基于聚类分析和灰色模型的固体火箭发动机价格模型研究

通过对定性影响固体火箭发动机的单价因素进行修正,然后进行相关分析和聚类分析,从影响固体火箭发动机的众多参数中提取了少量的、有代表性的变量作为其价格模型的参数,通过建立灰色GM(0,4)模型作为发动机价格的预测.     

固体火箭发动机任务可靠性预计

固体火箭发动机的任务可靠性预计是一项重要的可靠性工程内容。目前国内外对固体火箭发动机的任务可靠性预计尚无成熟的方法,因此在工程应用上存在着不少的困难。本文针对这一情况,结合发动机的可靠性工程实践,提出了任务可靠性预计模型,讨论了预计的数学方法和工程方法,结果较为满意。     

拦截导弹的X射线屏蔽重量

对拦截导弹推进系统采取屏蔽核战中核武器释放出的X射线的措施,势必会使系统的重量显著增加。对设计人员来说,屏蔽是用来降低推进系统固体推进剂装药中X射线剂量的一种有效的方法。在X射线的辐照下,推进系统因固体推进剂的弹道性能和机械性能出现不容许的变化或过早点火,或两者皆出现而失效。本文针对各种各样的发动机壳体材料、核武器能谱和核爆炸的X射线流量级,确定了防护固体推进剂装药免受X射线辐射所需要的屏蔽重量。同时,在确定屏蔽厚度必须满足使推进剂中的X射线剂量最多不得超过2卡/克的条件下,对有关屏蔽问题进行了研究。此外,还研究了沃切尔提出的经验设计方程,而且当与使用能量沉积计算机计算程序得到的结果相比时,发现该公式是错误的。在典型的拦截导弹设计中,研究了石墨、玻璃纤维和凯夫拉发动机的壳体材料。本文只研究了两个等厚度和等强度的设计方案。对黑体温度由2到15千电子伏范围内的武器能谱和最高达100卡/厘米~2的X射线流量级进行了研究。X射线的屏蔽材料是碳化钽。对1.27厘米厚的发动机壳体来说,为了保护固体推进剂,要求屏蔽重量约为1.6克/厘米~2。这就是说,一种典型的拦截导弹其屏蔽的总重量为129公斤(285磅)左右。     

固体火箭发动机可靠性分配——随机枚举的Monte-Carlo法

本文应用系统工程的思想,结合可靠性在固体火箭发动机分配中的工程实际,采用随机枚举的Monte—Carlo法,以发动机研试费用最少为约束目标,对固体火箭发动机各组/部件进行可靠性分配,使发动机整机可靠性满足总体的指标要求。本文给出了Monte—Carlo法应用程序框图及发动机组/部件研试费用数学模型。     

基于FQFD的固体火箭发动机技术特性综合排序方法

针对固体火箭发动机指标体系复杂、评价困难,传统quality function deployment(QFD)方法处理不确定性和模糊性能力较弱的问题,引入α-截集模糊加权平均求解技术特性模糊数,建立了固体火箭发动机基于FQFD的综合排序方法.该方法以三角模糊数表征评价过程的不确定性,在模糊数隶属度函数未知的情况下,采用α加权修正水平截集去模糊方法计算技术特性重要度,获得技术特性综合评价,此方法可处理更为复杂的系统不确定性,较传统QFD方法具有更好的客观性和鲁棒性,可为固体火箭发动机设计决策提供参考依据.     

氢氧发动机湍流两相燃烧三维全尺寸数值仿真

基于离散颗粒模型,采用单元内颗粒源法对某氢氧火箭发动机湍流两相燃烧流场进行了三雏全尺寸数值仿真。液氧雾化液滴采用Rosin-Rammler分布模型,其质量平均直径采用同轴直流喷嘴雾化模型计算;考虑液氧高压蒸发过程;燃烧速率采用湍流脉动机制和Arrhenius机制共同控制。所得液氧喷雾分布和其它流场参数与试车数据吻合,所提方法可应用于其它火箭发动机内流场的数值仿真,为发动机设计提供基础数据。     

推力矢量发动机气固两相内流场数值模拟

采用欧拉-拉格朗日模型,对固体火箭发动机气固两相内流场进行了深入研究,通过数值模拟得到了不同直径粒子的轨道及其温度等值线云图,及其对应情况下喷管轴线上的温度、压力和马赫数变化曲线,详细分析了粒子大小对流场的影响。结果表明:(1)粒子通过喷管扩张段时形成的轨道随着粒子直径的增大先向轴线靠拢集中,直径超过一定值时,出现两条轨道带,轨道带的夹角随直径的进一步增大而增大;(2)粒子的加入对燃气温度具有滞后作用;(3)在收敛段和直线段对应的喷管轴线上,粒子的直径对温度和马赫数影响不大,但是在扩张段,影响较大。     

