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在固体发动机研制过程中,发现利用飞行遥测参数计算的某末级发动机性能结果与基于地面试验的内弹道模型得到的结果存在偏差,这一偏差会影响发动机性能评定乃至火箭射程。对国内外固体火箭发动机飞行性能分析和重构方法及主要的结果进行了分析,对于特定的发动机需固化一种飞行性能重构分析方法,为提高发动机性能重构分析的精度,需要提高发动机喷管喉径烧蚀规律的预示水平,同时需要考虑飞行过程中消极质量变化以及沉积对发动机比冲的影响。最后,对发动机飞行性能分析重构后续需要着重开展的研究提出了建议。 相似文献
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对固体发动机性能天地差异性产生的原因进行了探究。造成发动机性能天地差异的主要原因在于存在从发动机能量转换到飞行状态下导弹能量的转换效率,其转换效率与导弹的质量比以及导弹飞行速度与发动机等效喷气速度的比值有关;同时,还存在合成视加速度方向与发动机推力方向的偏差以及导弹质量变化等因素对比冲辨识结果的影响。根据现有公开文献报道及相关型号的分析,这些因素造成比冲的差异基本在1 s左右,且在1.5 s以内。分析结果表明,在工程上采用基于视加速度模型和基于遥测压强的发动机内弹道模型均可辨识发动机的比冲,但采用视加速度分析方法进行性能辨识时,需考虑转化效率的修正。 相似文献
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根据固体火箭发动机地面及高空模拟试验,提出了内弹道性能分析及预示方法,并编制了程序.通过算例给出了某发动机内弹道性能P-t、F-t、q_m-t、I_s-t、m_p-t曲线及试验修正系数k_1、ξ_(C_*)和ξ_(CF).计算表明,理论预示推力与测试推力基本一致,平均推力偏差不大于0.4%,平均比冲偏差不大于0.35%.由该程序计算的内弹道性能可提供导弹总体设计使用. 相似文献
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运载火箭推力线偏差的分析与测量 总被引:1,自引:0,他引:1
本文建立了运载火箭推力线偏差的工程计算方法,提出了利用飞行试验遥测信息分析运载火箭推力线偏差的方法,并对火箭发动机推力线偏差的地面测量方法进行了探讨。 相似文献
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固体火箭发动机的比冲预示 总被引:1,自引:0,他引:1
固体火箭发动机的实际比冲预示已有许多计算方法.然而对空—空导弹这类小型发动机,用这些计算方法,均不能准确地预示其发动机的实际比冲。本文在收集国内外大量发动机试验数据的基础上,编制了计算程序,得到发动机实际比冲计算的通用公式。用该式预示的发动机比冲与其试验比冲相比较表明,准确度较高,相对误差在3%以内,可用于固体火箭发动机,尤其适合于空—空导弹小型发动机的实际比冲预示。 相似文献
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利用发动机地面试验结果,引入广义的压强系数和推力系数,计算了发动机的特征速度、喷管喉部面积等参数。在此基础上利用随机试件和标准发动机的相关参数预示了发动机的压强、推力、流量及其积分。通过算例可以看出。此发动机内弹道性能工程预示方法简单实用,预示精度满足要求。 相似文献
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在利用飞行遥测参数反算固体火箭发动机性能过程中,存在诸多的因素影响发动机性能计算结果。对末级发动机飞行遥测性能反算的两种方法及影响因素进行了分析,对发动机性能天地差异性进行了探讨,结合某末级发动机遥测数据对各因素的影响程度进行了定量分析,重点关注了具有不同变化规律的结构质量因素。结果表明,末级发动机反算性能对弹体起飞质量很敏感,发动机附加质量、沉积质量的影响约为起飞质量的1/2;对该发动机而言,流量变化和附加质量的影响程度分别为0.15%和0.36%以内;而发动机过载条件下的沉积问题还需更深入的研究。 相似文献
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推导了固体火箭发动机推力、比冲、总冲、流量和压强等标准偏差计算公式,并根据发动机使用要求,在分析影响这些偏差的主要因素基础上,进一步简化了这些偏差计算公式。应用误差分析理论并根据单因素试验结果给出了预示发动机推力性能偏差及可靠度综合评定方法。 相似文献
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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 相似文献
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以固体火箭发动机的翼柱形药柱的优化设计为例,通过建立翼柱形药柱的计算模型,固体火箭发动机的能量模型,提出了翼柱型药柱的优化设计方法。药柱的计算采用了混合罚函数法,根据得出的计算结果中各设计变量对目标函数的影响大小,确定出各设计变量提最佳值。该方法还可用地其它型号的翼柱形药柱的优化设计。 相似文献
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The transient behaviour of the liquid propellant rocket engine is accompanied by non-stationary heat processes in the combustion chamber, the cooling jacket, and the injector. Based on the analysis of the phenomena, which take place in the liquid propellant rocket engine after cut-off command, the major stages of the curve of the rocket thrust drop were defined. A mathematical model of heat processes is suggested, which includes the calculation of transient heat transfer in the chamber, and the detection of boiling-up of the liquid fuel components in the cooling jacket and in the injector. The determination of the law of the rocket thrust drop and a calculation of the after-effect impulse (AEI) are presented. The calculated transient heat flux the combustion chamber and the transient wall temperatures were compared with experimental data, which were received during starting, and with the impulsive behaviour of the liquid propellant rocket engine. 相似文献