光纤制导导弹的多脉冲固体火箭发动机

光纤制导导弹以低速低空飞行为特征。一般飞行时间为2min或更长。因而给设计低成本的主级推进装置带来一些困难。推进这些导弹的节省能量的方法就是使用助推—滑翔交替的多脉冲火箭发动机。由于助推时间仅占总飞行时间的一个很小的百分数,所以推进装置的信号特征低,特别是使用无烟双基推进剂时。对于射程大于15km的导弹,将需要4个助推阶段,每段燃烧时间约为2s。可以把火箭发动机设计成由4个单个的推进剂药柱、点火器和隔网组成的整体药柱。这种单块式的设计共进行了8次静态试验,其中包括一次安全试验。有4次试验是4脉冲全程序,每次脉冲时间间隔为30s,均已成功。这种紧凑的整体式设计提供了多种用途,而不仅仅只限于光纤制导导弹。     

低弹道多约束固体火箭能量管理方法研究

针对弹道高度较低且终端状态受多种约束的固体火箭,对传统能量管理方法进行了改进。改进方法增加了基于标准飞行程序的预测步,根据弹道高度较低的特点在计算总视速度模量环节扣除了气动阻力引起的视速度损失,基于终端状态所受的多种约束提出计算需要视速度模量的新方法。仿真结果表明改进方法可以提高能量管理效率、减小速度偏差,验证了在低弹道飞行试验中的实用价值。     

固体火箭冲压发动机在空空导弹上应用的优势

通过对采用固体火箭冲压发动机和固体火箭发动机的导弹在不同高度下的弹道性能计算和分析,得出采用固体火箭冲压发动机的导弹在射程、速度、机动性等方面都比采用固体火箭发动机的导弹具有很大的优越性,希望能够为我国今后发展固体火箭冲压发动机技术提供一些理论支撑。     

空空导弹多脉冲固体火箭发动机能量分配优化研究

针对多脉冲固体火箭发动机在空空导弹上的应用,以扩大空空导弹的不可逃逸攻击距离作为主要优化目标,同时考虑导弹的最远射程和末端速度,借用遗传优化算法,对双脉冲和三脉冲发动机的综合性能参数进行了优化,得到了导弹综合性能最优的发动机能量分配方案,为空空导弹多脉冲发动机的设计提供了理论依据。     

固体火箭发动机贮存信息数据收集和管理

对固体火箭发动机贮存信息管理系统进行需求分析,研究固体火箭发动机贮存信息的管理方案,对系统结构进行初步的设计。综合考虑影响发动机贮存寿命的各方面因素,确定基于综合特性分析法的贮存寿命评估中所涉及的贮存信息组成方案,为固体火箭发动机的贮存寿命评估工作提供支持。     

光纤传感器在固体火箭发动机中应用的关键问题

针对大规模光纤传感网络在固体火箭发动机复合材料结构损伤及缺陷的快速与实时检测中应用可能遇到的关键问题,从光纤传感器类型的选取、大应变的测量、光纤传感器与复合材料的相容性、光纤传感器网络与传感器布置的设计、大规模光纤传感网络信号的快速处理等5个方面展开分析,在已有研究的基础上,结合自身的研究,提出解决上述5个关键问题的初...     

航天飞机固体火箭发动机的模态判定和试验-分析相关

能否用有限元模型精确地描述推进剂特性是工程师们研究航天飞机固体火箭发动机动力响应所关心的问题。通过试件试验确定的推进剂特性的不精确性使人们决定对航天飞机固体火箭发动机的独立段进行模态判定和模型相关。用多路输入法激励和确定惰性段及活性推进剂段的壳体/推进剂振型。这些试验在确定高阻尼的挠曲振型时非常成功,出现数对频率间隔小于2%的这种振型。应用这种先进的相关技术使人们能够在完成实验后两个星期内修正有限元模型使之和试验结果相一致,并且对精确地验证推进剂材料特性增加了置信度。     

重复使用运载器末端区域能量管理段三维制导轨迹在线推演研究

研究了重复使用运载器(RLV)末端区域能量管理段(TAEM)三维制导轨迹在线推演算法。根据RLV当前动压、位置和航向,规划动压参考剖面和横侧向参考轨迹,采用基于高度的质点动力学方程在线推演出满足过载、动压约束以及终点动压、位置和航向要求的三维轨迹。横侧向参考轨迹规划分为2个阶段,即消除横向位置误差兼顾减小纵向位置误差阶段和消除纵向位置误差阶段,提出了组合使用3种模态消除纵向位置误差的新方法。对于三维轨迹推演,提出了采用航迹倾斜角补偿法二次推演三维轨迹的新算法,修正终点位置误差超过自动着陆(ALI)容许范围的三维制导轨迹,使误差进入容许范围。仿真计算结果显示,该三维轨迹在线推演算法具有快速、准确、对初始点位置和航向分布鲁棒性强的特点。     

