发展
好。复数形式：modules; module 基本解释名词模块; 组件; （宇宙飞船上各个独立的）舱; 测量流水等的单位module 网络解释1. 模数：如机械式冷藏集装箱的机械制冷装置及其所需的燃油;台架式集装箱上两侧的立柱;开顶集装箱上的帆布顶篷等.国际标准化组织(ISO)与运输和货物成组化有关的技术委员会共有三个:1.模数(module)与模数化2. module在线翻译2. 组件：山东泰岱光伏科技有限公司是一家集拉晶、切片、组件、光伏系统工程和光伏应用产品的研发、制造、销售和售后服务为主导的高新技术企业,以优质高效的服务打造太阳能发电产品和系统整合专家. 公司占地350亩,总建筑面积125640平方米,计划总投资5.3亿元,规划年产 200MW硅片(WAFER),200MW组件(MODULE)与光伏伺服系统集成(SOLAR TR3. 单元：教学内容按10个单元(module)来组织,十分有利于教学计划的安排,内容由浅入深,按单元组织习题与案例,可有效均衡整个学期的学习内容. (1) 通过详细的课程大纲,确定每章(Module)及以下各节(Topic)的重点,以不同能力要求(Level of Competence)加以划分,module 双语例句1. Each module comes with many drill-downs and lookups to put information at your fingertips.每一个模块来与许多演练下调和查找，把信息在您的指尖。2. It consists of FIA system, semiconductor thermostat, immobilized enzyme reaction column, thermal sensor and data collection module.主要由流动注射分析系统、半导体恒温器、固定化酶反应柱、量热传感器、数据采集模块组成。3.3. At first This paper formulates the necessity for depurating network information content, and introduces the history of information security and study point in information security. Also this paper analyses in detail the key technology of content filtering such as data frame capture, bridge, network protocol analysis and content analysis. And then this paper comes up with the solution for content filtering facing application layer which is based on the technology of protocol analysis and format conversion in combination with text filtering techonology of Multiple Patterns Matching..Also this paper amplifies on the design and the implement method of each module. Finally this paper introduces how the client of content filtering system manages the keywords and log and makes suggestion for the improvement of the system.本文首先阐述了对网络信息内容净化的必要性，介绍了信息安全的发展过程以及当前信息安全方面的研究重点，详细分析了内容过滤的关键技术，如数据帧捕获、网桥、网络协议分析和内容分析等方面的技术，然后提出了在Windows2000下实现基于协议分析技术，结合多模式匹配的文本过滤技术，面向应用层的内容过滤解决方案，并给出了内容过滤引擎的详细设计以及各个模块的实现方法，最后介绍了内容过滤系统客户端对有害信息关键词和日志的管理以及对本系统改进的一些建议。4. module4. It is difficult to make due to the complex technology and large quantity of special module...另外 ，技术复杂，专用组件多，制造难度大。5. In this system, microvolt amplifying circuit module and isolation amplifying circuit module is used in external circuit, improving exactitude of plasma diagnosed, and overcoming separate disturbance effectively.该系统的外围接口电路采用微伏放大模块和隔离放大模块，提高了信号采集的精度，并有效克服了各种干扰。6. A virtual engine was set up by MVEM and dedicated engine module base offered by AMESim, The interface modules in software AMESim and the Simulink were used to connect the features of the two softwares., The overall control system was set up in Simulink. The AMESim and Simulink corporation simulation model for CNG engine electronic controlling system was completed.