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空空导弹固体火箭冲压发动机设计参数优化 总被引:3,自引:1,他引:2
为使空空导弹在较宽的空域范围内获得优化的综合性能,提出了以导弹综合特性为目标函数来优化固体火箭冲压发动机设计参数的思路,以空空导弹在飞行高度分别为5,10km和15km的飞行距离和飞行速度的综合性能参数为目标函数,建立了固体火箭冲压发动机设计参数优化模型,利用遗传算法进行了固体火箭冲压发动机设计参数的优化.优化的结果表明:当参数选择适当时,采用非壅塞固体火箭冲压发动机的空空导弹在较宽的工作包线内也能够具有优秀的飞行性能,在高度为5,10km和15km时,空空导弹的飞行距离分别达到了62.9,89.2km和133.1km,空空导弹的平均飞行速度也得到了提高. 相似文献
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基于布雷顿循环,考虑燃烧产物的离解,针对固体火箭超燃冲压发动机工作过程进行了建模研究,开展了发动机理论性能分析,研究了飞行参数、燃料种类对发动机性能的影响,探究了超燃冲压发动机的工作极限。结果表明:固体火箭超燃冲压发动机的性能随着飞行马赫数的增大和飞行高度的升高而下降;当工作当量比增大时,质量比冲和体积比冲均下降,但比推力逐步上升;当工作空燃比增大时,比推力下降,但质量比冲和体积比冲均逐步升高。燃料种类对发动机性能有显著影响,在空燃比5~27的范围内,固体推进剂的体积比冲存在明显优势,但比推力和质量比冲不及氢气和煤油。相比于氢气和煤油,采用硼基固体推进剂作为燃料的超燃冲压发动机可以在更宽的飞行马赫数范围内工作,预示着固体火箭超燃冲压发动机宽包络飞行的潜力。 相似文献
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在地面试验基础上进行了整体式固体火箭冲压发动机飞行试验,以验证发动机的工作可靠性和飞行性能。飞行试验结果表明:试飞发动机和试飞器总体设计合理;发动机性能良好;主级在余气系数0.8~2.3范围内能够稳定工作;最大比冲为6.62 kN.s/kg。达到了试验的目的。 相似文献
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欧美固体火箭冲压发动机研制 总被引:2,自引:0,他引:2
详细介绍了欧美固体火箭冲压发动机的发展过程和研制情况,以及欧洲"流星"导弹用固冲发动机和美国"变流量火箭冲压发动机-飞行器概念"演示项目的研制和试验情况,并对固冲发动机关键技术的进展进行了分析. 相似文献
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固体火箭-冲压发动机兼有火箭发动机和冲压发动机的优点,它结构简单,能量高,可靠性好,非常适合于军事用途,具有广阔的应用前景.本文详细地讨论了这类推进系统及其主要组件的技术发展状况、贫氧推进剂、燃料流量控制、冲压燃烧室、助推和转级等技术,还讨论了将来的应用和研制发展的方向. 相似文献
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整体式冲压发动机是将固体助推火箭与巡航用液体燃料冲压发动机组合成为一个整体的新型动力装置,它是超声速、小体积、中远程导弹动力系统的最佳选择.整体式冲压发动机的出现将冲压发动机的应用推向一个新阶段,引起世界各国的广泛重视.近几年我国在整体式冲压发动机很多关键技术的研究上有所突破.液体冲压发动机和助推火箭共用一个燃烧室,使燃烧室中无法安装专门的机械式火焰稳定器和空气冷却衬筒,这为解决燃烧室的点火起动问题、振动问题及热防护问题带来了很大的困难.试验表明:冲压发动机的点火起动问题有多种解决方案,其中火焰稳定性准则的满足是点火起动的重要条件;燃烧室的进口流场,燃油浓度分布等对振动有很大的影响;计算表明,冲压发动机在飞行状态时,流经燃烧室壳体外表面的高速气流的冷却作用可大大降低燃烧室壳体的温度,在相同的冷却效果下,可降低对热防护层的要求. 相似文献
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航空航天部第三十一研究所创建于1962年,随着我国国防建设事业的发展,目前已发展成为冲压发动机、固体火箭发动机、固体火箭-冲压发动机、弹用涡喷涡扇发动机等研究、设计、试验和小批量生产的综合性战术导弹动力装置研究所.全所职工千余人,其中研究员、高级工程师300余名,工程师300余名并有国家级有贡献的科学家.经国务院批准为航空发动机、火箭发动机专业硕士学位授予权单位. 相似文献
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对付与时间敏感目标采用高速和超高速导弹 ,考虑以冲压发动机为动力的将日趋增多。 2 0 0 2财年 ,美国海军开始实施高速反辐射验证计划HSAD ,旨将哈姆导弹 (HARM)升级为更高速反辐射导弹HSARM ,已选择可变流量固体火箭冲压发动机为动力装置的优选方案。德国研制的智能制导增程反辐射导弹Armiger,采用火箭冲压发动机推进 ,飞行马赫数可达到 3,于 2 0 0 2年初成功地进行了首次飞行试验。法国的冲压发动机飞行器VESTA ,将于 2 0 0 2年中期开始进行飞行试验 ,计划将这发动机用于装备核弹头的增程空面导弹ASMPA ,… 相似文献
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