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281.
本文根据火箭发动机推力等于作用在火箭发动机内外表面上压力的合力这一基本公式,引入在一定条件下喷管扩张段内的燃气压力与喷管截面半径成线性变化的关系,导出大料切角时斜切喷管火箭发动机的轴向推力和侧向力理论计算的近似公式。计算结果与六分力推力试验的测试结果相比颇为接近,说明该公式具有较好的计算精度,可以用于涡轮式火箭弹推力和转矩计算以及某些反推发动机的推力计算。 相似文献
282.
YF—22原型机的推力矢量辅助机动试飞 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究和鉴定生产型F-22的设计方案,在YF-22先进战斗术机的原型机上采用了推力矢量技术,并对其进行了试飞,机体,飞控系统和推进系统被完全一体化。推力矢量命令由飞机的飞控计算机产生,并被传送给每台发动机的控制器,每台发动机的控制器独立完成计算,发出必要的命令把喷管动作筒定位到正确的矢量角位置,飞行试验证明,同现役战斗机比较,推力矢量技术增强了YF-22跟踪时的操纵品质,提高了超音速持续转弯性能 相似文献
283.
在一九八七年六月举办的布尔热展览会上展出了法国透博梅卡公司研制的一种新型的大型导弹用涡轮喷气发动机——Aribizon 5.该发动机的结构简单、布局紧凑、流量大、压缩比大、工作效率高,只有一级,制造费用也比较低. 相似文献
284.
研究了固体火箭发动机推力终止试验时,反向喷管堵盖打开时间及同步性测量方法,在测量中配置了抗干扰能力强,时间分辨率为微秒级的数字记录系统和多功能模拟记录系统,解决了时间测量中产生和获取起始脉中肯主终止脉主号的关键技术,消除了引爆机的产生的冲击和气体电离的影响,该测量方法经过多次充气容器冷试和发动机地面静止试验的考核,证实了测出的数据准确可靠,克服了时间测量数据分散度大的缺点。 相似文献
285.
286.
本文介绍一种不改变发动机推力方向,使导弹在保险机构动作后相当于由一级推力变为二级推力,因而使发动机继续工作的保险装置的设计思想和工作原理。计算了火箭发动机防内压超载而设置的保险机构动作的压力选择范围。讨论了在战术导弹上设置安全保险装置的理由。还分析了在发动机上安装保险机构给导弹的生产,装配及试验过程中带来的问题。 相似文献
287.
拉瓦尔型微喷管性能的DSMC模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
运用DSMC方法,对轴对称拉瓦尔型微喷管流动现象进行了仿真模拟,分析了不同壁面边界条件对喷管流动性能的影响。研究结果表明,不同的壁面反射模型对喷管内的流场结构及推力有较大影响;在同等壁面热条件下,随着动量调节系数的增加,喷管粘性损失增大,喷管的推力和比冲都将下降;对不同光滑度与清洁度的喷管表面,一概采用完全漫反射模型,将低估喷管推力性能。 相似文献
288.
289.
本文通过实验,用方坯烧注模拟单室双推力发动机的装药方式,研究了两种不同燃速推进剂在不同的本体强度和采用不同的浇注-固化装药方式对单室双推力发动机内两种推进剂药面结合部位粘接性能的影响。 相似文献
290.
本文较全面地介绍了国外研究固体火箭发动机多次起动的方案,包括液控型、单室分段型、双室型、旋流阀控制型、枢轴式喷管型、全固体熄火型和水熄火型等,并分析了各方案的优缺点,指出了今后研究的方向。 相似文献