利用AMESim软件提供的平均值发动机模型和一些发动机专用模块库建立虚拟发动机，同时利用AMESim和Matlab/Simulink接口模块成功地将两种软件的各自特点结合其来，在Simulink中完成了整个控制系统建模，并对应用氧传感器信号的CNG发动机闭环控制进行了联合仿真。7. Firstly, the system dynamics model of the LRE and the structural and damage models of the critical component are built. With these models the computations and analyses are carried out. Some results are obtained. For example, developed is the LRESim, a universal simulation module library for the LRE, which can be applied to investigate the related problems of the startup transient and the steady state process, or to demonstrate the different schemes in the phase of design of LRE. The finite element method and the intensity calculating method are used to analyze the structural dynamic characteristics, respectively. It is a kind of preferable method in analyzing real-time online structural dynamic characteristics at present. The ICM acts as a main online computing method, while the FEM provides offline correction for the computing results. The damage-calculating model based on the continuous time is built for the material constructed turbine blades. The simulation computations are carried out. The results indicate that the model is suit of this research. Secondly, the main innovative works are introduced.分别进行了发动机系统动力学模型的建立与仿真分析、关键部件结构与损伤模型的建立与仿真分析的研究，得到如下结果：开发了一种比较通用的液体火箭发动机模块化仿真模块库LRESim，可用其仿真研究发动机起动、稳态等工作过程以及不同的发动机系统方案设计中的有关问题；通过比较研究有限元方法与强度计算方法在涡轮叶片结构动特性分析中的适用性问题，提出以强度计算方法在线应用为主，结合有限元方法的离线修正是现阶段进行结构动特性实时在线分析的一种较好方法；建立了涡轮叶片材料基于时域的损伤计算模型，经仿真计算分析，表明该模型适应本文的研究要求。8. The system managing module is the base of the system.系统管理是系统运行的基础。9. Data collection module is the base of the condition monitoring and fault diagnosis system.数据采集模块是状态监测与故障诊断系统的基础。10. The Base Module is the key component of the system.底座模块是系统的关键组成部分。11. This task is a part of design of High Speed Data Testing Module base on VXI bus.摘 要：本课题是基于VXI总线的高速数据测试模块设计的一部分。12. module什么意思12. Last but not least the base module allows to manage your community members.最后但并非最不重要的基础模块允许管理您的社区成员。13. The Community Core module is the base one.社会的核心模块是基础之一。14. module14. The second part of this thesis shows the hardware implementation of base station transmitting module.本文的第二部分介绍了WCDMA下行链路的物理层协议，复用处理流程以及基站发射模块的硬件设计。15. We study emphatically on the key technology of how to realize information mutually in the course of communicating among each module.随后，论文阐述了开发基于uClinux嵌入式操作系统的PDA线务通通信协议的思路，着重对通信过程中如何实现模块间的信息交互这个关键技术进行了研究，并给出了相应的解决方案。16. module16. Since we don't have the compile time type machinery here, (remember, we're communicating with a binary module possibly from another compiler), we have to communicate the type to the plugin in some other way.