【摘 要】
:
美国PAC-3上使用的微型固体姿控发动机工作时间为23ms,对燃速的要求大于100mm/s(7MPa,20℃),主要的应用于防空与反导导弹,采用微小发动机集成系统组成的燃气动力的方法对防空与反导导弹进行机动控制,这种控制方式适应了新时期防空导弹末端精确制导的发展方向和需求,可以提高导弹的作战能力.目前,国内、外都在对动能拦截导弹的姿态控制进行深入的研究,国内的微型固体姿控发动机技术由于受推进剂性能
【机 构】
:
中国航天科工六院41所,呼和浩特,010010 国防科技大学航天与材料工程学院,湖南,长沙,410
【出 处】
:
中国航空学会航空动力分会火箭发动机专业委员会2006年学术年会
论文部分内容阅读
美国PAC-3上使用的微型固体姿控发动机工作时间为23ms,对燃速的要求大于100mm/s(7MPa,20℃),主要的应用于防空与反导导弹,采用微小发动机集成系统组成的燃气动力的方法对防空与反导导弹进行机动控制,这种控制方式适应了新时期防空导弹末端精确制导的发展方向和需求,可以提高导弹的作战能力.目前,国内、外都在对动能拦截导弹的姿态控制进行深入的研究,国内的微型固体姿控发动机技术由于受推进剂性能的影响,发动机工作时间太长,还不能满足技术指标的要求.
本文简单介绍了针对微型固体姿控发动机燃烧室降低燃速的设计技术方案,通过药型结构的优化解决了发动机工作时间长的技术难点,只需要燃速为33mm/s(7MPa,20℃)的推进剂,就能达到PAC-3上微型固体姿控发动机的技术指标,为今后的研究工作提供参考.
其他文献
采用亚磷酸-镍盐体系通过电沉积制得厚度≥0.5mm镍磷合金镀层,优化了镀液的组成及工艺参数后,成功地得到了高硬度、无缺陷、厚度约1mm的Ni-P合金镀层.经过300℃热处理硬度提高,但产生了大量微裂纹.本文分析了工艺原理、组织及硬度的变化规律等。
会车压力波是影响高速磁浮列车快速、安全和舒适运行的一个重要空气动力学问题.为进一步评估车辆设计,于2003年11月对上海磁悬浮列车在5.1m线间距下的高速会车压力载荷进行了测量,得到了通过列车以400~500 km/h的速度运行时引起的会车压力波的大小,同时测量了距离列车侧面0.5m和1.3m处列车风的大小.
测量旋翼桨叶的压力分布,是获得旋翼气动载荷分布的有效手段之一.由于直升机特有的旋翼旋转运动,即使在相对稳定的悬停状态下,旋翼桨叶表面压力分布也是动态非定常的,同时由于旋翼的高速旋转和桨叶的尺寸限制,又给压力信号的采集和测量造成困难.本项研究采用"桨叶表面压坑(槽)+表面粘贴片式压力传感器+透明胶带襄覆开孔"测量桨叶表面压力的手段,用两副旋翼模型完成了地面悬停和风洞前飞试验,研究了桨叶表面压力测量技
本文介绍了采用虚拟仪器技术在低速风洞进行飞机进气道动态畸变试验的系统构成、测试原理以及数据处理方法.最后给出了某试验的结果。
本文充分收集了美国"标准-3"拦截弹资料,并对其进行了分析和总结,参考国内外同类型发动机,对"标准-3"拦截弹发动机进行了反设计,并用得到的各级发动机参数进行了发动机内弹道性能仿真计算,将仿真结果与"标准-3"拦截弹的性能进行了比较。
前机身边条对飞机低速大迎角气动特性影响研究是重点实验室研究课题"飞行器大迎角流动控制及其对气动特性影响研究"的部分内容.本文着重讨论了前机身边条对飞行器大迎角气动特性的影响,零侧滑时,前机身边条能大大减小飞行器大迎角状态下的非对称偏航力矩和侧向力,为增强飞行器大迎角状态下的可控制能力提供了重要方法;同时,前机身边条反向偏转还能产生很大的可控偏航力矩,这也是飞行器大迎角飞行时需要的。
介绍了Agent与多Agent系统的主要概念,结合传统故障诊断方法,提出基于多Agent技术的固体火箭发动机故障诊断的模型,对模型的各个主要功能模块进行介绍,并对其中的关键技术进行分析.
为在二维或三维空间中表达高维设计空间,引入非线性主轴降维映射法对固体火箭发动机多维非线性设计优化问题进行降维处理.工程实例研究表明,非线性主轴降维映射法具有发现多变量非线性比化数学模型本征特性的特点,能对设计变量重要性排序;通过降维展示设计空间全景,为优化算法和设计初值点优选提供了直观、有力的工具;优化轨迹实时展示为优化算法性质研究及算法切换提供了依据;根据优化轨迹从优化结果在降维空间中的位置能够
综合考虑飞行器总体设计约束、轨道设计、气动特性与固体火箭助推器设计间相互影响的情况下,建立了飞行器固体火箭助推器总体/气动/轨道/动力多学科的系统分析模型和设计优化模型.采用传统设计优化方法和多学科设计优化方法(MDO)进行了固体火箭助推器设计优化.结果表明:固体推进单学科的最优设计不等价于飞行器总体多学科的最优设计,与传统设计优化方法相比,MDO方法一次设计优化就可得到满足飞行器总体设计指标的最
本文介绍了稳健性优化设计的基本概念和原理,考虑了影响发动机性能精度各主要干扰因素的随机散布特性,将稳健性优化设计方法引入固体火箭发动机装药设计.与传统优化设计结果相比,稳健性优化设计结果在随机因素作用下仍能以较高的概率保证约束条件的可行性,而且还能降低发动机推力的散布范围,这为解决固体火箭发动机推力不平衡问题提供了很好的解决方法.