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建立了以推进剂质量为目标函数,并同时满足火箭增程迫击弹射程及密集度指标的数学模型,采用约束变尺度优化法,对火箭增程迫弹外弹道参数进行了优化设计,通过优化计算得到了满足设计指标的最小推进剂质量,发动机点火时间,发动机工作时间及发动机质量系数参数值,将对火箭增程迫弹的初步设计具有参考价值。 相似文献
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为研究双脉冲发动机无控火箭弹的外弹道特性和不同能量分配对其特性的影响,以双脉冲发动机的无控
火箭弹为背景,在常规固体火箭发动机外弹道特性的基础上,编制采用双脉冲发动机的无控火箭弹的外弹道计算程
序,根据相关参数计算其射程、高度等,对其外弹道特性进行分析;从脉冲间隔时间、装药比、推力比等方面分析
不同能量分配条件下的外弹道特性。结果表明:双脉冲发动机的无控火箭弹在射程上能得到提高,应选择合理的脉
冲间隔时间,装药比大、推力比小的能量分配方案。 相似文献
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40Ⅱ型反坦克火箭增程弹(Ⅱ型弹)战斗部威力比40型反坦克火箭弹(40型弹)有较大的突破.Ⅱ型弹弹重增加较多,炮口初速、炮口转速明显下降.炮口初速与和转速的降低.是影响Ⅱ型弹密集度的主要因素.由于Ⅱ型弹仍采用40发射筒,火炮条件受到制约,从提高初速的途径来提高密集度是行不通的.为此除了新设计弹尾涡轮来提高膛内转速外,还根据弹种的特点做了全弹的推力中心,质心、阻心三点之间的位置距离和确定增程发动机点火箭的合理转速等工作.本文是以上述措施提高低速、低旋火箭弹密集度而写的,同时将试验数据、计算结果与同类型弹种的主要参数进行比较分析,确已证明是提高密集度的有效措施,它对近程反坦克火箭弹总体方案设计的参数确定,提供了一定的理论分析依据。 相似文献
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本文论述了火箭被动控制器的力学模型,并给出了计算机模拟其发射过程的结果.结果分析表明:火箭弹缺陷的初始方位的随机性不影响被动控制效果.火箭弹的弹道偏差产生于发动机点火后的很短时间之内.其后的火箭弹缺陷不产生弹道偏差 相似文献
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对于火箭弹引信,在设计时选取可利用的环境相当困难,尤其是低旋的火箭弹时间引信。将火箭发动机燃气压力的变化特征作为火箭弹特有的飞行环境,可为这类火箭弹引信的设计提供可靠的依据。火箭发动机正常点火后,火箭发动机燃气压力会经历一个骤升、持续和骤降的过程。分析了火箭发动机燃气压力骤升、持续和骤降的表现特征,并详细地介绍了利用这些特征工作的燃气压力保险机构及其常有的结构形式,对这些机构的工作特征进行了具体的安全性分析和比较,在此基础上根据实践经验对于设计中应注意的密封环节提供了具体的技术方案,结合试验验证,提出了廉价有效的隔热措施。 相似文献
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带推力高超声速飞行器非连续点火助推可有效提高再入飞行器灵活性和机动性。为分析点火时刻和助推时长对飞行器再入轨迹的影响,根据发动机开关机状态,改进高斯伪谱法将非连续点火助推再入轨迹进行分段优化处理,实现不同点火时刻和助推时长的再入轨迹优化。发动机关机时,利用高斯伪谱法生成满足多约束条件的最优再入轨迹;发动机点火后,按照给定控制输入,由数值积分计算生成再入轨迹。在分段点处附加约束条件,保证飞行器状态在分段点处连续衔接。选取再入过程中A、B、C、D 4个典型时刻进行发动机一次点火和二次点火,以横向航程最大为目标,设计仿真算例。研究结果表明:改进的高斯伪谱法可有效求解带推力飞行器非连续点火再入轨迹优化;在助推发动机总冲一定时,点火时刻对飞行器再入轨迹影响明显。 相似文献
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为解决某火箭弹长期贮存后因点火回路失效造成火箭弹发射失败的问题,使用FMECA及FTA分析了点火回路的失效原因,提出了可疑故障点检测方法,并结合数据统计的分析结果,确定故障点为发动机中电点火头的批次性质量问题.实弹的解剖分析证明了此分析的准确性,为火箭弹的生产过程质量控制提供了依据. 相似文献
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《导弹与航天运载技术》1990,(9)
洛克达因公司的航天飞机主发动机计划已经做了4000秒试验,其中8213号发动机在航宇局斯坦尼斯航天中心作了758秒点火试验。航天飞机主发动机总试验时间相当于269次航天飞机飞行任务主发动机工作时间.20台航天飞机主发动机重复应用在32次航天飞机飞行任务中。 相似文献
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