由于我们没有编译时类型的机器在，（请记住，我们的二进制模块编译器可能是从另一个沟通），我们要传达类型的其他方式插件。17. module17. This software is composed of the following three functional modules: data collector module, serial data communicating module and networkcommunicating module respectively.该软件主要由三大功能模块构成，分别为数据集中器模块，串行数据通讯模块，网络通讯模块。18. Meanwhile, it analyzed its component, designed the communicating card, the module of remote monitoring system, and the monitoring software, and realized its monitoring to remote elevator.电梯远程监控系统能够实现对多台电梯运行状态及故障状态的实时监控，降低服务成本，节省大量的人力，是现代化物业管理的一种必要手段111。19. In chapter 5, the experimental measurement software is developed and discussed, including serial port communicating module, image grabbing and processing module and the three dimensional conformation of measured object by STL file format.第五章介绍了为测量实验而设计的测量软件系统，其中包括：以串口通信方式实现对步进位移平台的控制、所用到的各种图像处理算法和以STL文件格式实现物体的三维重构。20. The author introduces Ethernet control chip DM9161 that will be required in the designs of the Ethernet Communicating interface module, and the embedded micro-controller介绍了设计此嵌入式系统以太网通信接口模块所需的以太网控制芯片DM9161和S3C2510A嵌入式微控制器。module 词典解释1. (大学课程的)单元，模块A module is one of the separate parts of a course taught at a college or university.modulee.g. These courses cover a twelve-week period and are organised into three four-week modules.这些课程要上12周，分为3个单元，每单元4周。2. (航天器的)分离舱A module is a part of a spacecraft which can operate by itself, often away from the rest of the spacecraft.e.g. A rescue plan could be achieved by sending an unmanned module to the space station.可以通过向太空站发射无人太空舱来实现救援计划。3. （建筑物中的）构件，组件，模块A module is one of a set of parts from which some buildings are made. Each module is made separately, and the completed modules are then joined together to form the building.module的解释4. (机器的)组件，部件;(尤指计算机的)模块，程序块A module is a part of a machine, especially a computer, which performs a particular function.module 单语例句1. BEIJING - Three Chinese astronauts floated into the cabin of an orbiting module Monday afternoon, becoming the first group of Chinese to enter an orbiter in space.2. Grabbing handles on one side of the capsule which was colored khaki to signal " ground ", he quickly made his way into the space lab module.3. The upcoming space walking will be the second step, and the third step will be docking between capsule and space module.4. The PMM was converted from the multipurpose logistics module Leonardo and will provide additional storage for the station crew.5. The assisting astronaut will then return to the orbit module and close the door.6. Signals received in the Beijing Aerospace Command and Control Center indicated that the orbital