固体火箭发动机内弹道性能Monto Carlo数字化仿真

确定了发动机四个独立入口参数,结合飞行试验遥测压强一时间数据,采用Monto Carlo方法进行了发动机内弹道性能数字化仿真研究。对某固体火箭发动机的内弹道性能进行了数字化仿真,得出了燃烧时间的平均压强、平均推力、比冲、总冲等内弹道性能参数的均值和方差。经数据比对,模拟计算结果和试车数据一致性较好,说明该仿真模型准确可信。     

地地战术导弹制导控制系统仿真

建立了包括外弹道、内弹道和控制系统在内的导弹制导控制系统数学模型,用数值积分法将数学模型转化为计算机程序,仿真了导弹飞行过程中的制导与控制.仿真曲线、数据与地面试验和靶场飞行试验结果的对比分析,验证了仿真模型的正确有效性.     

基于脉冲控制的末段弾道修正弹点火相位优化研究

基于传统脉冲发动机点火控制逻辑,从理论上分析了点火相位特性和剩余误差,发现当脉冲发动机数量不足时,存在着较大的剩余误差。提出了一种在脉冲发动机数量不足条件下,以修正后剩余弹道偏差所需脉冲发动机数量最小为目标的点火相位控制优化策略,并采用6自由度弹道仿真验证了方法的有效性。     

固冲发动机导弹方案弹道设计与优化

文中针对以固冲发动机为动力装置的导弹弹道特性与推力特性高度耦合的特点,建立了相应的方案弹道优化模型,并采用基于遗传算法与序列二次规划算法的组合优化方法,以最大射程为目标进行内外弹道一体化优化设计.弹道仿真结果表明:所得到的优化后的飞行弹道方案,在满足飞行条件约束和发动机设计约束的情况下,射程提高了约21.7％.从而验证了所用优化方法的有效性以及一体化优化设计的必要性.     

武装直升机与空地导弹系统相容性分析

针对武装直升机与空地导弹的机-弹相容性问题,提出一种综合多因素的系统分析方法。从直升机旋翼下洗气流对初始弹道的影响、直升机飞行速度对初始弹道的影响、导弹发射过程中导弹弹道与直升机的相对位置关系、发动机喷流对直升机的影响等多角度,综合分析各种因素对载机和空地导弹的影响。该方法完善了直升机载空地导弹与载机相容性分析体系,可为直升机载空地导弹的机-弹相容性设计、攻击条件选择等提供技术支持。结果表明,直升机攻击时更高的飞行速度、合理的初始弹道设计以及减少发动机喷流可以提升武装直升机与空地导弹的相容性,仿真和实测数据结果验证了系统分析方法的有效性。     

反导仿真弹道计算方法

在分析发射坐标系下来袭导弹的发动机推力、重力和空气动力的基础上,建立了反导仿真过程所需的相关参考坐标系下弹道导弹各飞行段(主动段、被动段和再入段)较为精确的弹道计算模型,研究了导弹来袭仿真、预警探测仿真和来袭导弹弹道预报等过程之间的信息流传递.该研究成果已应用于仿真试验并得到了试验验证,结果表明该方法对反导仿真系统的构建具有重要的指导意义.     

基于最优模糊系统的惯导测量弹道修正模型设计

针对惯导测量弹道数据存在累计误差的不足,基于最优模糊系统构建了惯导测量弹道修正模型.通过遥测弹道数据和高精度GNSS数据构造的输入-输出数据对进行模糊系统设计,以导弹飞行试验的高精度弹道数据和惯导测量数据作为学习目标和样本来训练模型,采用最近邻聚类法建立修正模型模糊规则库.以惯性高度修正为例,验证了该方法的有效性,补全...     

