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941.
参照GJB770A-97燃烧热测试方法,采用GR3500型氧弹式热量计,实验研究了含硼贫氧推进剂燃烧热测试中存在的问题,数值模拟了氧弹中的温度分布。结果表明:含硼贫氧推进剂燃烧热测试必须解决两个主要问题:①含硼贫氧推进剂燃温高,易造成氧弹部件的烧蚀;②含硼富燃料推进剂燃烧热测试过程中,硼等难燃组分存在不完全燃烧现象。给出了解决上述问题的可行方案,实验后,氧弹部件无烧蚀;燃烧产物的分析表明,含硼贫氧推进剂在改进的氧弹式热量计中能得以完全燃烧。测试结果平行误差为1.992%。 相似文献
942.
基于试验获得的气相和粒子冲刷条件下的固体推进剂燃速数据,采用误差反向传播算法(BP算法)的人工神经网络技术开展了推进剂的燃速特性分析。网络训练和预示结果表明,利用BP算法开展冲刷条件下的燃速影响因素分析的精度在4%以内。分析结果表明,气相和粒子冲刷速度都会影响固体推进剂的燃速。在低气相速度条件下,推进剂燃速对粒子冲刷速度的变化更为敏感。粒子冲刷对固体推进剂燃速的影响存在界限效应,当粒子冲刷速度大于某一界限值时,推进剂燃速增加幅度增大,并由粒子冲刷主导。 相似文献
943.
为了研究剪切同轴式喷嘴中心管壁厚度对火焰的影响,针对LOX/CH4火焰,采用数值方法计算了三种不同喷嘴中心管壁厚的长方体形燃烧室内的燃烧过程,计算表明,对于较大的管壁厚度,在紧贴管壁下游的区域将形成较大的回流区,有利于火焰稳定在喷嘴出口处,还给出了采用相同几何结构燃烧室的LOX/CH4燃烧试验结果,试验也得出了同样的趋势,随着中心管壁厚度的增加,火焰中心明显前移。 相似文献
944.
通过对再入点速度大小、航迹角的限定,给出了由大气层内、外机动构成的总横向最大机动距离的数值计算方法。在此基础上,引入了对地攻击区的概念,给出了目标是否位于攻击区的判断方法及战斗舱离轨时刻的确定方法,从对地打击范围和快速性两个方面分析了单个天基对地打击武器的作战能力。 相似文献
945.
为了精确的预示自由分子流推力器(FMMR)在不同工质、工况下的性能,采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法模拟FMMR内气体流动,计算了不同工质气体、工作压强和加热温度条件下的FMMR推力、比冲等性能,分析了工质、工作压强和加热温度对FMMR性能的影响。计算和分析结果表明,工质气体的选择不影响FMMR的推力性能,但随着工质气体相对分子质量的减小,推力器比冲迅速增加;在总压50~500Pa,温度300~600K条件下,推力器的比冲随总压和加热温度的增大而增加,推力随加热温度增大而减小,随总压增大而增大。 相似文献
946.
挠性卫星高精度智能控制及物理仿真实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
从工程角度出发,以具有挠性太阳翼的卫星为背景,着重研究了挠性卫星的智能控制方案。针对高精度控制这一要求,设计了双层小脑模型神经网络(CMAC)与变结构(VSC)复合智能控制器,并基于单轴气浮台全物理仿真系统进行了实验,取得了较高的姿态控制精度,表明了智能控制方法的有效性。 相似文献
947.
采用Bernoulli螺旋线来描述航向调整圆锥在水平面中的投影,以此为基础建立了可重复使用飞行器在航向调整段的动力学和运动学模型,提出了一种根据末端能量管理段起始点水平面位置和飞行器的能量/航程比动态来生成航向调整圆锥的方法,以及航向调整段和捕获段的制导方法;数字仿真结果表明,本文提出的轨迹设计和制导方法可以使可重复使用飞行器以自动着陆界面要求的速度和高度对准跑道,实现飞行器安全降落。 相似文献
948.
949.
950.
提出一种基于积分变换,广义乘子法和拟牛顿法的月球着陆轨道快速优化方法.从探月器质心运动方程组出发,通过积分变换,将其对时间变量的积分转化为对状态变量(探月器环绕月心的旋转角速度)的积分,使得原问题转化为终端积分变量固定型最优控制问题.在此基础上,通过优化变量的直接离散化和四阶Admas预测一校正数值积分方法,将月球最优着陆问题转化为有约束非线性规划问题.采用广义乘子法处理约束条件,采用拟牛顿法求解处理后的无约束最优化问题.仿真结果表明:此方法收敛速度快(耗时小于1 s),优化精度高(接近理论最优解),对初始控制量不敏感、鲁棒性好,可用于探月器机载计算机实时生成着陆轨道. 相似文献