module of Shenzhou V was operating smoothly.7. He waved a Chinese flag handed over by his companion Liu Boming, who helped the " walk " in the orbital module.8. LCD module accounts for 70 percent of the production cost of an LCD television.9. The new identity module contains user information and data features on a removable smart card about the size of a postage stamp.10. " It's impossible to know the conditions that the module descending onto the moon will experience, " he said.module 英英释义noun1. a self-contained component (unit or item) that is used in combination with other components2. computer circuit consisting of an assembly of electronic components (as of computer hardware)3. detachable compartment of a spacecraft4. one of the inherent cognitive or perceptual powers of the mindSynonym: facultymental faculty
你们才七百字啊？我们让写三千字
飞行器及其动力装置、附件、仪表所用的各类材料，是航空航天工程技术发展的决定性因素之一。航空航天材料科学是材料科学中富有开拓性的一个分支。飞行器的设计不断地向材料科学提出新的课题，推动航空航天材料科学向前发展；各种新材料的出现也给飞行器的设计提供新的可能性，极大地促进了航空航天技术的发展。 航空航天材料的进展取决于下列3个因素:①材料科学理论的新发现：例如，铝合金的时效强化理论导致硬铝合金的发展；高分子材料刚性分子链的定向排列理论导致高强度、高模量芳纶有机纤维的发展。②材料加工工艺的进展：例如，古老的铸、锻技术已发展成为定向凝固技术、精密锻压技术，从而使高性能的叶片材料得到实际应用；复合材料增强纤维铺层设计和工艺技术的发展，使它在不同的受力方向上具有最优特性，从而使复合材料具有“可设计性”，并为它的应用开拓了广阔的前景；热等静压技术、超细粉末制造技术等新型工艺技术的成就创造出具有崭新性能的一代新型航空航天材料和制件，如热等静压的粉末冶金涡轮盘、高效能陶瓷制件等。③材料性能测试与无损检测技术的进步：现代电子光学仪器已经可以观察到材料的分子结构；材料机械性能的测试装置已经可以模拟飞行器的载荷谱，而且无损检测技术也有了飞速的进步。材料性能测试与无损检测技术正在提供越来越多的、更为精细的信息，为飞行器的设计提供更接近于实际使用条件的材料性能数据，为生产提供保证产品质量的检测手段。一种新型航空航天材料只有在这三个方面都已经发展到成熟阶段，才有可能应用于飞行器上。因此，世界各国都把航空航天材料放在优先发展的地位。中国在50年代就创建了北京航空材料研究所和北京航天材料工艺研究所，从事航空航天材料的应用研究。 简况18世纪60年代发生的欧洲工业革命使纺织工业、冶金工业、机器制造工业得到很大的发展，从而结束了人类只能利用自然材料向天空挑战的时代。1903年美国莱特兄弟制造出第一架装有活塞式航空发动机的飞机,当时使用的材料有木材(占47％),钢（占35％）和布（占18％）,飞机的飞行速度只有16公里/时。1906年德国冶金学家发明了可以时效强化的硬铝，使制造全金属结构的飞机成为可能。40年代出现的全金属结构飞机的承载能力已大大增加，飞行速度超过了600公里/时。在合金强化理论的基础上发展起来的一系列高温合金使得喷气式发动机的性能得以不断提高。50年代钛合金的研制成功和应用对克服机翼蒙皮的“热障”问题起了重大作用，飞机的性能大幅度提高,最大飞行速度达到了3倍音速。40年代初期出现的德国 V-2火箭只使用了一般的航空材料。50年代以后，材料烧蚀防热理论的出现以及烧蚀材料的研制成功，解决了弹道导弹弹头的再入防热问题。60年代以来,航空航天材料性能的不断提高,一些飞行器部件使用了更先进的复合材料，如碳纤维或硼纤维增强的环氧树脂基复合材料、金属基复合材料等，以减轻结构重量。返回型航天器和航天飞机在再入大气层时会遇到比弹道导弹弹头再入时间长得多的空气动力加热过程，但加热速度较慢，热流较小。采用抗氧化性能更好的碳-碳复合材料陶瓷隔热瓦等特殊材料可以解决防热问题。 分类飞行器发展到80年代已成为机械加电子的高度一体化的产品。它要求使用品种繁多的、具有先进性能的结构材料和具有电、光、热和磁等多种性能的功能材料。航空航天材料按材料的使用对象不同可分为飞机材料、航空发动机材料、火箭和导弹材料和航天器材料等；按材料的化学成分不同可分为金属与合金材料、有机非金属材料、无机非金属材料和复合材料。 材料应具备的条件用航空航天材料制造的许多零件往往需要在超高温、超低温、高真空、高应力、强腐蚀等极端条件下工作，有的则受到重量和容纳空间的限制，需要以最小的体积和质量发挥在通常情况下等效的功能，有的需要在大气层中或外层空间长期运行，不可能停机检查或更换零件，因而要有极高的可靠性和质量保证。不同的工作环境要求航空航天材料具有不同的特性。 高的比强度和比刚度对飞行器材料的基本要求是：材质轻、强度高、刚度好。减轻飞行器本身的结构重量就意味着增加运载能力，提高机动性能，加大飞行距离或射程，减少燃油或推进剂的消耗。比强度和比刚度是衡量航空航天材料力学性能优劣的重要参数： 比强度＝/ 比刚度＝/式中[kg2][kg2]为材料的强度，为材料的弹性模量，为材料的比重。 