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21.
22.
对二维喷管构型的四支板超声速引射器进行冷流试验,分析启动、负载匹配方面的性能特性。试验结果表明:启动特性方面,四支板超声速引射系统的盲腔压力低于3 kPa,引射器入口腔压的迟滞压力比启动压力低15.9%。负载匹配特性方面,四支板引射器在小引射系数、大增压比状态下具有十分明显的优势,当引射系数为0.04时,增压比为11.21;当引射系数为0.10时,增压比为7.0。因此,二维喷管构型的多支板超声速引射器具有良好的启动、负载匹配性能,工程应用潜力较大。 相似文献
23.
为选择适合先进空空导弹使用的制导律,以最小能量需求和零脱靶量作为目标函数,使用最优控制理论在相应假设条件下推导得到了5种最优制导律:比例导引制导律(PN)、增强比例导引律(APN)、PN-M制导律、PN-MT0制导律和PN-MT制导律。介绍了伴随理论以及原系统变换为伴随系统的方法,建立了脱靶量伴随系统和加速度伴随系统,利用伴随函数理论对比分析了各制导律闭合回路中脱靶量和末端需用加速度随末导时间的变化规律,并使用蒙特卡洛方法结果与伴随法结果进行了对比。结果表明,伴随法结果与蒙特卡洛结果精确一致,但伴随法的效率是蒙特卡洛方法的几百倍。通过分析结果可知,PN-MT制导律的性能最优,脱靶量和末端需用加速度均为零;当末导时间足够时,PN-M制导律性能接近于PN-MT制导律;PN-MT0制导律性能优于APN和PN,但次于需求信息量更少的PN-M制导律;而未利用导弹动力学信息的PN和APN制导律末端需用加速度非常大。 相似文献
24.
对雷达的全极化欺骗干扰技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
分析了3种针对单极化假目标的鉴别算法,针对单极化干扰的缺陷,提出并分析了一种干扰极化测量雷达的新技术——全极化干扰,介绍了全极化干扰技术的工作原理,并详细分析了全极化干扰机关键部件的设计。 相似文献
25.
为加深对振荡喷雾的雾化特性及其与不稳定燃烧的关系的认识,针对低温推进剂液体火箭发动机中广泛应用的气液同轴离心式喷嘴和液液同轴离心式喷嘴,从受激振荡、自激振荡以及喷雾振荡与燃烧稳定性三个方面对研究现状进展进行了综述,总结了以往研究中的成果以及需要克服的关键技术难题,以加深对振荡喷雾及其与燃烧稳定性关系的认识。通过综述可知:对于受激振荡,对于常温常压条件下的供应系统流量振荡引起的前端压力振荡的研究比较充分,但缺少对燃烧室压力变化引起的反压振荡的研究以及超临界条件下喷雾受激振荡的研究;对于自激振荡,研究主要集中在液体中心型同轴离心喷嘴,对于气体中心型同轴离心喷嘴和液液同轴离心喷嘴的研究还较少;光学诊断技术仍难以提取单一的燃烧流场信息。 相似文献
26.
采用数值模拟方法研究了双箭头负泊松比多胞结构抗子弹侵彻性能,对比分析了顶边撞击、铰点撞击、侧边撞击三种弹靶作用条件下子弹的侵彻行为与双箭头负泊松比结构的破坏形式。研究结果表明:当子弹以较高速度撞击双箭头负泊松比结构时,该结构的负泊松比效应不显著;顶边撞击与铰点撞击时,子弹直接贯穿结构,胞元破坏较小,此时双箭头负泊松比多胞结构抗侵彻性能较差;侧边撞击时,子弹未贯穿多胞结构,胞元破坏较大,双箭头负泊松比结构依靠其双三角结构使子弹发生偏转,显著增大了其侵彻阻力。分析了顶边撞击时子弹的入射角度变化对于双箭头负泊松比结构抗侵彻性能的影响,发现存在30°入射角和60°入射角。当子弹处于这两种入射角附近时,双箭头负泊松比多胞结构具有一定的抗侵彻能力。 相似文献
27.
针对一个从地球停泊轨道出发绕地月飞行的月球探测器 ,讨论地面站对月球探测器导航的几个问题 ,包括观测方式的选取、地面站的分布、制导点的调整、导航精度等。结果表明仅依靠局域的地面站 ,采用测距的方式 ,可以对探测器进行实时导航。研究的方法和结果可供月球探测实际工程参考 相似文献
28.
用固相反应法制备了三组123相YBCO超导块材,利用高功率微波对三组样品进行辐照处理,分别测量其临界电流密度Jc,实验结果表明,适当的微波辐照有利于提高超导样品的临界电流密度Jc,一次照射与未照射的样品相比较,Jc提高了近一个数量级. 相似文献
29.
采用Navier Stokes方程描述球锥体外形非定常振动流场 ,在Etkin理论下给出俯仰阻尼导数的计算公式。对定常流场的计算采用ADI形式的NND格式 ,对非定常流场的计算采用四步Runge Kutta方法 ,并引入变系数残值光顺技术加速收敛。将俯仰阻尼导数计算结果与实验及工程计算进行了比较 ,并数值研究了其随振动中心的变化规律。 相似文献
30.
通过数值计算 ,分析了燃气流量固定的壅塞式固体火箭冲压发动机、等空燃比工作的固体火箭冲压发动机和非壅塞固体火箭冲压发动机的高度特性和速度特性。结果表明 ,当导弹的飞行高度和速度变化时 ,燃气流量固定的壅塞式固体火箭冲压发动机性能变化最大 ,燃速压强指数为 1 0的非壅塞固体火箭冲压发动机的性能基本实现了等空燃比调节。贫氧推进剂的燃速压强指数越高 ,非壅塞固体火箭冲压发动机燃气流量的自适应调节能力越强。 相似文献