固体和管道火箭发动机用的高能钝感推进剂

介绍了现役导弹推进剂当前还不能满足法国官方文件──２０６０号ＤＧＡＩＰＥ规程规定的钝感弹药的全部要求，讨论了友合推进剂和低特征推进剂的新配方特性。并丁苯，这种含有被融聚的燃烧催化剂的预聚合物在使用温度范围内受热（或冲击）而不破坏其高能特性时可降低高燃速复合推进剂的敏感度和反应速度。对少烟推进剂而言，使用高能粘合剂对炸药填料（硝胺）的用量和高能增塑剂的敏感度都有一定限制以避免穿孔影响，而在性能上的某些损失是允许的。挤压式双基推进剂（ＳＤ１１７５，ＳＤ１１７８）的其它试验结果和燃器发生器推进剂试验说明，设计一种能够达到ＭＩＬ－ＳＴＳ２１０５钝感推进剂要求的发动机是可行的。可以肯定，不久将在新的高分子如六硝基六氮杂异伍兹（ＣＬ－２０），多叠氮基缩水甘油基和肼硝基甲酸盐研究领域将取得一些进展而使推进剂具有更好的性能和钝感水平。     

喷射成型高强度铝合金在固体火箭发动机上的应用

将喷射成型高性能铝合金,用于固体火箭发动机的结构材料.计算与试验结果表明,喷射成型铝合金的室温比强度高于传统铝合金、钢,在试验所选定的部件上替代传统材料,用于固体火箭发动机的构件,通过了各种性能检测,减重55%~69%,表明喷射成型高性能铝合金在固体火箭发动机上应用前景广阔.     

基于BP神经网络的固体导弹耗尽关机姿态调制方法研究

针对固体火箭发动机燃料剩余问题,采用BP神经网络逼近算法,推导建立了一种适用于耗尽关机条件下,对导弹2级飞行进行能量管理的姿态调制方案。该方案在干扰条件下根据再入弹道倾角要求、推力偏差及射程的不同,2级点火10 s时弹上在线计算调制姿态,保证了能量消耗精度的同时为导弹在耗尽闭路导引段进行闭路制导提供了前提条件。通过仿真验证了该模型的正确性和可行性。     

固体火箭发动机点火装置的技术现状和发展趋势

对点火具、点火药、点火药盒和延期点火技术的研究现状和发展趋势进行了分析和总结,指出：半导体桥（SCB）火工品是桥丝式火工品的理想换代产品;喷管堵片除了传统意义上的防潮、防尘作用外,其点火建压作用更为重要;开发智能型SCB点火技术和药盒新材料是点火器研究的主攻方向。     

基于能量控制方法的航天器TAEM制导仿真

末端能量管理段制导的主要目的是控制航天器的动能和势能,使航天器最终达到着陆段初始要求。采用能量控制方法来设计制导方案,分析了末端能量管理制导的过程及原理,在制导系统引入能量-射程基准剖面,通过调整飞行距离、动压或速度制动使航天器达到基准的能量状态。将末端能量管理段划分为S-转弯、搜索飞行、航向校正飞行和着陆前飞行4个飞行段进行研究。以某航天器为仿真实例,对末端能量管理段制导过程进行动力学仿真。仿真结果表明所提出的基于能量的制导方案具有良好的制导效果。     

整体式固体火箭冲压发动机在中远程空空导弹上的应用

介绍了国外中远程空空导弹及其动力装置的概况与发展趋势,对于整体式固体火箭冲压发动机的技术特点和其在空空导弹上应用需解决的主要技术问题进行了分析,并对空空导弹用整体式固体火箭冲压发动机今后的发展提出了自己的看法。     

美国固体火箭发动机的发展及其在机载战术导弹上的应用

介绍了美国机载导弹发动机的发展历程,从推进剂、壳体、喷管、点火装置四个方面简要介绍美国第一代、第二代和第三代机载导弹的发动机概况。详细阐述美国第四代机载导弹AIM-120"先进中距空空导弹"和AIM-9X"响尾蛇"导弹的发动机性能和数据,重点突出其性能的先进性和低易损性设计。最后介绍美国机载导弹发动机的最新发展计划并预测其发展趋势。     

制导、导航和控制一体化仿真与分析在先进的航空航天器上的应用

现代仿真与分析计算机辅助设计(SA-CAD)软件包可成功地用来分析未来高性能航空航天器制导、导航和控制(GN&C)的综合性能。目前已装在公用开发工作站上的这些设备,由于大大扩展了系统分析能力和生产能力,因此可显著降低研制成本和减少风险。本文讨论了SA-CAD设备的价值,并对有代表性的空间站的乘员逃逸和返回飞行器、乘员紧急返回飞行器和一种超音速飞行器的制导、导航和控制的一体化分析方法及其结果进行了描述。     

两次进气对固体火箭冲压组合发动机燃烧和烧蚀环境的影响

为给固体火箭冲压组合发动机补燃室的进气道设计提供参考,研究了空气两次进气对补燃室燃烧效率和内壁烧蚀环境的影响。采用标准k-ε(k为湍流动能,ε为耗散率)模型、涡耗散模型和King硼颗粒点火模型,分别对空气一次进气和两次进气两种补燃室的多相流燃烧进行数值模拟,并进行对比分析。研究结果表明：两次进气可包覆混合燃气,并将其向内挤压,压缩高温区域,改变氧气分布,从而减小高温内壁面积,降低低温壁面温度,减少贴近壁面的凝聚相颗粒数量,从而减弱对壁面的热烧蚀、氧化和凝聚相颗粒侵蚀作用,同时,因造成的动能损失更大,减小了贴近内壁的气流速度,可减弱气流冲刷作用,二者共同作用,较大程度改善补燃室内壁的烧蚀环境;两次进气对补燃室的燃烧效率影响不大,一次进气和两次进气补燃室的总燃烧效率分别为80.68%和80.18%;综合燃烧效率和内壁烧蚀环境两方面,表明两次进气形式优于一次进气形式。