飞行器除了受静载荷的作用外还要经受由于起飞和降落、发动机振动、转动件的高速旋转、机动飞行和突风等因素产生的交变载荷，因此材料的疲劳性能也受到人们极大的重视。 优良的耐高低温性能飞行器所经受的高温环境是空气动力加热、发动机燃气以及太空中太阳的辐照造成的。航空器要长时间在空气中飞行，有的飞行速度高达3倍音速,所使用的高温材料要具有良好的高温持久强度、蠕变强度、热疲劳强度，在空气和腐蚀介质中要有高的抗氧化性能和抗热腐蚀性能，并应具有在高温下长期工作的组织结构稳定性。火箭发动机燃气温度可达3000[2oc]以上，喷射速度可达十余个马赫数，而且固体火箭燃气中还夹杂有固体粒子，弹道导弹头部在再入大气层时速度高达20个马赫数以上，温度高达上万摄氏度，有时还会受到粒子云的侵蚀，因此在航天技术领域中所涉及的高温环境往往同时包括高温高速气流和粒子的冲刷。在这种条件下需要利用材料所具有的熔解热、蒸发热、升华热、分解热、化合热以及高温粘性等物理性能来设计高温耐烧蚀材料和发冷却材料以满足高温环境的要求。太阳辐照会造成在外层空间运行的卫星和飞船表面温度的交变，一般采用温控涂层和隔热材料来解决。低温环境的形成来自大自然和低温推进剂。飞机在同温层以亚音速飞行时表面温度会降到-50[2oc]左右,极圈以内各地域的严冬会使机场环境温度下降到-40[2oc]以下。 在这种环境下要求金属构件或橡胶轮胎不产生脆化现象。液体火箭使用液氧(沸点为-183[2oc])和液氢(沸点为-253[2oc])作推进剂，这为材料提出了更严峻的环境条件。部分金属材料和绝大多数高分子材料在这种条件下都会变脆。通过发展或选择合适的材料，如纯铝和铝合金、钛合金、低温钢、聚四氟乙烯、聚酰亚胺和全氟聚醚等，才能解决超低温下结构承受载荷的能力和密封等问题。 耐老化和耐腐蚀各种介质和大气环境对材料的作用表现为腐蚀和老化。航空航天材料接触的介质是飞机用燃料(如汽油、煤油)、火箭用推进剂（如浓硝酸、四氧化二氮、肼类）和各种润滑剂、液压油等。其中多数对金属和非金属材料都有强烈的腐蚀作用或溶胀作用。在大气中受太阳的辐照、风雨的侵蚀、地下潮湿环境中长期贮存时产生的霉菌会加速高分子材料的老化过程。耐腐蚀性能、抗老化性能、抗霉菌性能是航空航天材料应该具备的良好特性。 适应空间环境空间环境对材料的作用主要表现为高真空(1.33×10[55-1]帕)和宇宙射线辐照的影响。金属材料在高真空下互相接触时，由于表面被高真空环境所净化而加速了分子扩散过程，出现“冷焊”现象；非金属材料在高真空和宇宙射线辐照下会加速挥发和老化，有时这种现象会使光学镜头因挥发物沉积而被污染，密封结构因老化而失效。航天材料一般是通过地面模拟试验来选择和发展的，以求适应于空间环境。 寿命和安全为了减轻飞行器的结构重量，选取尽可能小的安全余量而达到绝对可靠的安全寿命，被认为是飞行器设计的奋斗目标。对于导弹或运载火箭等短时间一次使用的飞行器，人们力求把材料性能发挥到极限程度。为了充分利用材料强度并保证安全，对于金属材料已经使用“损伤容限设计原则”。这就要求材料不但具有高的比强度，而且还要有高的断裂韧性。在模拟使用的条件下测定出材料的裂纹起始寿命和裂纹的扩展速率等数据，并计算出允许的裂纹长度和相应的寿命，以此作为设计、生产和使用的重要依据。对于有机非金属材料则要求进行自然老化和人工加速老化试验，确定其寿命的保险期。复合材料的破损模式、寿命和安全也是一项重要的研究课题。
同学，你不要这么直接好吧，我也是在那上课的，也是上网搜就行了，唉，，，木有办法。哈哈。。。这个老师应该会让咱们过吧
在大型运载火箭上装一个大的整流罩的原因：一是整流罩可以保护飞船，为飞船提供良好的环境，承受因高速气流产生的各种影响因素。二是紧急情况下实施逃逸时，整流罩可以作为传力结构，承受逃逸飞行时的载荷作用。
整流罩用于保护卫星及其它有效载荷，以防止卫星受气动力、气动加热及声振等有害环境的影响，是运载火箭的重要组成部分。
卫星整流罩一般为蚌壳式(两半)结构，由端头、前锥段、圆筒段、倒锥段和纵向及横向分离机构等组成。
根据运载任务的不同，每种型号的运载火箭都具有一种或多种形状的卫星整流罩，如单星罩、双星罩、多星罩等。
火箭起源于中国，是我国古代的重大发明之一，早在宋代就发明了火箭，在十三世纪以前，中国的火箭技术在世界上遥遥领先，火箭是热机的一种，工作时燃料的化学能最终转化成火箭机械能.现代火箭用来发射探测仪器，以及人造卫星、宇宙飞船、航天飞机等空间的飞行器.目前各种型号的中国火箭有： 1、长征一号是我国第一枚三级运载火箭.它以两级液体火箭为基础，加固体第三级.固体发动机由固体发动机研究院研制.全箭由中国运载火箭技术研究院技术抓总.箭长29．46m，最大直径2．25m，起飞质量81．5t，起动推力达106 N.二、三级有转接锥壳相连.第三级与第二级完全分离后，起旋火箭点火，使第三级在空中自由起旋.整流罩用水平抛脱.长征一号火箭具有将300 kg的卫星射入倾角为70°、高为440km的圆轨道的运载能力. 1970年4月24日，“长征一号”运载火箭在酒泉发射中心首次发射我国第一颗人造地球卫星“东方红一号”，再次发射把实践一号科学实验卫星送入轨道. “长征一号”的改型，“长征一号丁”，在原一二级基础上，更换三级固体发动机，将使其近地轨道的运载能力达到700kg～750kg. 2、长征二号两级液体运载火箭，全箭长约32m，最大直径3．35m，起飞质量190 t，一级装有4台发动机，地面推力为2．8×106 N，二级主发动机真空推力7．3×105 N，还有4个可以遥控的游动发动机(总推力4．7×104N)，能将1．8 t的有效载荷送入近地轨道，1974年11月首次发射，由于一根导线有暗伤，导致飞行试验失败.1975年11月发射返回式遥感卫星准确入轨.接着，又发射两次，均获成功. 随着卫星对火箭运载能力要求的提高，“长征二号”火箭也作了相应的技术状态的修改，使技术性能和运载能力均有所改进和提高.近地轨道运载能力达到2．5 t左右，命名为“长征二号丙”，多次发射均获得成功.发射表明：“长征二号丙”设计方案正确，性能稳定，质量可靠，获得国内外同行的好评. 3、长征二号E即长征二号捆绑火箭，中国运载火箭技术研究院研制的第一枚推力捆绑式(也叫集束式)运载火箭，它是以经过改进的“长征二号丙”火箭作芯级(一级加长4．6 m，二级加长5．