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本文介绍了以涡轮喷气发动机为动力装置的飞航式战术导弹的一种新型高亚音速嵌入式、半嵌入式进气道的设计与试验研究结果。提出了弹用高亚音速嵌入式、半嵌入式进气道在弹上的位置、进气道通道截面形状、扩张规律、开口形状、喉道面积、内外唇口以及附面层隔道高度选取等初步设计原则和抽气式测试系统的新的进气道试验技术。 相似文献
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超声速进气道与飞航导弹一体化发展概述 总被引:2,自引:0,他引:2
对采用冲压发动机的飞航导弹与超声速进气道一体化设计技术和发展进行了概述, 列举了各国不同进气道布局的典型飞航导弹设计特点和将来的发展趋势.同时简要分析了进气道和弹体一体化设计需要面对和解决的问题.最后对进气道弹体一体化发展进行了展望. 相似文献
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本文总结了冲压发动机进气道设计的一些规律,阐明了使用冲压发动机作为导弹的动力,并应使进气道系统与导弹紧密结合为一体的问题。进气道设计利用互利相干的设计概念(弹前身、弹翼和外罩起预先压缩)和进气道设计参数(设计马赫数、压缩比、放气量)的折衷考虑,得到性能很好的外装式进气道。本文还对进气道数目、进气道的布局、空气动力格栅、亚音速扩压器的设计、亚临界稳定性等问题进行了分析。 相似文献
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由于导弹所用发动机进气道限制,不允许导弹有较大的侧滑角。为了满足和提高导弹的侧向机动力且保证导弹不产生较大的侧滑角,本文将探讨倾斜转弯(BTT)控制在飞航导弹控制中的有关理论与应用问题,重点研究BIT飞航导弹的质心运动与控制问题,即在理想控制,瞬时平衡假设条件下,研究BIT导弹的运动,制导与控制问题。 相似文献
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前言近年来,以美国的Hyper-X计划为代表的超燃冲压发动机的研究进度不断加快。超燃冲压发动机是一种在超音速气流中燃烧的冲压发动机,超燃是相对一般冲压发动机在亚音速气流中燃烧而言。高超音速飞行时,冲压发动机进气道中的气流被压缩到亚音速,压力损失很大,... 相似文献
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针对火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle,RBCC)对进气道的大空域、宽速域、高性能设计需求,在相同约束条件下设计了矩形截面类咽式进气道和典型侧压式进气道,采用数值仿真的方法对两种进气道的流动特征、速度特性、攻角特性和阻力特性进行了对比研究。结果表明两种进气道内均存在扫掠激波-边界层相互干扰,类咽式进气道流场特征呈现出左右结构而侧压式进气道为上下结构;在不同来流条件下,类咽式进气道在流量捕获能力和降低溢流阻力上均有明显优势。可为宽范围高性能进气道的设计提供一定参考。 相似文献
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指令制导防空导弹全弹道 飞行仿真系统研究 总被引:2,自引:0,他引:2
对指令制导防空导弹全弹道飞行仿真进行了研究,建立了指令制导防空导弹全弹道飞行仿真系统,详细描述了该系统的组成及功能,为防空导弹训练、维修模拟器材的研制提供了实验基础。 相似文献
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分析了准确测量空空导弹在飞行试验中振动数据的重要性,介绍了一种空空导弹振动传感器信号多量程采集的方法。从系统组成、工作原理、采集精度等方面进行了详细说明,采用自上而下的设计方法利用VHDL硬件语言实现系统设计,具有采集精度高、扩展性好等优点。 相似文献
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基于蒙特卡洛(Monte-Carlo)方法对导弹飞行试验靶标规模设计问题开展研究,总体思路是模拟计算导弹命中一定区域的概率,以计算结果对比设计要求,最终确定靶标规模.根据整体弹和子母弹飞行着靶的特点和数学化描述,确定采用统一的导弹命中目标区域概率计算对象——子母弹抛撒子弹着靶事件;在明确方法设计过程基础上,分别讨论确定了蒙特卡洛方法应用中的随机过程概率模型、随机数产生模型、命中靶标判据及模拟计算误差模型,并给出了靶标规模设计方法实现的程序框图和计算实例.研究成果可用于计算导弹命中任意形状目标区域的概率及确定靶标建设规模与布局. 相似文献
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结合某型高级硬体拖靶系统的研制,从全系统总体设计的角度,介绍了该系统的组成、基本工作原理和主要分系统设计方案及工程实现方法。针对新系统飞行速度更高、拖缆载荷更大、增加了遥测下传、飞机视角遮挡导致飞行员无法直接目视收放靶等问题,采取了高速型飞行器布局设计、拖缆缆段优化组合设计、绞车控制系统数字化设计、操控系统中加入视频监控设计等新的技术解决方案。飞行器分系统半实物仿真试验和全系统实际试飞结果表明,该拖靶系统能够在有人飞机的拖曳下模拟飞航式反舰导弹实现海面低高度稳定定高飞行,达到了设计要求,功能和性能均优于原引进系统。 相似文献