导弹弹射发射动态燃气流场的数值模拟

为评估导弹尾流对制导发射车上雷达阵面的影响,对动态燃气流场进行了数值模拟.综合非结构网格弹性变形和网格再生,将被发射的导弹作为运动实体,根据发动机推力确定导弹在任意计算时刻的运动位移和速度,改变相应的流场计算边界,并由运动边界更新网格,进而计算导弹运动全过程中非定常流场.计算结果表明:制导发射车上雷达阵面的压力和温度分布变化较稳态计算降低,满足设计要求,为导弹发射系统的设计和优化提供了参考依据.     

地下发射井

地下发射井是贮存和发射导弹的地下设施，是保护导弹及其发射设备免受核袭击和有害天气影响的重要手段。地下发射井有井口发射和井内发射两种构筑类型。井内发射又有热发射和冷发射两种方式。热发射是依靠导弹发动机产生的推力将导弹发射出去。这种发射井须有排焰道，排焰道有U     

浅谈防空导弹发射技术的发展

随着防空导弹武器系统的发展，其发射技术也得到不断进步，且不断向更高层次发展。文中介绍了防空导弹发射技术的概况，分析了国外的发展趋势，就提高防空导弹发射技术的几项关键技术作了定性分析，为发展防空导弹发射技术提供参考。     

我国舰载导弹应用垂直发射技术研究

舰载导弹发射系统应用垂直发射技术后，具有系统反应时间短、发射效率高；全方位发射无发射死角；发射盲区小；隐蔽性好生存能力强；成本低、全寿命周期费用少；便于模块化设计；特别是容易实现共架发射等优点。因此，垂直发射是舰载导弹发射装置发展的必然趋势。文章回顾了舰载导弹垂直发射系统的发展过程，阐述了舰载导弹垂直发射系统的现状，并提出了研制和开发我国舰载导弹垂直发射装置的建议。     

简化导弹发射程序的研究

本文基于海上战场态势预报,应用二次型性能指标最优跟踪理论,对某型导弹控制系统和搜索雷达天线随动系统进行改进,使此二系统处于次优工作状态.应用同相控制,改善导弹控制规律,扩展雷达搜索范围,提高搜索精度,确保雷达以概率1搜索目标.据此可简化导弹发射程序.发射导弹的程序简单,则易于实现发射过程自动化.发射导弹过程不计算目标机动运动,侧风、温度,湿度,陀螺漂移等干扰的影响.本文对探索导弹新的控制和导引规律以及全方位发射问题,有重要的意义.     

新型“引射同心筒”垂直发射装置理论及试验研究

通过同心筒发射导弹过程的理论分析以及验证试验,证明了热环境是同心筒发射方式存在的最主要问题,创造性地提出了引射同心筒的概念,为彻底解决同心筒发射导弹时导弹周围高温环境问题提供了一种全新的、可靠的技术途径,并且通过求解定常非定常、三维Navier-Stokes方程的方法,从理论上证明了引射同心筒可以大大降低发射过程中导弹周围的气体温度,同时,通过试验证明了引射同心筒现象的存在。     

白杨-M公路机动导弹2006年执行任务

据报道，俄罗斯战略导弹部队第一个装备了白杨-M公路机动导弹的团将在2006年执行战斗值勤任务。机动导弹系统包括发射装置和由机动作战指挥所各1个。导弹弹长21．5m，发射质量45t，弹体一级直径1．8m，二级直径1．55m，车载发射箱直径2m，长22m，装载导弹时质量约100t。该导弹可在行军途中发射，发射装置装于千斤顶上，并与地平线保持平行。发射前装有导弹的集装箱升至垂直位置，发射时顶盖打开，用火药蓄压器将箱内导弹弹出，之后一级主发动机启动。另外，导弹也能在驻军或技术维护期间在车库内发射，要求车库顶可作周向转动。     

新型米拉斯导弹进行发射试验

新型米拉斯导弹进行发射试验４月２１日，在意大利的撒了水域进行了新型米拉斯导弹发射试验。导弹是从一艘意大利海军的护卫舰上发射的。这次试射旨在验证以下技术性能：·发射后进行１８０度的转向；·飞行１０公里到达导弹鱼图１米拉斯导弹在发时中图２米拉斯反潜导弹飞...     

捷克进行魔术2发射试验

捷克进行魔术２发射试验最近，捷克空军的一架米格２３ＭＬ战斗机在法国进行了魔术２导弹发射试验，以评估该弹是否能替换这种飞机目前所载带的苏制导弹。在这次试验中，共有两枚魔术２导弹从米格２３ＭＬ上发射。据捷克空军称，发射试验证实了魔术２导弹可装备在米格２３...     

美国进行间接瞄准导弹发射试验

美国进行间接瞄准导弹发射试验今年早些时候，美国进行了一次改型响尾蛇导弹间接瞄准发射试验，导弹发射角与瞄准线呈６７度夹角。由美国洛克希德公司、雷锡恩公司和霍尼韦尔公司联合进行的这次技术验证试验，旨在为美国空军验证霍尼韦尔公司的头盔、雷锡恩公司的导弹和洛...     