2 m)第一级箭体上并联4个长15．3 m，直径2．25 m的液体助推火箭.上面级和卫星都装在直径4．2 m，高10．5 m的整流罩内，全箭长49．7 m，芯级直径3．35 m，芯级一级发动机4机关联，加上4枚助推火箭，总推力为6×106N，可把8．8 t有效载荷送入200 km的圆轨道，1988年底获准研制，只用了18个月的时间，实现了预定目标.1990年7月16日首次发射，一举成功，把一颗巴基斯坦的科学试验卫星和一模拟有效载荷准确送入轨道.用如此短的周期，研制成功一个新型大推力运载火箭，这在我国是史无前例的，在世界航天史上也属罕见，它为我国发展载人航天技术和满足国际卫星发射服务市场的需要奠定了基础.1992年为澳大利亚发射两颗美制第二代通信卫星. 这种火箭，如配以中国的固体推进剂的上面级可将3 t的有效载荷送入同步转移轨道；如配以液氢液氧推进剂上面级，构成“长征二号E/HO”，其同步轨移轨道的运载能力将达到4．8t. 4、长征三号是以“长征二号丙”为原型加氢氧第三级组成的三级运载火箭.由中国运载火箭技术研究院负责总设计和研制第三级，第一、第二级由上海航天局承制，全箭总长44．56 m，起飞质量202 t，起飞推力2．8×106 N，第三级氢氧发动机在高空失重条件下二次启动.其同步转移轨道推力为1．4×104N.1984年1月29日首次发射，由于第三级发动机二次启动不正常，卫星进入近地轨道运行.经过70个昼夜的奋斗，4月8日再发射，获得圆满成功. 1990年4月7日，“长征三号”为香港卫星通信有限公司成功地发射了亚洲一号通信卫星，标志着中国的长征系列运载火箭开始步入国际卫星发射服务市场. 5、“长征三号甲”“长征三号甲”是为发射新一代通信广播卫星而研制的新型运载火箭.它在“长征二号”运载火箭的基础上，采用了多项先进技术，同步转移运载能力由原来的1．4 t提高到2．5 t，它是一种大型三级液体火箭，全长52．5 m，直径和整流罩均超过长征三号，起飞质量241 t，起飞推力3×106 N，火箭质量近40 t，自1986年2月开始研制，重大技术有30多项，其中火箭的三级推力氢氧发动机，冷氦加温增压系统，动调陀螺四轴平台，低温氢气能源双向摇摆伺服机构等4项技术已属世界一流.我国航天科技工作者倾注8年心血研制的这种运载火箭，至今发射3次，均获成功，巍巍长箭涉三关，在我国航天史上写下一页新的篇章. 首试锋芒送双星.1994年2月8日北京时间下午4时34分，最新研制的“长征三号甲”运载火箭在西昌卫星发射中心点火起飞，将一颗“实践4号”空间探测卫星和一颗模拟卫星送上太空. 前功尽弃经磨难.第二枚“长征三号甲”运载火箭于1994年11月30日凌晨1时2分在西昌卫星中心发射成功，火箭点火升空后，经过24分钟飞行，把我国新一代通信卫星“东方红3号”送入近地点20．58 km，远地点36 220 km的地球同步转移轨道，卫星完成第三次变轨，进入巡航姿态.经过三次变轨后，卫星已在准同步轨道上运行.由于星上姿态控制推力器燃料泄漏，未达到进入同步轨道的目的.1997年5月12日，“长征三号甲”运载火箭第三次发射，成功地将“东方红3号”通信广播卫星送入预定轨道. 6、长征三号乙我国自行研制、目前运载能力最大的新型捆绑式运载火箭“长征三号乙”于1997年8月20日凌晨从西昌卫星发射中心成功地将菲律宾卫星送入轨道，这表明长征系列运载火箭具备了能把5 000 kg有效载荷送入高轨道的能力.这是长征火箭第46次成功发射，也是中国长城工业总公司第12次执行商业发射服务合同. “长征三号乙”火箭全长54838 m，起飞质量426t，可将5000 kg的有效载荷送入倾角为28．5°的地球同步转移轨道，它充分继承了长征系列的芯级除贮箱加长，结构加强及整流罩加大以外，与长征三号甲火箭相同，也具有在真空条件下二次启动能力的氢氧发动机技术和同轴挠性平台等技术.火箭一级周围捆绑的4个助推器，与长二捆火箭完全相同.由于捆绑了助推器，其控制和遥测系统在长三甲的基础上作了相应的修改，是中国长征系列火箭中高轨道运载能力最大的火箭. 马部海卫星是美国劳拉空间系统公司在fs1300平台的基础上设计的三轴稳定地球同步通信卫星，它共有30个C波段转发器和24个KU波段转发器，能向菲律宾、中国和东南亚地区提供语言、图像和数据传输等通信服务.马部海卫星是亚洲地区功率最大的通信卫星，其最大分离质量约3770kg，在轨道寿命超过12年.它将定点在东经144暗某嗟郎峡 .1997年10月17日凌晨3点13分，长征三号乙运载火箭在西昌卫星发射中心又一次发射升空，将亚太二号R通信卫星成功送入预定轨道，远地点47 922 km近地点201 km，倾角24．4º，卫星质量3 700 kg，此次发射是长征系列运载火箭是48次发射. 7、风暴一号是两级运载火箭.由上海航天局研制，火箭长32．6 m，直径3．35 m，起飞推力2．8×106 N，起飞质量191 t，推进剂为四氧化二氮和偏二甲肼.一级发动机由四台可切向摇摆的游动发动机组成，二级发动机由一台主发动机和四台可切向摇摆的游动发动机组成.制导系统采用平台一计算机全惯性系统，姿态控制采用有源网络校正装置，贮箱采用主强度铝合金材料，采用自然增压方案.“风暴一号”可把1 500 kg的有效载荷送入近地轨道. 为了提高运载能力，采用了大幅度减轻结构重量，降低发动机混合比偏差，一级采用耗尽关机.二级主发动开机后采用游动发动机小推力飞行入轨等措施.为了提高轨道精度，采用了速度导引有机结合的制导方法，为了用一枚火箭发射三颗卫星，攻克了结构动力学和多星分离运动学的技术关键. 1975年以来，“风暴一号”先后发射了六颗卫星.它们是三颗科学技术实验卫星和1981年9月20日用一枚“风暴一号”运载火箭成功发射的三颗卫星. 8、长征四号是一种多用途三级常温推进剂运载火箭，具有性能优良，结构可靠，成本低廉，发射场通用，使用方便等特点，由上海航天局研制. “长征四号”采用四氧化二氮和偏二甲肼推进剂，全长41．9 m，改进的一、二级直径为3．35 m，新研制的三级直径为2．9 m，火箭起飞质量249 t，起飞推力3×106N.