共查询到19条相似文献,搜索用时 140 毫秒
1.
2.
3.
使用增加发动机药量的方法,提高一室一推的火箭发动机推力时,通气参量过大直接影响发动机的燃烧性能.为此提出"两室一推"概念,发动机两个燃烧室同时燃烧产生一个工作推力平台.推力试验表明:两室一推发动机结构能有效地减小燃烧时的通气参量,同时使得发动机燃烧稳定,可以用小火箭模拟大火箭的加速度曲线. 相似文献
4.
固体火箭发动机燃气舵推力损失的数值分析与测试 总被引:1,自引:0,他引:1
燃气舵是实现推力矢量控制(TVC)的一种方式,但在固体火箭发动机(SRM)尾流工作中的燃气舵不可避免的造成一定程度的推力损失,导致发动机性能下降和导弹射程减小.受发动机推力个体差异和量值小限制,给准确测试和评估推力损失数据带来困难.通过数值仿真方法,五分量天平和六分力测力试验,建立了一套相对实用的测试和分析方法,得到了较为精确的推力损失数据,为燃气舵和导弹总体设计提供了依据. 相似文献
5.
6.
固体导弹飞行试验后要用有限的遥测数据来计算并进一步验证发动机的性能,发动机的性能主要通过地面试车统计值分析计算得到。文章介绍了发动机的几种推力计算的方法,并通过对固体发动机燃烧过程的假设,利用预示推力曲线,提供了一种简化的推力计算公式,供火箭发射后初步判读使用。 相似文献
7.
8.
《导弹与航天运载技术》1990,(6)
发射未来空间飞行器的主要方法是利用空间运输系统(STS)。已经做了大量研究工作,验证了采用可贮存推进系统或者低温推进系统的最短长度上面级能从低地轨道的STS上把大型有效载荷和要部署的有效载荷送到地球同步轨道。航空喷气技术系统公司当前正在研制两种适用于上述上面级的推进系统。一种是推力为几千磅的可贮存推进系统,另一种是推力只有几百磅的低温推进系统。这些发动机的严格寿命和性能要求提出了一些新的技术问题。这只能通过在以后为可贮存发动机采用新材料和生产工艺以及为低温发动机搞新的设计方案来解决。可贮存发动机的功能试验业已完成,其飞行重量研制计划将在八十年代底完成。经鉴定合格的发动机预计在九十年代初提供使用。低推力的低温发动机的研制和提供使用的时间都要比可贮存发动机推迟三年。本文主要介绍这两种发动机的技术问题、解决方法以及研制状况。 相似文献
9.
10.
某固体火箭发动机在我国南方和北方的普通地面库房贮存7~9年后,地面点火试验工作正常,性能稳定。本文用正态性能可靠性的点估计法、区间估计法和单侧置信下限法对贮存固体发动机的性能贮存可靠性进行了评估。 相似文献
11.
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
12.
论述了根据弹上纵向加速度计的响应估算导弹发动机推力曲线的近似方法。最后,通过计算分析了该方法所能达到的精度。 相似文献
13.
为提高TRIP高强度钢板的成形质量,提出通过改变刚性凸模胀形试样宽度来测定板料FLC,并对其进行优选。在此基础上,以盒形件为例,借助数值模拟研究其压边力成形窗口以及最优的压边力变化曲线。结果表明:随着冲头行程的逐步增加,TRIP钢板盒形件的压边力成形窗口高度逐渐减小,成形后期必须严格控制压边力的大小;当采用最优压边力变化曲线时,盒形件成形质量好、变形充分。 相似文献
14.
15.
16.
17.
为解决战斗部预制破片的飞散方向控制这个复杂的非线性问题,基于大量试验和仿真数据,应用BP 神经
网络技术对破片飞散方向修正设计量进行预测,建立破片聚焦曲线优化设计系统,可对传统解析模型设计的破片聚
焦曲线进行自动优化。试验结果表明:优化后的聚焦曲线具有较高的破片聚焦效率,可有效减少破片聚焦曲线迭代
的试验次数。 相似文献
18.
AZ91D镁合金表面植酸转化膜的正交实验优化研究 总被引:4,自引:0,他引:4
通过正交实验对镁合金植酸处理工艺进行优化,并通过极化曲线、电位-时间曲线对镁合金植酸转化膜的耐腐蚀性能进行研究,采用金相显微镜对转化膜的微观形貌进行观察。结果表明,植酸转化膜耐腐蚀性能的工艺影响因素排序为:处理时间>温度>浓度>溶液pH值。AZ91D镁合金植酸转化膜具有良好的耐腐蚀性能,其自腐蚀电流密度小于铬酸盐转化膜,植酸表面处理技术有望代替对环境污染严重的铬酸盐处理技术。 相似文献