固体小运载的制导方案设计与仿真

巨大的小卫星发射市场吸引着国内外竞相研制低成本的固体小型运载火箭。通常的运载火箭是液体，但固体不象液体，其推力大小取决于装药设计，因此不可控，且推力实际值与标称值的偏差也较大，如果发射条件受限制，要约束重量，通常固体火箭耗尽关机，三级也可能自旋稳定，由此带来了制导技术的问题。研究工作较有效地探索了一种固体小运载的制导方案设计问题，进行了算例仿真，作了精度和稳定性的验证研究，结果表明该制导方法可行，稳定性较好，对固体发射小卫星的制导有一定的参考意义。     

飞行器的系统工程和设计(续完)

7.1 设计参数 确定设计参数的标准模型 前已指出,优选飞行器参数时,得到所谓“设计参数”。这些参数值与起飞质量m_0和有效载荷质量m_(п·н)一起单值决定飞行器的基本重量、推力和几何特性。对于液体火箭发动机和固体火箭发动机飞行器设计参数一     

基于危险源影响的地铁车站乘客疏散仿真模型

为研究地铁车站在危险源突发事件条件下乘客主观能动性和外界环境对疏散过程的影响,结合危险源场景特征对乘客疏散过程进行社会力分析,建立基于危险源的社会力模型.模型考虑了乘客的主观能动性,调整自驱动力中期望速度大小和方向的确定方法及更新规则,并针对外界环境的影响,引入危险源对乘客的排斥力.以上海地铁某车站站台层为场景进行算例应用及分析,仿真结果表明:模型能较好地模拟危险源突发事件下乘客疏散过程.为减少疏散时间,车站疏散组织工作要安排乘客合理绕行,控制危险源范围,当车站密度小时,要提高乘客期望速度,而车站密度大时,则要提高瓶颈的通行效率.     

用于药床动态挤压应力研究的半密闭爆发器仿真

建立了用于发射药床动态挤压破碎应力研究的半密闭爆发器控制方程组,进行了半密闭爆发器数值与物理仿真。仿真结果表明,调整半密闭爆发器的装填参数可改变半密闭爆发器内压力变化规律。半密闭爆发器物理仿真与射击试验表明,半密闭爆发器气体压力与射击试验弹底药床气体压力变化规律相一致,为真实再现发射药床在弹道环境下的挤压破碎过程提供了理论基础,为发射装药发射安全性研究提供了新手段。     

图像自寻的火箭弹侵彻航母仿真分析

图像自寻的火箭弹侵彻航母效果是其作战使用的重要依据。根据弹丸与航母特性构建其几何等效模型与仿真模型,并运用LS- DYNA进行数值仿真;通过对仿真结果的破坏形貌与贯穿极限速度进行验证,表明模型符合实际;利用所建模型进行了不同条件下的侵彻仿真,并根据弹丸的加速度极值分析了其整体受力过载情况,通过对采集的部分关键点进行分析,获取了弹丸局部应力应变情况及其对飞行甲板和舰岛防护板的破坏效果。结果表明,火箭弹对飞行甲板的侵彻性能较好,但对舰岛侵彻效果有限。     

基于改进BPSO的聚类选择性集成

首先针对离散二进制粒子群(binary particle swarm optimization, BPSO)容易陷入局部收敛的问题,提出一种改进的BPSO算法。在分析高斯密度函数对尺度敏感性的基础上,利用粒子群与全局最优粒子的一致性动态调节尺度参数,并利用密度函数对称区间的定积分确定全局最优粒子的变异概率。而后将聚类的选择性集成抽象为组合优化问题,利用聚类成员有效性和差异性的加权组合定义适应度并以改进BPSO的进化过程实现聚类的选择性集成。最后基于标准数据集和图像数据集验证算法的有效性。     

简易控制远程多管火箭密集度仿真

简易控制远程多管火箭密集度仿真是提高射击密集度和减少简易制导多管火箭试验用弹量的重要手段。从武器系统弹、炮、药、环境一体化的角度,对多管火箭飞行动力学和简易控制理论进行了深入的理论和试验研究。建立了简易控制火箭弹动力学模型和考虑简易控制的火箭弹道方程。应用发射动力学和多体系统传递矩阵法,编制了简易控制多管火箭随机发射与飞行动力学仿真软件,形成了简易控制多管火箭系统密集度仿真技术。实例对某远程简易制导多管火箭密集度进行了数值仿真,仿真结果得到了试验验证。     

遗传算法在远程防空导弹总体优化设计中的应用

强调了远程防空导弹在防空体系的地位 ,讨论了远程防空导弹作战使命及主要技术途径的实现思想。运用防空导弹研制中继承性和创造性给出了有创新意义下的远程防空导弹总体设计方案并给出了详细的双脉冲固体火箭发动机的数学模型。运用遗传算法进行了远程防空导弹总体设计并给出了优化设计结果     

远程防空导弹弹道设计技术研究

远程防空导弹的弹道设计是导弹总体设计的关键。针对远程防空导弹拦截的目标远离发射点的特点,讨论了远程防空导弹作战使命及主要技术途径的实现方案,即双脉冲固体火箭发动机和双高抛弹道结合的优化弹道。对当前中远程防空导弹中使用的弹道实现技术与所给出的方案弹道进行了仿真对比,结果验证了该方案在降低导弹发射质量和提高导弹性能方面的先进性。