“长征四号”在总体上进行了优化设计，加长一级推进剂贮箱4 m，加大一级发动机推力2×105N，三级采用两台5×104N推力的发动机，减轻结构设计质量约300 kg，使火箭的运载能力大幅度提高，该火箭运送地球同步转移轨道卫星的运载能力为1 250 kg，运送900 km高度的太阳同步轨道卫星的运载能力为1 650 kg.“长征四号”在国内大型运载火箭上首次应用了数字式姿态控制系统.三子级全程氮气压力值增压输送系统，三子级双向摇摆发动机.无水肼表面张力定箱，三级单层高强度铝薄壁共贮箱等多项先进技术. 1988年9月7日和1990年9月3日，“长征四号”运载火箭两次发射太阳同步轨道“风云一号”气象卫星均获圆满成功.“长征四号”具有两种不同直径的卫星整流罩，可适应不同质量和尺寸的有效载荷，也可一箭多星发射，这为承担多种卫星的发射业务，特别是为发射同步轨道和极地轨道卫星创造了有利的条件. 附： 主要数据 长/m 芯级最大直径/m 起飞推力/N 运载能力/t 轨道/km 长征一号 29．46 2．25 1．04×106 0．3 400 长征二号 32 3．35 2．8×106 1．8 近地 长征二E 49．7 3．35 6×106 8．8 200 长征三号 44．56 3．35 2．8×106 1．4 同步轨道 长三甲 52．5 3．35 3×106 2．5 同步轨道 长三乙 54．848 3．35 5．0 同步轨道 风暴一号 32．6 3．35 2．8×106 4．8 200 长征四号 41．9 3．35 3×106 1．25 同步轨道
卫星整流罩设计与“三化”卫星整流罩设计与“三化”李耀民摘要 对国内外几个典型的运载火箭整流罩进行了综合论述,较系统地阐述了卫星整流罩的组成、功能、结构形式、分离系统以及抛罩试验情况，并对卫星整流罩的设计思想、设计要求及今后如何开展卫星整流罩的“三化”(系列化,规范化,组合化)设计提出了具体意见和建议。1 前 言当运载火箭在大气中飞行时,卫星整流罩用于保护卫星及其它有效载荷,以防止卫星受气动力,气动加热及声振等有害环境的影响。它是运载火箭的重要组成部分。根据运载任务的不同,每种型号的运载火箭都具有一种或多种形状的卫星整流罩,如单星罩、双星罩、多星罩等。就长征系列运载火箭而言,也有各自系统的卫星整流罩。随着长征系列运载火箭逐步进入国际发射市场及国内发射任务的不断增加,一种型号运载火箭也将具有多种形状的卫星整流罩，以满足不同发射任务的需求。如果按任务来设计卫星整流罩,势必增加研制周期,提高发射成本。国外统计数据表明,完全定制的卫星整流罩的费用,大约比标准整流罩的费用高出75%,为此各国正在积极开展卫星(有效载荷)接口标准化,分离通用化以及卫星整流罩标准化和罩内预封装技术的研究。这不但可以大大降低发射费用,缩短发射准备时间,而且可以提高发射的成功率和可*性。目前,长征系列各型号在卫星整流罩设计方面,出现了结构雷同、形状各异的多品种卫星整流罩,造成人力、物力、财力和研制周期的浪费。开展卫星整流罩的“三化”(系列化,规范化,组合化)设计已成为当务之急。本文针对目前存在的问题,通过对国内外几个典型运载火箭卫星整流罩的设计进行综合论述,从中获取一些有益于开展“三化”设计的东西,以提高卫星整流罩设计的标准化水平。卫星整流罩的组成及功能2.1 卫星整流罩的组成卫星整流罩一般为蚌壳式(两半)结构,由端头、前锥段、圆筒段、倒锥段和纵向及横向分离机构等组成2.2 卫星整流罩的功能卫星整流罩的功能有：a) 保护卫星不受气动力的作用;b) 保护卫星不受气动加热的作用;c) 解锁分离系统保证卫星整流罩顺利分离;d) 当运载火箭处于临射状态时,可对整流罩内的温度、湿度进行调节,以保证卫星不受低温和环境的影响;e) 保护罩内卫星不受各种烟雾环境的污染。3 卫星整流罩的结构形式卫星整流罩可以分圆锥-圆筒形(图2)和圆锥-圆筒-倒锥形(图3)两种。3.2 按结构形式分3.2.1 半硬壳式铝合金铆接结构半硬壳式铝合金铆接结构是由蒙皮/桁条/隔框铆接而成的半硬壳式结构。美国宇宙神和宇宙神/人马座运载火箭卫星整流罩就是采用这种结构。欧洲阿里安1运载火箭卫星整流罩也是半硬壳式结构,其端头为不锈钢半球形鼻锥,前锥段用铝合金加软木保护层制成,圆筒段由金属蒙皮和隔框/桁条制成,倒锥段为在两层凯夫拉纤维壁板间充填环氧树脂的蜂窝结构,倒锥段内壁为金属桁条加强结构。3.2.2 复合材料夹层结构和铝合金蜂窝夹芯结构共用的复合结构根据卫星整流罩部位的不同,采用了多种复合结构,如美国的大力神3运载火箭卫星整流罩采用了碳/环氧蒙皮和铝蜂窝夹芯结构，欧洲阿里安4采用了碳纤维、玻璃钢纤维混合增强的环氧复合材料蒙皮和铝蜂窝夹芯胶接夹层结构。阿里安5则改为碳纤维增强塑料蒙皮和铝蜂窝芯的夹层结构。日本H-2运载火箭卫星整流罩的端头帽是用铝合金制成的一体成形件,锥段和筒段均采用了铝合金蜂窝夹层结构。为了防止气动加热的影响,在端头帽和锥段涂有二氧化硅系的耐热涂层。CZ-3运载火箭卫星整流罩的端头采用了玻璃钢结构,前锥段采用了非金属玻璃钢蜂窝夹芯结构,筒段为铝合金蜂窝夹芯结构,而倒锥段则为化铣网格结构。到CZ-3A时,端头改用玻璃钢复合材料,前锥和筒段均为铝合金蜂窝夹层复合结构,外表面贴软木防热。CZ-2E运载火箭卫星整流罩的端头为玻璃钢层压结构,前锥段为玻璃钢面板和玻璃钢夹芯的胶接夹层结构,圆筒段和倒锥段采用铝合金面板和铝合金蜂窝夹芯的胶接夹层结构。3.3 按分离方式分3.3.1 过顶式分离的整体罩结构卫星整流罩为一整体,分离时整流罩向前推,直到卫星完全脱离。3.3.2 剥离式分离的蚌式结构整流罩沿纵向分开成两半,象一个蚌壳,*箍带或锁销、爆炸螺栓和无污染导爆索连接在一起,成为一个受力构件。分离冲量装置有弹簧、火药弹射筒、冷气射流和无污染导爆索。目前大型卫星整流罩普遍采用这种结构。运载火箭卫星整流罩的结构参数见表1～2。4 卫星整流罩结构设计准则a) 卫星整流罩外形选择要使抖振载荷和迎面阻力达到最小。头部半锥角一般取15°≤θ≤25°,端头半径r与罩的最大直径D之比应在0.3≤2r/D≤0.7范围内。倒锥角δ的选取要考虑下面3个因素:1) 火箭的静稳定度下降;2) 抖振载荷是否增大;3) 附面层分离的可能性。b) 整流罩要有良好的无线电波穿透性。为了满足有效载荷与地面站之间通信联系和遥测的需要,要专门设计透过无线电波的倒锥段。而在圆筒段上可以开无线电波窗口。