变推力固体火箭发动机战术导弹弹道优化研究

在给定发射初始条件、目标逃逸方式及控制律条件下进行了导弹性能仿真,给出了采用变推力固体火箭发动机的战术导弹最大发射弹目距离和变推力固体火箭发动机二级推力所对应的关系,形成了仿真条件下的变推力发动机控制律,丰富了采用变推力发动机的导弹制导律设计维数,并分析了发动机二级推力调节对弹道设计的影响,对采用变推力固体火箭发动机的导弹弹道优化设计具有一定的指导意义。     

变推力液体火箭发动机动态特性的状态空间分析

本文将状态空间分析方法运用于变推力液体火箭发动机系统的动态特性分析,导出了一组描述所述变推力液体火箭发动机动态过程的状态方程。文中提出了求解该系统方程的一种有效的数值方法,理论解与实验数据得到了满意的符合。做为变推力液体火箭发动机系统分析的初步结果,在文中分析了几个重要的工作参数对所述发动机系统动态特性的影响。     

我校研制出新一代变推力液体火箭发动机

我国新一代变推力液体火箭发动机——SBF—4多次起动、双组元、双调节变推力液体火箭发动机于1991年3月27日在长沙通过了技术鉴定。鉴定委员会由来自全国各有关科研院所和高等院校的十一名专家、教授组成。我国液体火箭发动机领域的技术权威之一,航空航天部11所刘传儒研究员任鉴     

高斯伪谱法在变推力导弹弹道优化中的应用

为实现对可变推力固体火箭发动机推进剂的充分利用,以近程导弹拦截目标为特定研究场景,在推进剂质量给定的情况下采用Gauss伪谱法进行弹道优化设计。该方法采用变推力控制,选用固体火箭发动机实现推力可调,由比例导引给出制导指令,研究Gauss伪谱法在变推力导弹弹道优化中的应用方法,最终得到目标函数及约束条件下的比例导引变推力优化方案。仿真结果表明了高斯伪谱法应用于可变推力导弹弹道优化设计的有效性,同时与传统发动机方案下的弹道进行对比,表明了变推力控制在导弹弹道性能上的优越性。     

变推力液体火箭发动机脉宽采样数字控制

本文对变推力液体火箭发动机的脉宽采样数字控制系统进行了理论分析和实验研究。文中提出了此类控制系统的时宽输入模型,讨论了系统的稳定边界和无波纹响应条件,指出了影响动静态响应的关键因素及其与一般比例反馈控制的区别,并分析了发动机试车时动态特性随工况大幅变化的原因。     

液体火箭发动机变推力用流量可调汽蚀文氏管设计中几个问题的分析

前言具有固定流通截面积的汽蚀文氏管在一般工业部门中应用巳相当广泛。随着火箭与航天技术的飞速发展,固定流通截面的汽蚀文氏管已被大量使用。由于变推力液体火箭发动机的出现,它的推力与混合比需要调节因而流量可调汽蚀文氏管已被迅速采用而得到发展。实践证明对双元推进剂液体火箭发动机的推力与混合比的调节来说它是一个很有效的装置。     

共轭梯度反传算法及其在液体火箭发动机系统辨识中的应用

结合非线性优化理论和方法提出了易于实现、收敛速度比较快的多层神经网络共轭梯度反传算法。液体火箭发动机参数辨识技术已得到广泛的应用,由于传统的数学方法必须基于发动机已知模型,使得其参数辨识受到极大的限制。文中基于神经网络共轭梯度反传算法进行液体火箭发动机的系统辨识,结合变推力发动机热试车动态数据,得到了满意的仿真结果。     

液体火箭发动机技术

液体火箭发动机是采用液体推进剂的火箭发动机的简称,属于使用液体推进剂的化学火箭发动机。液体推进剂由输送系统送到发动机泵前,经泵加压后进入发动机推力室进行燃烧穴双组元推进剂雪或分解穴单组元推进剂雪,将推进剂的化学能变为热能,产生高温高压燃气,通过推力室喷管膨胀,将热能变为动能,以高速方式从喷管内向外喷出,产生反作用力--推力,为火箭飞行提供所需的动力。液体火箭发动机的优点是比冲高(250～500秒),推力范围大(单台推力在1克力～700吨力)、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长等。液体火箭发动机主要用作航天器发射、姿…     

变推力液体火箭发动机热试车数据处理软件

本文介绍了一种用于变推力液体火箭发动机热试车数据现场分析处理的计算机软件。该软件集热试发动机静态和动态性能参数分析处理为一体,能够在热试现场迅速提供全部试验结果(包括数据和曲线),多次试验均取得了十分满意的结果。     

固液火箭冲压发动机推力调节的一种方法

推力调节是整体式固液火箭冲压发动机研究的一项关键技术.基于发动机推力调节工作原理,推导了一种推力调节方法,数字仿真结果证明了该方法的可行性.     

