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跳跃式导弹弹道设计与优化 总被引:5,自引:0,他引:5
详细介绍了跳跃式导弹的概念及其特点,并针对某二级导弹(一级为固体火箭发动机,二级为间隔可调双脉冲固体火箭发动机),根据跳跃式导弹的飞行特点,提出了一种飞行程序角的设计方法,给出了飞行程序角的表达式,并建立了跳跃式弹道优化模型。在跳跃式导弹概念设计阶段,在总体参数给定的情况下,弹道的设计与优化能最大限度地提高导弹的性能,利用混合遗传算法对跳跃式导弹弹道进行了较详细全面的设计与优化,并作了比较。结果表明,该方法适用于跳跃式导弹方案论证和初步设计。 相似文献
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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(MDO)方法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优设计,得到内外弹道相匹配的助推器最优推力-时间曲线。传统设计优化方法需要飞行器总体和固体推进学科两个设计优化过程不断迭代协调,容易漏掉满足飞行器总体设计指标的最优设计。采用MDO方法,可提高固体火箭助推器的设计质量,大大减少设计迭代次数,从而缩短设计周期。 相似文献
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固体运载火箭设计属于典型的多学科设计问题,为提高同体运载火箭设计水平和缩短研制周期,提出了基于物理规划的固体运载火箭多学科设计优化方法.建立了固体运载火箭多学科系统分析模型,以卫星轨道设计计算得到的运载火箭关机点参数和最小火箭起飞质量为设计准则.采用物理规划方法构造系统级火箭总体设计优化模型,以发动机总体性能指标为设计准则,采用物理规划方法构造子系统级发动机设计优化模型.通过系统级总体设计优化和并行的子系统级发动机设计优化的嵌套循环,得到满足火箭运载能力的各级固体发动机最优设计结果,即得到内外弹道相匹配的发动机最优推力-时间曲线. 相似文献
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本文介绍将固体火箭发动机总体优化设计程序与Auto CAD绘图软件联接起来,根据总体优化过程中的主要设计变量-直径和膨胀比的数值,绘制一系列的发动机总图,在优化设计过程中,使用该程序可以在计算机屏幕上,显示发动机总图和发动机直径以及膨胀比的变化趋势,为设计者提供直观的图形.这项研究为形成一套完善的固体火箭发动机计算机辅助设计系统建立了基础. 相似文献
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火箭发动机的研制始终是推进航天技术和探索未知空间的重要支柱,固体火箭发动机以成本低、可靠性高等特点,常被选作推进系统,针对航天工程中火箭运载、在轨维修和精确制导等技术的需求,重点梳理了多年来美国、俄国、日本、欧洲和中国固体火箭发动机的研究进展与成果。以火箭运载和精确制导为临界点,将固体火箭发动机进行大小型区分,基于整体式和分段式的特点,列表对比了大型固体火箭发动机的长度、直径、推力等重要技术参数。沿着时间的发展主线,概述了小型单/双脉冲固体火箭发动机的工作原理、结构参数、飞行测试结果等。通过对比国内外的研究成果,揭示了国内固体火箭发动机发展的技术差距,提出了固体火箭发动机发展的关键技术。 相似文献
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为了实现小推力固体火箭发动机的长时间工作,对4种采用复合推进剂端燃药柱的发动机进行设计和试车.工作时间分别达到75、105、145、235 s.试验结果表明,该发动机设计方案合理,采用这种C/C喉衬的复合结构喷管实现长时间工作是完全可行的.其中,75 S发动机的地面比冲为2 217 N·s/kg;145 s发动机的地面比冲为2 236 N·a/kg;235 s发动机的地面比冲为2 147 N·s/kg,性能测试结果基本满足发动机总体指标要求.此外,在试验过程中,还获得了C/C喉衬的烧蚀和绝热层的烧蚀炭化规律,为后续开展长时间工作固体火箭发动机研究提供了重要参考. 相似文献
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目前已存在许多不同程度地考虑了固体火箭发动机(SRM)设计的程序。本文描述的分析工具,并非企图取代现有各种程序,而是使设计师在初步设计阶段能够用一台微机去完成有意义的工作。从事这项研究是为了满足固体火箭发动机定尺寸和性能敏感性分析的需要,因为在研究阶段,确定SRM尺寸及分析其敏感性是有竞争力的承包商常常难以应付的。本文描述的模型以交互/图形方式提供发动机的重量、尺寸及结构数据。 相似文献
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本文建立了地-地战术导弹/固体火箭发动机一体化设计的数学模型,成功地进行了六个变量的寻优计算,在满足总体要求的前提下,将导弹的有效射程提高了约12%.因取药型设计为一个约束条件,所以在得到优化结果的同时,完成了发动机的装药设计. 相似文献
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本文介绍了美国固体火箭发动机优化和自动化设计技术的发展历史,述评了各厂家采用的优化技术,讨论了计算机通用程序的发展。美国的经验表明,从六十年代中期开始,美国固体火箭发动机设计进入高性能、高精度的发展阶段,计算机对固体火箭发动机技术的广泛应用是关键的因素。现在,日趋完善的优化和自动化设计技术正在使美国的固体火箭发动机技术产生新的飞跃。 相似文献
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《固体火箭技术》2020,(2)
固体火箭发动机壳体缓释技术是提高固体火箭发动机服役安全性的重要技术手段之一。文章梳理了国内外固体火箭发动机壳体缓释技术方面的研究进展,根据各技术能够提供的排气泄压通道面积大小,将壳体缓释技术分为整体失强、头/筒分离和局部排气三大类,系统地对比了各项技术的设计思路、工作原理和实用效果。结合国外地地导弹、空空导弹和舰空导弹等导弹发动机壳体缓释技术应用实例和低易损性试验结果,阐明了壳体缓释技术对固体火箭发动机服役安全性的提升作用。最后,给出了使用发动机壳体缓释技术进行安全性总体设计的设计思路,并提出了固体火箭发动机安全性设计中应重点考虑排气通道临界面积和排气通道开启时刻两个关键因素。文中所述的研究进展可为固体火箭发动机服役安全性设计和优化提供参考。 相似文献
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目前美国正在开发研制下一代运载火箭用的捆绑式固液混合助推器,以提供送入低地轨道更大范围的有效载荷能力(9~22.68t)。据称,固液混合火箭发动机将能解决使用固体发动机所面临的制造、操作方面的许多安全和环境问题。液氧/HTPB混合火箭发动机的比冲(I)基本上与液体发动机的相等,但超过在相同设计条件下所有固体火箭发动机的比冲。美国火箭公司研制固液混合发动机的经验表明,与固体或液体发动机如此,混合发动机的生产成本可降低30%,研制成本降低50%。 相似文献