液体火箭燃烧尾焰冲击干扰效应数值研究

火箭发射时其燃烧尾焰的冲击干扰效应对发射稳定性和发射架、导流槽等地面设施有重要影响。文章采用压力隐式算子分裂算法,通过求解Navier-Stokes方程,对氢氧液体火箭发动机燃烧室内燃烧过程与尾焰流场进行了一体化数值计算,得到了火箭发射后尾焰与地面撞击产生的冲击流场。结果表明:尾焰流场计算模型、方法与结果合理;尾焰冲击干扰效应会大幅度提高地面附近的压力和温度;火箭尾焰撞击地面后,高温区出现在离地面一定距离的高温层内,此时地面附近为低速区;尾焰对其正下面的地面区域产生冲击最大,主要干扰区域集中于半径为15 m的圆形区域。     

RBCC发动机火箭推力增益之探讨

为提高火箭基冲压组合循环(RBCC)发动机火箭冲压模态下火箭推力增益,基于模拟飞行Ma=4来流条件的数值计算结果,分析了火箭射流与冲压主流超/超剪切流动的特性,探讨了火箭推力增益的组成,并给出了提高火箭推力增益的措施:1)冲压流道、火箭工作参数的选取必须确保两股超声速剪切流之间的流动匹配,在有限空间内快速、低损的实现高能火箭射流与低能冲压主流间的动量及质量输运,最大限度地提高发动机喷管排气速度及压力;2)采用高室压火箭,通过增加推力室室压,提高火箭燃气膨胀程度,减小火箭推力增益损失。     

运载火箭发射场无人值守加注发射技术研究

针对我国火箭在发射场射前操作项目多、保障人员多的问题，分析了国内外火箭发射场无人值守加注发射的现状。结合火箭射前状态，从火箭系统、地面测发控系统和发射场系统等方面提出了无人值守加注发射总体方案，通过火箭状态远程监测及故障处理技术、连接器零秒脱落技术、箭地接口组合连接技术、连接器自动对接技术和火工品自动短路保护与解保技术等关键技术研究，可提高人员和产品的安全性，为后续我国火箭实现无人值守加注发射提供参考。     

微重力火箭设计中减旋方案等问题

讨论了一种微重力火箭总体设计中减旋方案，飞行载荷，气动加热与壁温计算等几个关键问题。结合该火箭的具体特点，提出了一种简单实用的被动式减旋措施，即，安装反旋尾翼及辅助减旋机构，并分析了减旋与动稳定性的关系。对超高音速火箭的飞行载荷和气动热进行了分析计算。     

镁合金带连接分离装置解锁过程与预估模型

镁合金带连接分离装置因结构简单;解锁可靠而在航天发射领域得到广泛应用。为研究该装置在燃气作用下的解锁过程和解锁时间,首先利用数值计算方法对燃气流动和镁合金带内部传热过程进行数值模拟,获得镁合金带承受的热、力载荷条件;然后结合镁合金材料特性,对镁合金带断裂因素进行深入分析,表明热、力共同作用是镁合金带断裂和连接分离装置解锁的关键因素;最后结合模拟实验,对这一结论进行验证。在此基础上,结合一维气体流动特性和一维热传导模型,建立镁合金带连接分离装置解锁时间的预估模型,为工程设计提供参考。     

发动机尾焰注水降温数值计算与试验研究

针对火箭发动机尾焰注水流场,组织并实施了火箭发动机系留点火及燃气流场注水降温缩比试验,研究了燃气冲击射流流场和注水作用下两相流场的分布状态以及降温效果。并通过研究在高温高速对流冲击作用下气液两相流的传热和传质理论,在Mixture多相流模型的基础上添加质量和能量源项,建立了多组分气液两相流非定常数值计算模型,通过对比试验结论,结果表明：所建立的数值计算模型具有较高的计算精度和可靠性,能够准确地反映物理现象。利用数值计算模型研究了注水后燃气、液态水和水蒸气三种主要组分在流场中的组成,通过与自由射流对比得到了注水燃气流场的包络线长度与宽度变化,注水对燃气流场降温效果显著。     

利用TDLAS技术评估火箭基组合循环发动机试验性能

针对宽范围工作的火箭基组合循环（RBCC）发动机推力、比冲和燃烧效率等性能难以通过关键参数的实时测量直接计算的问题,提出利用可调谐二极管激光器吸收光谱（TDLAS）技术实现发动机燃气温度、H2O组分浓度和速度多参数同时实时在线非接触式激光光谱测量方法,搭建用于RBCC地面试验性能分析的时分复用-扫描波长TDLAS系统。通过试验获得的(7444.352+7444.371)/7185.597cm -1 谱线附近吸收光谱,从而得到燃气温度、H2O组分浓度和速度参数,并结合数值模拟方法确定的流场参数纵向分布,实现基于关键参数在线测量的发动机性能直接计算。该方法有助于评判燃烧组织和结构改变对发动机性能的影响。     

复合预冷吸气式火箭发动机热力循环分析

采用热力学第一定律分析法分析了复合预冷吸气式火箭发动机(SABRE)的基本热力过程,得出了吸气模式和火箭模式下的理想循环功和热效率表达式,确定了影响发动机理想热力循环性能的特征参数。结果表明:吸气模式下SABRE核心机采用布雷顿循环,压气机的增压比和循环增温比是影响理想热力循环性能的关键参数;火箭模式下SABRE采用火箭发动机循环,喷管降压比和出口排气速度是影响理想热力循环性能的关键参数。氦气仅仅在发动机内通过换热器换热实现能量在各循环子系统之间的输运,而其本身并无变化,不对发动机的理想循环功和热效率产生影响。     

固体火箭发动机排气二次燃烧的抑制技术

介绍了无烟固体火箭推进剂研究的最新进展——固体火箭发动机排气二次燃烧的抑制技术,内容包括二次燃烧的产生机理、抑制机理和国外技术现状等.国外经验表明,采用少量的抑制剂可以达到对高能无烟推进剂发动机排气二次火焰的抑制.     

运载火箭可延伸喷管比冲增益的折合算法

本文在多级火箭理想末速度公式的基础上，推导了可延伸喷管有效比冲增益的计算公式，并对某三级固体运载火箭进行计算，得到了三种状态下可延伸喷管的有效比冲增益