c) 要有相当大的有效空间(净空间)。整流罩内有效空间容积为35～40 m3 ,净空间过小会发生机械卡死使分离失败。d) 整流罩上要开若干个窗口。为了便于对各种仪器进行检修和更换,要开若干个操作窗口,如卫星与地面设备相连的脱落插头插口。此外, 还要开若干个放气孔,以保证在飞行过程中泄放罩内气体,使罩内气压与罩外气压保持平衡,以免在飞行过程中罩内过压导致结构破坏。e) 整流罩结构的轻量化。虽然卫星整流罩在飞出大气层(大约100～140 km上空)后被抛掉,但减轻整流罩的结构重量仍然是十分重要的。目前采用的复合材料蜂窝结构和铝蜂窝夹芯结构比半硬壳式结构轻约30%。考虑到玻璃钢结构重量比常规铝蜂窝夹层结构和半硬壳式结构重,在不要求全向透波时,尽量少用玻璃钢结构。f) 整流罩防热及降噪设计。根据环境条件要求,整流罩内温度和声载环境要进行控制。质子号运载火箭卫星整流罩射前罩内温度控制在14～26.7℃,最大湿度50%,分离前最高温度为33℃,最大声载130 dB。宇宙号罩内最高温度可达180℃,最大声载140 dB。H-2罩内壁热辐射500 W/m2 ,声载141 dB。CZ-3罩内温度≤70℃,罩内壁温度≯300℃,声载约148 dB。为此,在整流罩结构设计时,要采取防热和降噪措施。g) 整流罩的吊装和运输。随着运载能力的不断提高,卫星整流罩的结构尺寸由过去的罩长2.4 m增加到13.3 m。罩径由1 m增加到5.5 m,这对产品的吊装和运输带来诸多的不便。为此在结构设计时均采用了分瓣运输,整体吊装方案。CZ-2E卫星整流罩就采用了四瓣运输,两两对接组合成两半罩再组合吊装。5 卫星整流罩分离系统分离系统的功能是当运载火箭飞出大气层后,卫星整流罩的作用已完成,就将其从运载火箭上分离出去,并且使整流罩与卫星和运载火箭之间有足够的分离距离。分离系统包括纵向分离系统和横向分离系统。当两套系统引爆时,几乎同时分离(仅差0.1 s),完成抛罩任务。5.1.1 平推分离方案采用横向包带解锁,纵向无污染导爆索平推分离。其原理是:导爆索点火后产生的燃气通过内外衰减管进到软胶囊,体积膨胀的胶囊剪切断铆钉,将半罩以一定的速度推开,实现分离。这种方案对卫星不会有任何污染,解锁与分离机构合一,简化了结构,提高了可*性,是一种比较理想的分离方案。德尔它、阿里安、H-1等运载火箭都采用了此种方案。分离系统工作原理图见图4～6。
是炮兵装备的火箭发射装置，发射管赋予火箭弹射向，由于通常为多发联装，又称为多管火箭炮。有多轨式、多管式和框架式三种。火箭弹靠自身的火箭发动机动力飞抵目标区。其特点是重量轻，一射速大，火力猛，富有突然性，适宜对远距离大面积目标实施密集射击。
火箭炮指炮兵装备的火箭弹发射装置。通常为多发联装。主要作用是引燃火箭弹的点火具和赋予火箭弹初始飞行方向。由于火箭弹靠本身发动机的推力飞行，火箭炮不需承受膛压的笨重炮身和炮闩，没有反后坐装置，能多发联装和发射弹径较大的火箭弹。火箭炮发射速度快，火力猛，突袭性好，因射弹散布大，故多用于对面积目标射击。它主要配有杀伤爆破火箭弹，用以歼灭、压制有生力量和技术兵器；也可配用特种火箭弹，用以布雷，照明和施放烟等等。火箭炮按运动方式分为自行式和牵引式，以自行式居多。火箭炮通常由定向器、回转盘、方向机、高低机、平衡机、瞄准装置、发火系统和运行体组成。定向器在火箭炮带弹行进时固定火箭弹。发射时赋予火箭弹初始飞行方向。定向器通常分为筒式、笼式和轨式。有的定向器有螺旋导向装置，能使尾翼式火箭弹在定向器内低速旋转。定向器通过耳轴、高低机、平衡机连接在回转盘上。转动高低机手轮，赋予火箭炮射角。平衡机使高低机操作轻便、平稳。瞄准装置和高低机、方向机配合，实施瞄准。发火系统在发射时使各火箭弹的发动机按预定的时间间隔依次点火，其发火电路通常由电源（一般为蓄电池）、发火机、接线盒、火箭弹导电盖、点火具、弹体、定向器、运动体和相应导线构成，由发火机的钥匙开关控制。火箭炮除了自动发射机构，一般还有手动发射机构或简易发射机构。
机电维护与维修参考下别人的题目，开始也不会，还好看到莫‘文网，专业的没话说基于PID控制技术的H.V.D.调速系统特性分析及其试验研究隔爆兼本安四象限变频提升机电控系统设计与研究机电式自动开伞器控制系统研究基于嵌入式技术的某自动装填系统诊断仪的研究废旧机床再制造综合测试与评价技术研究及应用基于键合图的复杂机电系统模块化自动建模及仿真研究外商直接投资对我国贸易结构优化的影响分析场发射电子注入式有机电致发光器件研究多场耦合系统设计技术与应用研究高剂量近距离遥控放射治疗机的研制与开发机电液集成数字液压缸的设计MEMS器件系统级仿真技术研究基于虚拟现实的机电设备仿真控制及设计自动化系统开发火箭炮机电检测方法研究基于现场总线的纸机电气传动控制系统的设计基于ZigBee和USB的机电设备智能点检管理系统的设计与开发有机电致发光显示器驱动电路研究机电产品协同开发过程中的产品数据管理基于迭代法的电力系统机电暂态仿真面向机电类职业教育在线测试系统的设计与实现校直机电液伺服系统CMAC与PID并行控制的高速公路隧道群营运安全管理技术基于柔性交流输电技术抑制次同步谐振直流电机计算机控制综合平台驱动模块及控制软件设计动载体上机电系统拖动控制及信息交换技术电流变传动系统动力学模型与控制方法基于嵌入式Linux平台的绣花机电控系统软件的设计
1970年式130毫米多管火箭炮，火箭炮部分的结构特点是：炮由定向器、回转机、行军固定器、瞄准装置组成。定向器由定向管、桁架、拉杆机构等组成。定向管为薄壁圆筒结构，19根定向管分两排固定在桁架上。左边上排边管上焊有基准检查座板。桁架为焊接箱体。拉柄机构是操纵19根定向管的闭锁体和接触杠杆的联动装置。回转机由回转盘、底座、高低机、方向机、平衡机等组成。回转盘为长立轴结构。方向机为蜗轮蜗杆，高低机为滚珠丝杆式，平衡机为弹簧推式。
火箭炮处于行军状态的固定器由上固定器和下固定器组成。行军时将定向器与回转机固定在一起，上固定器安装在桁架上，下固定器固定在回转机上。发火装置由发火器、发射线组、接线盒等部分组成。可实现自动连射与手动单发射击相结合。
瞄准装置由非独立的摆动瞄准具和58式周视瞄准镜组成。
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