火箭弹垂直发射动力学建模与仿真

首先建立了火箭弹垂直发射的弹道模型,然后研究了升阻比、弹道倾角等参数的变化对火箭弹射程的影响,并分别对这两种情况进行了仿真。仿真结果表明,滑翔飞行时,在一定程度上增大了升阻比,有助于增大火箭弹的射程;另外在转弯结束时,弹道倾角的变化对火箭弹射程也有一定影响。     

二次点火发动机最优增程设计与分析

研究了采用二次点火发动机对火箭弹进行增程的最优设计方法与设计原理，用罚函数法把约束条件构成统一的目标函数，再用直接寻优法进行计算，分析了火箭弹倾角、再点火时间及总冲分配等因素对射程的影响。结果表明，二次点火发动机技术可以实现远程火箭弹增程最大的设计要求，且最优发射角对射程影响极大；总冲分配最佳时，总的阻力消耗最小，增程率越大；再点火时间的影响相对较弱。同时还比较了二次点火发动机工作时的火箭弹弹道与一般弹道的区别，及其对阻力和射程的影响。     

脉冲推力作用下的火箭弹扰动运动分析

小型脉冲火箭发动机是中小口径制导火箭弹主要的控制执行机构,其特点是尺寸厘米级、工作时间毫秒级,利用它可以在控制系统的控制下改变火箭弹的飞行方向,达到弹道修正的目的。本文就是利用火箭外弹道原理,通过大量计算分析,研究在脉冲发动机推力作用下火箭弹的摆动运动规律,分析结果为小型脉冲火箭弹的脉冲控制设计提供了一定的依据。     

大推力速燃火箭发动机蜂巢状装药的设计与理论分析

针对速燃火箭发动机大推力短燃时的特点,提出一种满足此要求的新型装药——蜂巢状装药,并对该药型的内弹道特性、燃面规律和力学特点作出了定性和定量分析,对速燃发动机的装药设计有一定的借鉴意义。     

大力速燃火箭发动机蜂巢状装药的设计与理论分析

针对速燃火箭发动机大推力短燃时的特点，提出了一种满足此的新型装药－－蜂巢状装药，并对该药型的内弹道特性、燃面规律和力学特点作出了定性和定量分析，对速燃发动机的装药设计有一定的借鉴意义 。     

鸭式翼弹道修正火箭弹修正能力分析

采用十字型鸭式翼二维弹道修正火箭弹弹体布局,系统地研究了修正火箭弹的修正弹道理论,建立了修正质点弹道的数学模型。在Matlab中编制了四自由度弹道模型,仿真分析可用于分析无控和有控情况下的弹道修正能力问题。大射角下舵机45s起控纵向修正效果最好,起控时间越早,横偏修正越好。舵偏角越大,修正能力越强。     

基于粒子群优化算法的火箭弹弹道研究

针对制导火箭弹滑翔增程问题,文章提出了以攻角为优化变量的解决方法;基于火箭弹的四自由度模型,结合粒子群优化算法,提出了火箭弹射程优化模型并建立了约束条件。对某制导火箭弹弹道进行优化仿真,所得到的结果表明:通过控制火箭弹攻角的变化规律,能够有效增加火箭弹的射程。因此,文章所提出的攻角控制方法是可行的。     

某型延寿助推器内弹道性能预示

在建立某型延寿助推器翼柱型装药的仿真模型和数学模型的基础上,对该型助推器装药进行了数值模拟,完成了内弹道性能预示,得出了该型延寿助推器燃烧室压强和推力随时间变化的规律,并根据内弹道性能预示结果分析该型延寿助推器继续使用的可能性     

基于单纯形优化算法的火箭弹增程研究

针对火箭弹增程问题,提出了以攻角为优化变量的实时优化方法。基于制导弹药的纵向平面模型,建立了制导火箭弹弹道模型,采用改进单纯形优化算法在 SIMULINK中实现了函数子模块优化,对某型制导火箭弹弹道进行实时优化仿真。结果表明:采用改进单纯形的攻角实时优化,可以在保证火箭弹飞行稳定性的前提下有效增加火箭弹射程,且增程率达到 74.3 %,对火箭弹增程研究具有一定指导意义。     

固体火箭发动机多弧形孔装药设计研究

为弥补现有单室双推力固体火箭发动机装药结构的不足,提出一种由一个中心圆孔和多个弧形内孔组成的新型单室双推力多弧形孔装药结构。该结构包含7个可控结构参数。导出了药柱燃烧周长及通气面积随燃烧肉厚变化规律的计算公式;利用火箭发动机设计结构,分析了不同参数下多弧形孔装药结构的内弹道特性;在相同技术要求下,对比了多弧形孔装药和双药型装药结构的内弹道特性参数。设计及计算结果表明,新型多孔装药结构易实现单室双推力的要求,在文中所取算例下,采用多弧形孔装药的导弹相比采用星孔-单孔管型药柱装药的导弹加速时间缩短75%,导弹最高速度提高17%,且导弹速度和推力都更加稳定。多弧形孔装药结构为单室双推力火箭发动机设计提供了一种新的技术途径。     

