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本文主要介绍MX导弹装弹坞发射装置所用的装在作动器内部的整体燃气发生器设计方案。此方案比之地下壕沟武器系统方案所用的在作动器外面安装燃气发生器的设计方案为好。虽然,现在美国政府由于经济上的考虑,己将MX导弹改为地下井发射,但是这种与作动器成为一体整体燃气发生器方案却有值得借鉴的地方,尤其对于一次作动到位的作动系统,比如可延伸出口锥的伸展作动系统就可以采用整体燃气发生器方案,而不要象推力向量控制系统那样将作动器和燃气发生器分开。 相似文献
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为了防止富氧补燃循环发动机在完全自身起动过程中出现烧蚀情况,需要研究降低发生器富氧燃气温度峰值的方法。利用成熟的发动机组件数学模型,建立了发动机完全自身起动过程动态仿真模型,并通过试验数据验证了仿真模型的合理性。基于计算结果,分析了起动过程中发生器富氧燃气温度的变化过程,进一步分析了产生3个温度极大值的原因。通过仿真研究,分析了不同起动参数对富氧燃气温度峰值的影响。结果表明:提高发生器氧化剂流量和减缓发生器燃料流量增速可以降低富氧燃气温度峰值,具体措施有提高氧化剂贮箱压力、减小供应管路长度、提高副路转级阀的作动压力和减小其转级速率。 相似文献
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简要介绍了用于液氧/煤油发动机涡轮吹风试验系统的燃气发生器的研制,通过对该燃气发生器的工作原理、参数等的分析、计算,确定了该燃气发生器的结构,进行了喷嘴流量、雾化试验和发生器的热调试,满足了试验系统的最大流量要求,为液氧/煤油发动机涡轮泵的研制提供了保障,表明该燃气发生器的研制是成功的. 相似文献
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为了更好地改善同心筒导弹垂直发射装置工作时导弹所面临的热环境,分析了影响筒口处燃气温度的因素和出口燃气温度降低过程中的气体动力学原理,并首次从能量守恒的角度分析了以前科研人员在降低出口燃气温度方面所做的研究工作,解释了各种降温方案的原理。还提出了一种变截面同心筒的设计方案,即将同心筒内外筒的间隙设计成收缩-扩张形状(类似于拉瓦尔喷管),利用此变截面同心筒对气流的加速作用来提高燃气的出流速度,以达到降低高温燃气温度的目的。文中用FLUENT对设计结构进行了二维数值模拟,验证了可行性,显示出此方案可在一定程度上改善导弹工作时的热环境。 相似文献
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马特拉公司最近推出了西北风极近程地空导弹的两种新型发射架Albi和Atlas,这两种发射架都是轻型双联装发射架,备有两枚待发导弹,由一名射手操纵。 Albi(双弹轻型发射架)装在一个可升降的旋转支架上,可 相似文献
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最近美国马歇尔空间飞行中心研究了一种先进的燃气发生器,该燃气发生器既能在起动初期可靠点火,又能提供相当均匀的出口燃气温度。研究了各种尺寸和形状以及不同布局的混合增强装置,认为这些装置能使燃气发生器的出口燃气温度分布均匀但也使燃气发生器的内部压降发生变化。具体地说,就是通过安放适当尺寸和布局的紊流环和隔板,从而获得相当均匀的出口燃气温度分布,且在燃气发生器出口极限设订温度在2273K之内获得最高燃气温度。但是结构研究表明,在满足给定的极限设计温度的情况下,燃气通过燃气发生器的压降很大,约为7.929MPa。为解决这一问题,若把极限设计温度增加到2336K,那么燃气发生器的压降会降为2.413MPa。因此,建议设计者仔细推敲一下涡轮入口处燃气温度的最大允许值。 相似文献
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高温火箭燃气的排导一直是研制新的箱式发射系统的关键问题.发射架和舰艇需要用特殊的材料来防护.“标准”导弹垂直发射系统(VLS)的设计要求特别苛刻,因为导弹产生大量燃气.对内部燃气流穿过新导弹发射系统的分析一直是一个难题.例如穿过发射系统的强压力波就决定了机械强度的设计值.从高温燃气流来的紊流对流热传递,提供了发射系统的最大热输入,因此,要求为装运箱和发射架内表面设计防护材料.燃气流穿过系统时会发生复杂的不明的化学反应,从而使燃气的化学成份以及它的物质性质在每点各不相同. 相似文献
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介绍液氧/丙烷为工质的燃气发生器试验研究的方案和结果.着重讨论该燃气发生器在压低混合比条件下点火、起动、积炭及性能等问题.试验证明,液氧/丙烷燃气发生器在较宽的混合比范围内能稳定地工作,积炭轻微.通过试验掌握了液氧/丙烷推进剂点火、起动技术,并获得了性能数据.为新型发动机的论证提供了依据. 相似文献
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一种新型级间分离技术研究 总被引:7,自引:0,他引:7
本文对一种含固体燃气发生器的级间分离技术进行了研究。首先给出了分离的总体方案,建立了级间段气体压强瞬变的数学模型和导弹两级的运动模型,并利用流体动力学软件对级间段充气过程进行了模拟。简要介绍了固体燃气发生器的设计,并给出燃气发生器装药的选取原则。最后通过对某型号导弹的计算,证明这种级间分离方案是可行的。 相似文献