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1.
燃气舵装置是导弹推力向量控制的技术方案之一。这种舵一般安装在喷管后面并伸入喷气流中,当导弹起飞后,它随同控制系统控制导弹的飞行方向,它的优点是简单可靠。一、燃气舵的使用要求和工作环境燃气舵作为导弹推力向量控制装置,只要满足以下要求便是可取的。 相似文献
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从气动角度,依据研究模型,运用典型条件,使用定性定量的方法对推力矢量燃气舵对导弹大攻角转弯和控制特性产生的影响进行了分析研究,指出推力矢量燃气舵控制对导弹的转弯速率贡献很大,燃气舵对超大攻角下的纵向控制和滚转控制等性能起着重要或决定性作用,以及在不同飞行条件和攻角下燃气舵对操纵力矩系数的贡献。根据对滚转控制的分析,指出了空空导弹选用燃气舵进行推力矢量控制的重要因素,及燃气舵对导弹性能带来的其他影响。 相似文献
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推力矢量发动机射流流场的数值分析 总被引:1,自引:1,他引:0
文中针对推力矢量发动机燃气流场的流动问题,运用数值分析的方法进行了研究。确定了该类问题的数学一物理方程,对几何建模、网格生成、边界条件等问题进行了详尽的描述,给出了适合的计算模型。针对两种燃烧室条件和不同的舵片尺寸,对发动机和燃气舵的组合模型进行了计算。计算结果揭示了包含燃气舵的推力矢量发动机的流动状况,表明文中创建的计算模型是切实可行的。研究的结论可以为推力矢量发动机及燃气舵的结构设计提供直接的参考。 相似文献
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燃气舵装置性能参数测试和分析 总被引:1,自引:0,他引:1
燃气舵装置性能参数的准确获得对导弹飞行控制性能设计非常重要。论述了燃气舵装置需要测试的性能参数、卧式六分力测试系统和燃气舵五分量天平测力系统的测试原理,介绍了两系统测试燃气舵性能参数的实现方法,分析了两系统影响测试精度的因素和优缺点,通过试验数据比较,指出了适合测试燃气舵各性能参数的试验方法。文中总结的测试和分析方法是合理、可行的。 相似文献
6.
新一代防空导弹仅靠气动力控制已经无法满足对导弹高机动性的要求, 需要采用气动力和燃气动力复合控制的方法.燃气动力控制的推力矢量控制技术传统上只应用于导弹火箭发动机工作的主动段, 要实现弹道被动段的燃气动力控制, 在导弹被动段工作时配置横向控制发动机.它目前有两种控制方法: 力矩式燃气控制和横向燃气控制.重点讨论了这两种控制方法的基本原理, 最后给出了几种采用横向控制发动机的防空导弹的例子. 相似文献
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本文详细叙述了“战斧”助推发动机及其燃气舵推力矢量控制系统的水下鉴定试验,发表和评述了“战斧”助推发动机的水下静态点火试验和“战斧”巡航导弹的真实鱼雷管发射试验的结果。评述中还详细说明了有关的设计要求,并描述了“战斧”助推发动机及其燃气舵推力矢量控制系统的结构。概括了地面和水下试验用的静态试验设备的重要特征。讨论了弹道和推力矢量控制性能的试验结果。 相似文献
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孟佩弦 《导弹与航天运载技术》1987,(10)
本文介绍了美国制造钨渗铜燃气舵的具体情况。由于研究出制舵的新技术,将钨粉压制到接近舵的实际形状,然后在生坯状态下进行机加工,从而降低了舵的成本。该舵用于垂直发射的反潜导弹的推力矢量控制装置上。 相似文献
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在导弹使用的涡轮喷气发动机领域中,法国透博梅卡公司(TURBOMECA)现有的各种类型发动机如表1所示。在已发展或正在发展的500~2000轴马力的最新燃气涡轮核心发动机的基础上,透博梅卡公司今天已研究出用于导弹的改型发动机。并能提供三种不同用途的导弹的发动机。 1、中程导弹(例如,按标准尺寸设计的防区外发射导弹或TORPEDO运载武器)根据导弹生产者的要求,透博梅卡公司提出了推力范围为475~575daN的三种设计方案。 2、超音速导弹 TR405-4,推力为1300daN,该发动机由透博梅卡公司和阿尔法-罗米欧公司共同研究,以用于超音速反舰导弹。 相似文献
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超声速导弹燃气舵系统设计研究 总被引:1,自引:0,他引:1
以超声速导弹为对象,初步研究了燃气舵系统的设计.分析了燃气舵的气动布局以及在喷管上的安装位置对舵面效率的影响.在此基础上,结合助推器的性能参数,借助工程方法,对燃气舵的气动外形进行了设计. 相似文献
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固体火箭燃气舵气动设计研究 总被引:14,自引:0,他引:14
刘志珩 《导弹与航天运载技术》1995,(4):9-17
介绍了固体火箭燃气舵气动设计中的几个问题,包括喷流流场分析、舵体材料选择及其性能分析、舵体理论外形和气动特性设计以及风洞和点火测力试验等。将舵的气动特性要求和舵的强度、刚度及烧蚀量等要求综合起来考虑,可以使燃气舵的研制一次成功。 相似文献
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燃气流作用对车载箱式发射的动力学影响 总被引:1,自引:0,他引:1
箱式导弹发射过程中,燃气流在发射箱上的作用对发射的动力学过程有重要影响。结合流场计算和发射动力学仿真,研究某型车载发射系统中燃气流对发射过程的影响。研究结果表明:导弹在发射箱导轨上运动过程中,燃气流作用加剧发射箱出口位置下沉,导弹离轨后,燃气流作用加剧发射箱出口位置回弹,对发射过程造成不利影响。 相似文献
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导弹热发射方式增推效能研究 总被引:1,自引:1,他引:0
为研究导弹热发射增推效能,设计了3种不同方式的排导空间。建立导弹热发射过程的控制方程和导弹全区域结构化网格模型,使用计算流体力学方法进行仿真,分别采用2阶迎风格式和全隐式方法进行空间离散和时间离散;计算了3种不同排导空间条件下导弹的出筒过程、出筒速度,分析导弹发射时筒内气动特征和导弹在发射筒内运动时增推力随导弹位移的变化过程。数值计算结果与原理验证试验结果符合较好。对不同条件下导弹出筒速度的仿真计算结果表明,采用筒式热发射,可以通过改变排导空间的方法实现燃气能量的再利用,将筒内燃气的气动力转换为推动导弹运动的推力,形成额外的增推力,提升导弹筒内运动速度,降低导弹出筒消耗的能量。 相似文献