液氧/煤油富氧预燃室的理论分析和试验研究

通过数值计算, 分析了富氧预燃室喷注单元的结构设计及其对燃烧的影响, 并使用具有三个喷注单元的缩尺预燃室, 对液氧／煤油的富氧燃烧进行了试验评价。数值计算和试验表明, 燃气温度的均匀性与燃烧室长度有关; 对带缩进长度和二次喷注的喷注单元, 应合理地选择缩进长度及缩进室的混合比; 富氧预燃室能正常可靠地点火和工作, 能满足大范围推力调节的要求。     

织女－3主发动机的辨识仿真

织女－３探空火箭飞行试验与地面试验的主发动机喉径不同，提出了用辨识仿真方法提供弹道计算所需的推力数据。利用唯一的一发有效地面实验数据，以系统辨识法确定发动机工作时推进剂的基础燃速，沿金属丝燃速，综合因子和喉径的变化规律，再确定喷管效率，最后用内弹道计算和性能计算方法确定飞行发动机的地面推力数据。飞行试验表明，计算弹道与飞行试验弹道相吻合。     

织女－3主发动机的辨识仿真

织女－３探空火箭飞行试验与地面试验的主发动机喉径不同。提出了用辨识仿真方法提供弹道计算所需的推力数据。利用唯一的一发有效地面实验数据，以系统辨识法确定发动机工作时推进剂的基础燃速、沿金属丝燃速、综合因子和喉径的变化规律；再确定喷管效率；最后用内弹道计算和性能计算方法确定飞行发动机的地面推力数据。飞行试验表明，计算弹道与飞行试验弹道相吻合。     

单室双推力固体火箭发动机推力测试技术探讨

本文通过对某单室双推力发动机推力测试技术的探讨,提出了解决单室双推力固体火箭发动机推力测试技术的改进方法。它对其它发动机也是通用的。     

旋转对固体火箭发动机的影响

对旋转对固体火箭发动机的影响进行了初步探讨。给出了旋转对推进剂应力应变的影响、产生的热力学方面的影响及旋转引起的气体动力学的影响等的分析计算模型。并在内弹道计算的基础上,对上述影响引起的发动机性能的变化进行了分析比较,得出了有意义的结论。     

固体火箭发动机推力大小调节技术的发展

对固体火箭发动机推力大小调节技术研究的必要性，发展的现状以及在型号上应用的情况作了综述与分析。指出了发展的趋势与方向。     

液体火箭发动机不同室压下冷却方案适用范围

为了精准评估不同冷却方案对高压液氧烃火箭发动机推力室传热特性的影响,建立了一套再生通道-液膜屏蔽-隔热镀层-辐射换热的整机模型,采用Ievlev半经验模型计算燃气侧壁面的对流换热过程,引入Shruvik安全裕度评估准则,计算推力室径向的分区温度和热流密度。基于某型大推力液氧煤油火箭发动机,研究了不同冷却结构组合的换热能力上限,分析了不同推力室压力对冷却设计方案的影响。结果表明:推力室压力在12 MPa及以下时,可主要依靠再生冷却技术满足冷却需求;在16 MPa及以下时需要配合内冷却环带满足冷却需求;在18 MPa及以下时需进一步设置隔热镀层提高热防护能力;室压在20 MPa甚至更高时,必须采用其他强化换热措施。      

针栓变推力固体火箭发动机动态响应特性研究

为了解针栓式固体发动机的动态响应特性,基于可变等效喉部面积的调控内弹道模型,研究了针栓型面及其调节过程对发动机动态响应的影响。结果表明:针栓式变推力固体发动机响应时间以及推力响应的动态特性与针栓移动速度、针栓型面以及推进剂压力指数密切相关。发动机响应时间由针栓移动时间和针栓移动造成的压力延迟时间组成;随针栓移动速度增大,针栓移动过程与压力延迟过程相对比重发生变化,使得响应时间先快速缩短后趋向于定值,由32ms缩短至11.6ms,而推力过冲逐渐增大,但在针栓打开过程中响应时间更短,推力过冲更大,并且计算表明压力和等效喉部面积的相对变化率决定了推力过冲;随着正压力指数的增大,压力调节范围增大,推力过冲和响应时间均增加,而负压力指数的推进剂明显缩短响应时间,抑制推力过冲;凸型面针栓能够缩短响应时间同时降低推力过冲,可根据等效喉部面积相对变化率获得最佳型面曲率,使得响应时间和推力过冲最小。     

固体火箭发动机的能量管理技术研究

介绍了固体火箭发动机的能量管理技术对于提高战术导弹射程、命中精度等方面的作用,针对隔板式能量管理技术,分别对美国、加拿大、日本、德国等国的代表性研究方案进行了评述,指出了今后的研究方向。     

火箭发动机小斜切角喷管的设计方法

根据火箭发动机的推力公式及空气动力学有关理论,导出在小斜切角喷管内气体流动的特性、推力的变化规律,并给出喷管的设计方法.