火箭弹自力弹射内弹道特性

为消除火箭弹发射尾焰对发射装置周围人员及设备的威胁,提出了一种火箭弹自力弹射技术方案,将发射尾焰限制在发射筒内直至弹尾离筒。基于经典内弹道学推导得到火箭弹自力弹射的内弹道数学模型,并进行了低压室初始长度300 mm、低压室初始长度300 mm与低压室开有2个孔径为15 mm的孔、低压室初始长度150 mm 3种工况共5发实弹的验证试验。对比仿真数据与试验数据发现：二者低压室压强随时间变化曲线的一致性较好;低压室压强峰值的最大相对误差为9.29%,弹体出筒瞬间速度的最大相对误差为5.24%,模型的有效性得到验证。以自力弹射内弹道模型为基础,分析低压室开孔、低压室初始长度、发射筒长度、发动机流量对其内弹道特性的影响,为火箭弹自力弹射的内弹道研究提供了理论参考。     

再入飞行器试验运载火箭的分离高度控制

某型运载火箭发射再入飞行器的飞行试验属于典型低弹道任务,针对火箭二级工作段飞行高度迅速下降的特点,若火箭出现二级发动机推力异常下降等故障,将导致火箭达到制导(速度)关机条件时飞行器与火箭的分离高度过低.对某试验火箭分离高度偏差仿真分析,提出增加高度备保关机的方案,并通过飞行试验验证该方法的有效性.     

高超声速助推飞行试验技术方案研究

以高超声速飞行器为有效载荷,进行了高超声速助推飞行试验技术方案研究,并通过分析气动力参数、设计变量参数的范围及约束条件,进行了助推弹道设计,确定了二级助推发动机设计要求,并利用调整发射俯仰角、滑行时间和配重物质量来调整助推弹道参数,将高超声速飞行器送入试验弹道．最后将计算结果与美国HyFly计划陆基发射试验的弹道实测数据进行对比分析．结果表明,设计结果与HyFly试验数据较吻合,验证了助推飞行试验技术方案的可行性与正确性．     

点火过程对小型固体火箭发动机内弹道影响

为了研究某小型固体火箭发动机点火过程对内弹道性能的影响,建立包含点火过程的小型固体火箭发动机的内弹道数值研究模型和试验验证方案,对点火药量为1.0 g、0.8 g、0.6 g和0.4 g的发动机进行了内弹道数值研究,试验研究了点火药量为1.0 g和0.8 g两种情况,数值计算结果与试验结果基本一致。研究结果表明:小型固体火箭发动机由于燃烧室体积小,点火过程对内弹道影响明显;点火药量越大,点火药装填密度越大,引起压力峰值越大,稳定工作时间越短;经验估算得到的1.0 g点火药量产生了过高的压力,是稳定压力的三倍,0.8 g的点火药量能够满足点火可靠性和总体设计要求,产生最大压力为27.08 MPa,稳定工作时长159 ms,建议该小型火箭发动机的点火药量为0.8 g。     

固体火箭发动机数控取样系统

为提高固体火箭发动机取样的生产效率和安全性,研制一套固体火箭发动机数控取样系统.以某发动机燃烧室为研究对象,基于外形尺寸检测的铣削进给补偿技术和基于多参数耦合的切断取样技术,获得外壁铣削、敏感材料切断的安全操作方法.结合自动控制技术,对现有的取样工艺流程进行优化改进,提出安全防护措施并进行实验验证.结果表明:该系统满足各项具体技术指标,能够实现固体火箭发动机数控安全取样.     

超声波实时测量技术在固体火箭发动机中的应用

利用超声波对固体推进剂燃速进行实时测量是先进的燃速测量方法之一。针对超声波技术在固体火箭发动机试车中的应用,对典型固体火箭发动机材料进行测试研究,获得了发动机材料的超声波信号特征。将超声波探头直接安装在发动机壳体外侧部位,测量了固体推进剂在常压燃烧时的厚度变化。针对动态燃速测试,提出了超声波数据处理方法,对固体装药在常压燃烧下的回波进行处理,获得了装药的厚度变化过程和燃速,并分析了燃面附近温度分布对燃速测量的影响。结果表明：用超声波测量金属壳体固体发动机的燃速必须在壳体上开窗使超声波透过壳体和绝热层界面,而对复合材料壳体发动机可将超声波探头直接安装在壳体外侧;燃烧引起的装药表面温度变化对测量的影响可以忽略;该数据处理方法可以有效获得装药厚度变化。     

点火状态对固体火箭燃气流动影响的实验研究

结合固体火箭燃气射流的特点,开发了基于皮托管技术的多点压力参数实验测量装置,运用实验的方法,对燃气射流流场进行了研究.针对不同的发动机点火状态,在射流轴线的不同距离上对一系列测点位置的总压参数进行了测量.研究证明该试验测试装置对燃气射流流场的测试是适宜的,实验数据分析表明高低温点火状态对固体火箭燃气流场具有一定的影响作用,所得结论对固体火箭武器研究具有指导意义.     

