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固体火箭冲压发动机和导弹性能相互之间紧密耦合。从导弹总体方案设计阶段引入一体化设计思想,能充分发挥和协调好固体火箭冲压发动机和导弹的性能,提高了导弹的总体设计水平。采用基于遗传算法、Powell法和模式搜索法的多方法协作优化方法进行了以非壅塞式固体火箭冲压发动机为动力的导弹总体一体化优化设计。算例表明,采用该多方法协作优化方法进行一体化优化设计,可以协调导弹的总体参数,提高导弹的总体性能。 相似文献
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利用近年来迅猛发展的神经网络技术,成功地建立了某型冲压导弹气动参数和发动机推力、比冲的数学模型,从而克服了用传统回归拟合方法和数学插值计算的不足,为导弹总体参数优化设计和各分系统设计提供了一种新工具.并对网络训练过程中存在的问题进行了分析,提出了具有实际意义的改进方法. 相似文献
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固体燃料冲压发动机性能通过进气道与导弹飞行工况关联在一起,其工作过程需考虑导弹飞行参数对发动机性能的影响。与其它冲压发动机相比,固体燃料冲压发动机一个显著特点是推进剂燃烧过程不仅与推进剂配方、发动机结构和燃烧室压强有关,还取决于燃烧室入口空气参数,因此工作过程较为复杂。在国内首次建立固体燃料冲压发动机工作过程仿真模型,并分析导弹飞行马赫数和高度对发动机性能的影响规律。 相似文献
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垂发超近程导弹弹道优化设计是通过设计飞行攻角和发动机推力参数使得导弹性能指标达到最优或次优。针对超近程导弹垂直发射的特点给出发动机推力的分段准则,设计导弹初始飞行状态、飞行过程状态和终端弹道状态参数等约束条件,建立导弹运动学模型和多约束条件下弹道优化模型。基于hp-伪谱法将弹道优化问题转变成非线性规划问题。最后将优化方案所得的结果和遗传算法的优化结果进行对比分析验证优化方案的合理性。仿真结果表明可为垂发超近程导弹弹道设计提供参考。 相似文献
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在综合考虑固体火箭发动机设计、轨道设计和总体特性相互作用、相互影响的情况下,建立了捆绑助推器总体/动力/轨道一体化设计优化模型和系统分析模型,并应用遗传算法完成了某大型捆绑助推器6个设计参数的优选。结果表明:本文方法优化设计效果明显,优化所得助推器质量比原方案减轻了17.7%。 相似文献
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为了更合理地制定导弹的战术指标和作战任务规划,对多脉冲导弹可达域进行研究。通过引入加权的纵程和横程的组合性能指标函数,将可达域的优化问题转化为最优控制问题,建立以飞行攻角和侧滑角为双优化设计变量的多阶段多约束优化模型,采用hp自适应伪谱法对其进行求解,并着重分析多脉冲导弹发动机参数和终端约束条件对导弹可达域的影响。仿真结果表明,hp自适应伪谱法能有效解决多阶段多约束的多脉冲导弹可达域优化问题,且多脉冲导弹脉冲发动机时间间隔越小,推力比越大,装药比越小,导弹的可达域越大,相比于终端速度对可达域的影响,终端弹道倾角对可达区域的影响较小。 相似文献
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传统的导弹设计方法不能很好地实现各子系统设计的协同 ,而多学科设计优化技术十分适合现代计算机网络环境下的多学科协同设计。根据协同进化与MDO在本质上的相似性 ,采用合作协同进化的方法进行MDO算法研究 ,以充分发挥进化算法的优越性。给出了一种基于合作协同进化的MDO算法 ,将该算法应用于导弹的气动 发动机 控制一体化优化设计。 相似文献
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在现有的火控系统下,适用于远距离作战的冲压发动机不能发挥其优势。由于导弹飞行状态的不断变化,火控雷达及隐身技术的发展与超视距的结合,为冲压发动机的应用创造了条件。文章介绍了几个国家在冲压发动机方面进行的应用。“非逃逸”导弹的应用前景十分广阔。 相似文献
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本文简要叙述了BTT控制的特点及其发展现状;讨论了BTT技术与冲压发动机技术相结合的技术途径在远程防空导弹上应用带来的好处。本文着重对BTT——冲压导弹总体方案设计的新特点进行分析,并就其中一些主要技术问题做了初步探讨。 相似文献
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美国高超声速技术发展计划 总被引:1,自引:0,他引:1
美国自20世纪50年代开始研究吸气式高超声速技术。冷战期间,美国出于军备竞赛和争夺技术领先的需要,提出过许多超燃冲压发动机及高超声速飞行器发展计划,如先进战略空射导弹(ASALM)、超燃冲压发动机导弹(SCRAM)、高超声速研究用发动机计划(HREP)、国家空天飞机计划(NASP)等。这些计划虽均中途夭折,但在关键技术方面取得了重大突破,大大推动了美国高超声速技术的发展。仅美国航空航天局兰利中心在 相似文献
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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
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建立了战术导弹多学科系统分析模型,提出了战术导弹多学科设计优化方法.通过系统级总体设计优化和并行的子系统级发动机设计优化的嵌套循环,得到满足战术导弹总体设计指标的最优发动机设计方案,即得到内外弹道相匹配的发动机最优推力时间曲线,实现了战术导弹多学科设计优化,缩短了战术导弹总体和固体推进学科的设计周期.战术导弹设计优化时不仅考虑了导弹战技性能指标要求,而且还考虑了22个典型攻击目标的运动特性,增加了导弹最优设计结果的实用性. 相似文献
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在直连式超燃冲压发动机试验系统上,通过调节超燃冲压发动机燃烧室壁面扩张角和燃料喷注位置,对燃烧室构型优化进行了试验研究。为了提高试验效率,燃烧室形面调节采用正交试验设计方法进行组织,每个形面进行5种喷注位置的试验,每次试验通过文氏管调节3个当量比的燃料流量。利用试验数据构造燃烧室性能关于构型参数的响应面模型,可用于燃烧室构型优化。通过两次渐进优化获得了性能更优的燃烧室构型,并根据试验数据分析了各构型参数对燃烧室性能的影响,结果表明:优化构型燃烧室的推力增益比基准构型增大了10.4%;燃烧室性能受各构型参数的强烈耦合影响。 相似文献