搜索结果: 136-150 共查到“知识库 火箭、导弹”相关记录253条 . 查询时间(3.795 秒)
针对火箭助飞鱼雷作战方式及弹道形式与传统声自导鱼雷的不同,深入分析了搜索区域、落点散布和目标散布等影响火箭助飞鱼雷捕获概率的关键因素,得出了各要素的数学描述。进而综合考虑3 个要素的相互关系,并根据不同射击方式下目标散布模型的本质区别,分别采用“误差综合冶与“全概率冶的思想,构建了前置点和现在点2 种典型射击方式下火箭助飞鱼雷捕获概率的解析模型。且其计算值与仿真实验结果吻合良好。
对不同燃烧室结构固液火箭发动机进行了二维轴对称一体化数值计算,计算结果表明:燃速随前燃室的增长而增大,增幅越来越小,特征速度和真空比冲随前燃室的增长先增大后趋于平稳.后燃室的长度对燃速没有影响,特征速度和真空比冲随后燃室的增长而增大.相同氧化剂质量流率下,药柱长径比不影响燃速沿轴向分布,平均燃速随药柱长径比的增大而增大,增幅越来越小,最终趋于平稳,特征速度随药柱长径比的增大先增大再减小,在长径比为...
采用随机轨道法计算了H2O2/HTPB固液火箭发动机的喷管两相流,并采用试验结果验证了数值计算的准确性.研究了不同凝相质量分数和粒子平均直径对喷管性能的影响,结果表明:随着凝相质量分数和粒子平均直径的增加,喷管效率逐渐降低.对固体燃料中的Al,Mg,AP和B等组分的质量分数进行了正交试验设计,研究分析了不同燃料组分对喷管两相流和发动机性能的影响,并对固体燃料配方进行了正交优化设计.结果表明:凝相组...
固体运载火箭传统耗尽关机制导方法姿态角调整次数过多，不利于控制系统设计。提出了姿态角单次调整的耗尽关机能量管理策略：以火箭的待增视速度方向为基准，通过计算火箭所需耗费的视速度，优化选取火箭的初、末姿态角；火箭以恒定角速率从初姿态角变为末姿态角，达到末姿态角时保持恒定，直至耗尽关机。仿真结果表明，新方法在满足火箭的终端速度约束条件下，视速度模量耗费百分比超过30%，且姿态角单向调整，有利于控制系统的...
设计了结构尺寸相同,弹性件材料分别为天然橡胶和硅橡胶的小型柔性接头,测试了容压作用下的轴向压缩位移,考察了弹性比力矩随温度(-50～70℃)、容压的变化情况.另外,为检验应力估算经验公式对小型柔性接头的适用性,测试了增强件内侧环向压缩应力.结果表明:柔性接头轴向压缩刚度随容压升高呈现一定程度的非线性增大趋势;弹性比力矩在0°～6°摆角范围内基本恒定,不同柔性接头弹性比力矩随容压升高呈现不同变化趋势...
为准确预测固体推进剂的导热系数,采用了分子动力学方法对高填充比固体推进剂细观模型进行建模.利用有限元理论对固体推进剂细观模型稳态热传导进行计算,结合计算细观力学均匀化方法,计算了固体推进剂细观模型的均匀温度和热流密度.根据计算所得的平均温度和平均热流密度值求解稳态热传导方程,得到了两相和三相固体推进剂的宏观等效导热系数.其中,两相固体推进剂的仿真结果与试验结果的误差只有3.63%.结果表明:在预测...
研制的洁净真空系统可用于真空羽流试验及热真空试验研究.详细介绍了真空系统的组成、方案设计及工作模式;计算了不同工作模式下的真空抽气时间;分别对罗茨泵机组、分子泵及低温泵进行了容器极限抽速测试,测试结果表明,满足技术指标;最后对真空容器压力维持能力进行了测试,测得容器平均压升率为0.111Pa/h,对应的平均漏气率为7.24Pa·L/s,真空容器达到了较高的工艺水平.真空系统有多种工作模式供选择,可...