离散AMSAA模型在火箭发动机可靠性增长分析与评定中的应用

结合固体火箭发动机的有效试验信息,运用离散的AMSAA模型计算固体火箭发动机的可靠性增长趋势．并用基于遗传算法的思想求参数的最大似然估计及似然函数的极值。最后求解出最终研制的可靠性置信下限。结果表明：此模型与算法的运用,有效地利用实验信息,反映了发动机的可靠性增长过程,并可节省样本试验经费。     

动态网格在固体火箭发动机内流场计算中的应用研究

固体火箭发动机在工作过程中内流场结构随燃面的减退不断发生变化,利用通常的稳态网格难以对该问题进行准确模拟。针对此问题,首先介绍了实现动态网格的基本方法,然后采用动态层方法生成动态网格对某固体火箭发动机内流场进行了计算。计算结果与实验数据的对比说明使用动态网格方法计算的准确性和可行性,与准稳态方法计算结果的比较说明在时间步长较大以及流场参数变化剧烈的情况下,动态网格方法更适用于火箭发动机内流场的计算。     

热通量测量在B/KN03点火药装药结构设计中的应用

固体火箭发动机点火装置的设计优化通常依靠它与发动机进行匹配试验来确认。匹配试验周期长、费用高,如果辅以热通量的测量,可以减少匹配试验次数,降低试验成本,缩短设计周期。依据热通量测试原理,制作了箔式铂热通量计和固体火箭发动机电点火具热通量测试装置。对3种不同药型的B/KN03点火药装药进行瞬态和轴向热通量分布的测量和分析,在此基础上确定了某空空导弹点火发动机电点火具B/KN03点火药装药的药型,并且通过点火发动机匹配试验验证了装药结构设计的合理性。     

一种用于脉冲发动机的级间隔离装置设计

设计一种用于脉冲固体火箭发动机的级间隔离装置。介绍了级间隔离装置的设计要求与设计方案,然后进行了详细设计和仿真分析,对加工出的产品进行的承压试验、打开试验以及点火试验结果表明,本文设计的级间隔离装置能够满足脉冲发动机的使用要求。     

固体火箭发动机工作效能的层次分析法

在固体火箭发动机工作效能分析的基础上，利用解释结构模型建立固体火箭发动机工作效能的多层递阶模型，并运用系统工程的层次分析法分析计算得出固体火箭发动机工作效能诸要素的综合重要度，为固体火箭发动机的设计、工作效能的提高和今后的研究方向提供参考。     

固体火箭高温高压复杂燃气系统的黏性系数和导热系数计算

为了解决固体火箭推进剂高温高压燃气输运系数难以实验测量和理论预估的实际问题,考虑燃气中含有H₂O、HCl、SO₂等强极性组分和H₂等轻质组分,通过大量文献实例验证,归纳了适于这些组分及其混合物在高温高压条件下的黏性系数和导热系数计算方法,计算了双基推进剂(DB)、改性双基推进剂(CMDB)和复合推进剂(CP)3种主要固体推进剂燃气在不同温度(1 500～3 800 K)和压强(8～20 MPa)下的黏性系数、导热系数和普朗特数,得到了固体火箭发动机燃气黏性系数和导热系数随温度变化的幂指数函数规律和典型普朗特数取值。所得结果对于促进高温高压气体混合物输运性质的深入研究、火箭发动机燃烧及其内外流动仿真,均具有重要的实际应用意义。该方法没有考虑凝聚相对输运性质的影响。