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31.
对惯性制导系统误差补偿是提高导弹射击精度的简单有效途径,研究补偿效果的前提是系统误差模型和噪声模型的确定。通过研究飞行工作环境变化导致的系统模型差异,结合惯性制导实时补偿方法,提出了基于工程背景的误差补偿和补偿评估模型的选取方法,仿真分析表明此方法有利于验后误差系数的分离和补偿精度的评估。 相似文献
32.
四喷管射流流场的数值模拟及分析 总被引:1,自引:0,他引:1
本文分析了ENO格式的特点,并应用于全NS方程的迁移项和压力项,模拟了三维射流,首先计算了四喷管射流干扰流场,给出了相应的计算结果,指出了其四股射流外部有形成类似一股射流波系的趋势,而内部四股射流始终存在并相互作用,且伴随流对内部干扰流场有重要影响;然后计算了四股射流流入圆管内的流场,给出了壁面和截面物理量的分布,分析了其拓扑结构。 相似文献
33.
研究了液体火箭发动机(简称火箭发动机)在不同高度飞行时喷管内及喷管周围的气流流动参数分布与高度的变化关系.研究结果表明火箭发动机当其工作高度低于设计高度很多时,燃气在喷管内流动时将会产生激波;当工作高度接近设计高度时,燃气在喷管内流动时将产生微弱的斜激波;当工作高度超过设计高度时,燃气在喷管外将会产生"羽流","羽流"的面积随着飞行高度的增加而变大;当飞行高度大于设计高度时,应考虑燃气"羽流"对发动机及所携带载荷的影响,所携带载荷应有热及污染的防护措施;此时喷管应采用变面积比的喷管,即高度补偿喷管,此喷管的面积比随着飞行高度的增加而增大. 相似文献
34.
二次抛物线型面喷管参数的优化选择 总被引:1,自引:0,他引:1
二次抛物线型面是火箭发动机喷管较常用的一种型面,对其参数进行优化选择是必要的,在喷管型面长度和出口扩张半角确定的条件下,优化方法是把比冲作为目标函数,利用一维等熵流的气动力公式,二次抛物线型面的几何关系和计算机求极大值方法,确定达到比冲最佳值的设计变量一喷管初扩张角和出口马赫数。 相似文献
35.
本文介绍了聚丙烯腈原丝碳布酚醛复合材料的研制和鉴定.研究结果表明,这种材料是比人造纤维原丝碳布酚醛复合材料性能更好的一种烧蚀材料,可用它作为固体火箭发动机喷管的主要烧蚀材料. 相似文献
36.
在分析了目前所使用的导弹发时平台静态误差的AR(1)估计方法之不足后,提出了均估估计方法,以及这两种方法的改进型。计算结果表明均值估计及其方法以提高精度近40%,在导弹发射前的平台误差补偿中使用这一方法效果会更好。 相似文献
37.
固体发动机喷管烧蚀和温度场测量 总被引:5,自引:0,他引:5
介绍了含铝复合推进剂发动机试验时,对其喷管进行的烧蚀和温度场测量,获得了复合喷管结构中的烧蚀和瞬时温度分布. 相似文献
38.
39.
40.