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为提高发射装置的通用性,提出了一种新型“类同心筒”弹射装置——推力可控垂直发射装置。通过零维内弹道计算和三维内弹道仿真两种方法,分析了低压室燃气出口面积对发射装置内弹道性能的影响;通过多项式拟合得到了低压室燃气出口面积与弹射最大加速度、出筒速度、出筒时间的关系式,并对拟合关系式进行了验证;研究结果表明:改变低压室燃气出口面积控制发射装置推力是可行的;导弹出筒时间、出筒速度、最大加速度随低压室燃气出口面积近似线性变化——低压室燃气出口面积减小,导弹最大加速度增大,出筒速度增大,出筒时间减小;拟合关系式的弹射最大加速度误差在8%以内,出筒速度与出筒时间误差在4%以内。 相似文献
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以6自由度弹道方程为换算模型,采用最小二乘法拟合复合增程弹火箭助推段弹道的数据,换算出了火箭发动机在飞行中的推力~时间曲线.拟合结果可直接用于复合增程弹弹道分析计算. 相似文献
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运载火箭固体发动机的内弹道曲线一般以给定偏差下随时间变化的推力等参数表示,其推力大小和工作时间长短等性能参数受到多种偏差因素的同时影响,给出一种基于自变量与因变量同时变化的性能参数插值方法,采用双线性插值方法,对给定的少数几组偏差下的性能参数进行研究,得到任意偏差下的随时间变化的固体发动机推力等性能参数,为相关飞行器研制提供了重要的支撑。 相似文献
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利用数据处理软件全面地处理并分析了两种型号火箭弹推力偏心测试数据。结果表明,每组推力偏心距及共相位角的试验曲线分别具有明显的相似性,并找出了试验数例的拟合方程。这项研究有助于深化推力偏心测试数据的处理,为分析研究力偏心特性提供更多的信息。 相似文献
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《导弹与航天运载技术》1996,(1)
简讯航空喷气公司试验NK—33发动机美国航空喷气公司最近成功地在其萨克拉门托基地对俄罗斯萨马拉科研生产联合体的NK—33火箭发动机进行了两次试验。第1次试验是在1995年10月17日进行的,试验持续了23s,发动机推力从77%调节到102%,比推力达... 相似文献
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给出用于空空导弹最大发射距离估算的方法和公式, 这种方法建立在利用马赫数倒数拟合零升阻力系数的基础上, 由此得到弹道设计的解析公式, 可以较精确地估算一自由度弹道, 或确定发动机推力特性。给出一个设计的实例, 并与仿真结果进行了比较。 相似文献
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为确定某大口径炮射弹药的最大射程角及其与初速度的关系,采用解外弹道方法进行研究。给出了弹丸在直角坐标系中以时间t为自变量的运动方程组,在MATLAB/SIMULINK中建立了上述方程组模型,计算了射程角为50°~55°时的射程,拟合了射程与射程角的关系曲线,给出了上式关系曲线的等式方程。并计算了该炮射弹药在一系列不同初速下的最大射程角,拟合了最大射程角与初速的关系曲线,从拟合的曲线可以看出:最大射程角随着初速的增加而增加。实际结果证明,该方法具有方便、快捷的优点。 相似文献
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为了决定在变推力(从额定推力到大约10%额定推力)工作条件下再生冷却泵压式H_2/O_2火箭发动机的稳态和动态特性,进行了本研究工作。调节试验用的发动机是增加了功率控制活门的RL10(15,000——磅推力)发动机。研究了改变燃烧室压力和推进剂混合比对发动机性能和燃烧稳定性极限的影响。同时也确定了发动机对调节活门动作的响应特性。研究结果表明,当喷注器几何尺寸一定且推力调节范围很宽时,可以保持相当高的性能。如果降低燃烧室压力,就会遇到低频燃烧不稳定性(Chugging——喘振)问题;然而增加氧喷嘴的压差,在10/1的推力调节范围内,可以达到稳定燃烧。增加液氧喷嘴压降的一种方法是把氦气喷入液氧喷嘴上游,这样就产生低密度的泡沫流体。其作用是改变液氧系统的压力损失状态和增加通过喷嘴的压降。在喷射氦气的重量流量约为液氧重量流量的0.4%时的一切情况下都能达到稳定燃烧。这种发动机系统看来可以得到足够的瞬态响应特性。发动机随着调节指令以秒的速度爬坡没有明显的迟滞。极限节流减速爬坡速度是0.125秒,这种爬坡速度看来是以完成诸如月球软着陆这样的空间任务。推力室冷却剂出口温度会随发动机的节流而升高,然而,在所研究的节流范围内,推力室壁还是能够得到足够的冷却。 相似文献
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对超燃冲压发动机Ma=6条件下的燃烧性能进行了试验,对发动机隔离段长度及支柱进行技术状态调整,研究不同状态下燃料当量比分布及燃烧效率和推力的变化关系,并找出了对发动机气动轮廓改进的方向. 相似文献