线性可调汽蚀文氏管研究

本文是“可调汽蚀文氏管”课题研究的阶段报告。为了提高变推力发动机的控制精度,要采用带有特殊型面调节锥的线性可调汽蚀文氏管。本文证明了这种调节锥的形状应为一旋转抛物面,并得到了实验验证,也给出了这种使流量与调节锥行程为线性关系的文氏管之设计方法。为了便于设计,对参数间的关系及有关的问题也进行了讨论。本文可供从事变推力液体火箭发动机和文氏管流量计的研究工作者参考。     

飞航式火箭助飞鱼雷命中概率分析

选定飞航式火箭助飞鱼雷为研究对象,分析其命中潜艇的过程,并根据在这一过程中的各阶段的概率,建立了火箭助飞鱼雷命中概率模型,并对模型进行了仿真,分析了火箭助飞鱼雷助推发动机推力、巡航发动机推力及入水点散步对命中概率的影响。仿真结果表明,所建立的命中概率模型符合要求,对飞航式火箭助飞鱼雷的效能分析具有一定的参考价值。     

变推力火箭发动机控制回路系统动特性分析

本文对研究中的变推力火箭发动机控制回路系统现行方案的动特性进行了初步分析。为此,文中利用试验结果和运用等效处理方法建立了该系统各主要环节的数学描述,进而给出整个系统的分析模型和脉冲传递函数。并通过计算分析了系统中诸设计参数对稳定性、静差和时间响应的影响。为了使分析建立在可靠的初始数据的基础上,文章最后对获得这些数据的试验方法作了简略说明。     

火箭弹道学发动机推力模拟方法

发动机工作性能对火箭飞行性能的严重影响已引起众多研究人员的重视,尤其是火箭发动机推力总冲及其工作时间等重要参数.这里提出了一种在静态测定推力时间历程、总冲的基础上,通过实际飞行测试结果确定其扰动量来最终模拟推力时间历程的仿真方法.该方法简洁方便,易于编制程序及模拟仿真,便于工程人员掌握,可用于火箭发射动力学、外弹道学及射表编制等方面研究,具有一定应用价值.     

燃气流量可调固体火箭冲压发动机飞行性能分析

在建立燃气流量可调固体火箭冲压发动机工作过程仿真模型的基础上,对燃气流量调节过程中发动机飞行性能进行分析.结果表明,在低飞行高度或高飞行马赫数时,发动机有较宽的推力调节范围;随着飞行高度降低或飞行马赫数增加,发动机推力系数降低;随着燃气发生器喷喉面积变小,发动机推力和推力系数增加.     

飞航式火箭助飞鱼雷弹道建模及仿真

针对垂直发射飞航式火箭助飞鱼雷,分析其在空中各阶段的受力和运动情况,建立相应的空中弹道模型,并对模型进行了仿真,分析了火箭助飞鱼雷总质量、助推发动机推力、巡航发动机推力变化对飞行时间的影响。仿真结果表明,所建立的模型符合火控弹道模型要求,而且文中所建立的模型简明直观,可用于垂直发射飞航式火箭助飞鱼雷的火控解算。     

固体火箭发动机技术

固体火箭发动机是使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较,具有结构简单,推进剂密度大,推进剂可以储存在燃烧室中常备待用和操纵方便可靠等优点。固体火箭发动机比冲小(250～300秒),工作时间短,加速度大,因而推力不易控制、重复起动困难、不利于载人飞行,主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机,以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。一、发展概况固体火箭起源于中国,宋初已出现以黑火药为能源的固体火箭发动机。最早是1161年宋金之战中的“霹雳炮”。元、明两代出现了火箭束和两级火箭雏型,例如“火龙出…     

固体火箭发动机为什么能成为运载动力“新宠”

正8月2日,由中国航天科技集团四院自主研制的我国直径最大、装药量最大、推力最大的固体火箭发动机——民用航天3米2分段大型固体火箭助推发动机地面热试车圆满成功。试验的成功,进一步验证了我国大型分段式固体火箭发动机设计方案及其关键技术,标志着中国已经掌握大型固体火箭助推发动机关键技术,也表明我国新一代运载火箭固体助推技术又向前迈进了一大步。这也是继长征十一号首飞成功、2米分段发动机工程样机研制     

液氧甲烷膨胀循环变推力发动机系统方案对比研究

当前对液氧甲烷膨胀循环变推力火箭发动机的研制难点和关键技术认识不够清楚,尤其是在大变比推力调节方案方面。基于整个发动机系统,采用理论计算方法,探讨甲烷膨胀做功能力以及变推力调节方案可行性。分别给出了单涡轮系统方案和双涡轮系统方案,首次给出了不同工况下详细的系统状态参数分布,进行了对比分析,并探讨了甲烷做功能力随室压的变化规律。研究结果表明,甲烷做功能力随着室压的减小呈现先减小后增大的趋势,单涡轮和双涡轮系统方案均能够实现大范围推力调节;相比单涡轮方案,双涡轮方案能够更好地保证混合比,且甲烷气体做功能力利用效率更高,氧涡轮和燃料涡轮功率变化范围较窄,涡轮所处环境较为缓和,因此双涡轮系统方案具备一定优势。     

使战机如虎添翼的推力矢量控制技术

推力矢量控制技术也称为推力转向技术。它是指改变发动机的喷气流喷射方向以控制飞行器运动的一种技术。这种技术早在40年代初已经使用,不过是用在火箭上,而不是飞机上。例如第二次世界大战后期德国轰炸英国伦敦的V-2火箭就已经在火箭喷口处装有可控折流片,利用喷气流的偏转来操纵火箭的飞