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最佳多级固体火箭飞行器的设计是复杂的,因为它受到很多设计参数的控制,并受到现有技术和系统要求两者的约束。可以研究飞行器性能对发动机设计的敏感性,并导出一组描述飞行器的设计参数,而此飞行器对于特定的准则已最佳化了,如最高的性能或最低的成本。这种飞行器的研究表明,成本和性能对单个火箭发动机设计是敏感的。本文叙述在现有技术条件下有一套特定要求的最佳飞行器的设计方法,并且受到诸如成本、重量、几何形状、射程或有效载荷的约束。本最佳化是发动机和飞行器所有设计细节的规程,它由下述过程完成:设计单个发动机,将它们组装成飞行器,研究飞行器的性能并系统地修改发动机和飞行器的设计以得到最佳结果。这由准确地设计并组装一套协调的部件成为一台发动机的自动程序来完成。飞行器的所有发动机是序贯设计的,并以联接的级间结构、有效载荷、电缆管道和控制装置组成一个完整的飞行器说明。至于满足系统要求的飞行器的无限性,单一的最佳飞行器是所希望的。有一组设计参数满足所有约束条件以及使一些性能因子,如成本、重量、长度、射程或发射重量达到最大值或最小值。本文概述了完成此过程的方法。 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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“火花”科研生产联合公司是原苏联生产各种固体火箭发动机及推力装置的重要企业之一,位于彼尔姆市。以固体火箭发动机研制为中心,该公司从事科研试验、设计、实用和基础研究工作。该公司设立一系列独立的分支机构和部门,分别进行固体火箭发动机及部件设计,进行气体动力学、热传质过程以及燃烧室内部过程参数的计算和研究,进行新构件、新材料的防护材料性能研究和鉴定,还进行生产质量保证及可靠性研究和各种试验。目前该公司正试尝进行固体发动机和推进装置的商业化生产,开发一系列新材料、部件、成套设备和生产线等民品。该公司已同我国有关单位建立了联系。 相似文献
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和大多数的工程问题一样,固体火箭设计中的经济性是很重要的。因此,对各种运载火箭进行优化分析,就是要在给定的任务条件下,以获得最佳经济效盆作为系统的设计目标。结合现今固体火箭技术的进展情况,本文研究了多级固体火箭的优化设计问题,并导出了多级固体火箭各级具有不同的推进剂比冲和结构参数的一般最优重量分布关系。所采用的最优化准则是在给定有效载荷和末速度的条件下获得最小起飞重量。用拉格朗日待定乘子法推导出多级火箭各参数与不同结构比及推进剂排气速度间的最优关系式,然后用图解法确定这些最优参数。 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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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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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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珠承全轴摆动喷管的设计和分析 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了固体火箭发动机推力向量控制珠承全轴摆动喷管的结构方案和结构分析,论述了珠承接头的设计计算方法,评述了珠承全轴摆动喷管的优缺点和在固体火箭发动机上的应用前景. 相似文献
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为实现参数化驱动的固体火箭发动机结构设计、零件装配及其与平行层燃面退移的一体化集成,以Pro/E族表技术为核心,利用WinForm框架和XML等技术,提出了实现固体火箭发动机结构参数化模装设计和整机自动化装配的技术途径,实现了发动机各零部件三维模型的参数化驱动及发动机整机的自动化装配,实现了复杂三维药柱退移过程中的拓扑结构变化。该研究开发完成固体火箭发动机结构参数化模装设计软件系统,系统中包含29个发动机零件,通过灵活设定结构参数,可自动化构建多达720种不同结构形式的发动机结构实体模型,实现平行层燃面退移,得到发动机工作过程中的动态结构质量特性,同时计算出发动机的内弹道性能,并且具有可扩展性。该技术能够为进一步研究固体火箭发动机的设计、仿真、优化的一体化系统奠定基础。 相似文献
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固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀研究进展 总被引:2,自引:0,他引:2
在固体火箭发动机工作过程中,由于热化学烧蚀和机械剥蚀的作用,将导致发动机喷管产生烧蚀行为,直接关系到固体火箭发动机的结构可靠性。为了较为深入地了解固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀行为及其机理,对国内外固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀研究进行了归纳和总结,详细阐明了喉衬烧蚀试验方法、喉衬烧蚀机理及喉衬烧蚀模型;总结了常用的喉衬烧蚀试验方法,并分析了各自优缺点;从热化学烧蚀和机械剥蚀两方面介绍了喉衬烧蚀模型研究进展,分析了目前喉衬烧蚀模型的研究水平。最后,对固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀需要开展的工作提出了建议,包括发动机烧蚀率的试验评估方法,喉衬耦合烧蚀计算方法及过载条件对喷管烧蚀的影响规律等,以期为后续研究工作提供一定的借鉴和参考。 相似文献
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一种新型可调喉径喷管的结构设计与分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对单室双推和双脉冲固体火箭发动机,提出了一种可调喉径的喷管喉衬设计方案,即在喉衬本体结构中设置运动部件,部件的结构尺寸和移动距离与初始喉径和终点喉径相适应,同时对该结构的润滑和密封展开了研究。基于AN-SYS仿真软件,对该结构的主要部件在高速燃气冲击下的强度进行了模拟。分析结果表明,该设计方案可行,可为固体火箭发动机的研发提供参考。 相似文献
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固体火箭自动化设计初步研究 总被引:2,自引:0,他引:2
概述了固体火箭自动化设计基本思想,介绍了AutoCAD二次开发系统,通过对探空火箭外形及某些典型固体火箭发动机药型参数化设计,阐述了实现固体火箭参数化设计的基本过程,为实现固体火箭外形和装药自动化、一体化设计奠定了基础。 相似文献