为更准确地预测不同固体颗粒体积分数的复合固体推进剂的松弛模量,采用了分子动力学方法对不同体积分数的复合固体推进剂细观模型进行建模.根据有限元理论及细观力学均匀化方法,计算在定应变工况下复合固体推进剂细观模型的平均应力随时间的变化,从而有效地预测复合固体推进剂的松弛模量.该方法有效地体现了随填充颗粒体积分数的增大,复合固体推进剂瞬时模量逐渐增大的变化规律及颗粒随机分布对复合固体推进剂瞬时模量的影响....
气泡弹性对同心筒水下发射影响研究
流体力学 水下发射 同心筒发射装置 气泡弹性
2014/5/15
潜射导弹自同心筒装置发射过程中在筒口处会形成燃气泡,由于气泡在水下的弹性效应,水气耦合作用导致气泡周期性地膨胀压缩,会对导弹弹道参数、受载特性产生一定影响。以CFD为技术手段,建立了导弹水下发射动态仿真模型,通过数值模拟获得了发射过程中多相流场、导弹弹道参数及受力的时间历程曲线,分析了气体弹性效应对参数变化的影响;并针对发射深度及其发射艇速对气泡弹性效应的影响进行了仿真分析,给出了其影响规律。仿真...
RBCC发动机亚燃模态一次火箭引导燃烧的实验
火箭基组合动力循环(RBCC) 亚燃模态 引导燃烧 一次火箭 发动机性能
2014/5/19
针对使用液体煤油燃料(JP-10)的火箭基组合动力循环(RBCC)发动机在亚燃模态下使用一次火箭作为引导的燃烧组织开展了实验研究.实验在低来流总温条件下,使用小流量一次火箭羽流作为引导火焰可以实现液体煤油的可靠点火和稳定燃烧,并在扩张燃烧室中实现“热力壅塞”,从而完成RBCC发动机亚燃模态的高效燃烧.在目前发动机燃烧室构型下,通过一系列的发动机壁面压力分布曲线和推力增益的比较,研究了凹腔,支板及壁...
一种利用PCA的导弹轨迹重建方法
三维重建 射向估计 主成分分析 导弹轨迹
2014/4/9
非同时刻成像将大幅恶化立体视觉方法对导弹的轨迹点重建精度和射向估计精度，针对这一问题，该文提出了应用主成分分析(PCA)重建导弹轨迹并且估计导弹射向的方法。论文在同步轨道双星观测条件下推导了将PCA方法应用到导弹轨迹重建及射向估计的原理，论证了目标三维轨迹最小方差投影直线在像面上的投影即为目标成像轨迹的最小方差投影直线，给出了通过求取目标成像轨迹的最小方差投影直线重建导弹发射面和轨迹点的算法。仿真...
针对传统可视化技术处理高维多目标设计优化问题的不足,对超径向可视化技术开展了研究.该技术将超空间Pareto前沿无损地显示于二维空间,有助于设计人员直观了解复杂的Pareto解集空间、并快速获得较好的权衡设计.此外,在超径向可视化过程中,通过采用权重因子和基于偏好区间的颜色标记原则引入设计偏好,可以辅助设计者选择出更加符合特定偏好的设计方案.将超径向可视化技术应用于近地空间火箭的多目标设计优化,验...
应用相对流面理论对某液体火箭发动机离心泵内叶轮机械部件的内部流动进行计算和分析.流面的求解采用流线曲率法.根据不同部件内的流动数值模拟编制了模块化计算程序,使各部件的计算相对独立.不同部件之间采用混合平面法进行处理,将非定常问题转化为定常问题,简化计算.黏性的影响通过几种损失系数进行修正.数值计算的结果显示诱导轮和离心叶轮增加了液体的压强,而导流通道主要改变了液体的流动方向,这与理论分析一致。
建立了描述富氧燃气发生器动态特性的线性化频域模型,以分析推进剂流量扰动对发生器室压的动态作用.通过与文献中试验数据对比,验证了模型和计算方法的合理性.在低频范围内采用考虑熵波的绝热流动模型,比较煤油和液氧流量扰动引起发生器压力振荡的频率响应,结果显示煤油流量扰动更易引起较大的熵波幅值.分析了燃烧温度与混合比关系的无量纲斜率、涡轮压比系数和燃烧时滞对发生器频率特性的影响规律.在很宽的频率范围内分析发...