起始扰动计算程序

火箭武器最重要和最困难的问题是提高密集度的问题。影响密集度的因素很多,主要是阵风、推力偏心和起始扰动。根据教学和试验的需要,本文就发射装置的振动和弹的质量不均衡引起的起始扰动问题,进行源程序的设计。 发射装置振动引起的起始扰动 1.数学模型由火箭外弹道学可知起始扰动     

××火箭炮定型试验中振动测试结果及密集度的分析

本文以××火箭系统的定型试验为基础,参考有关论著,提出了射击密集度的分析方法,发射装置振动和阵风的测试数据处理方法,以及起始扰动计算公式等等。     

远程多管火箭起始扰动研究

为了通过减小起始扰动提高远程多管火箭射击密集度,对简易控制远程多管火箭起始扰动进行了理论与数值仿真研究.应用发射动力学理论,对传统的起始扰动概念进行了扩展,推导出了简易控制远程多管火箭弹起始扰动方程.对某简易控制远程多管火箭在有控和无控发射方式下的火箭弹起始扰动以及密集度进行了仿真,仿真结果得到了试验验证.仿真结果表明起始扰动仍是影响某简易控制远程多管火箭密集度的主要因素,可为优化简易控制方式以减小起始扰动和提高射击密集度提供一定依据.     

火箭燃气喷射流理论和计算

对火箭密集度产生极大影响的火箭燃气喷射流,其理论和计算至今仍不完善。本文拟就这一问题作一尝试。 本文第一部分论述火箭燃气喷射流的若干机理。这里在火箭燃气喷射流流动结构内增加了羽状流转移段,并作出转向模型和火箭燃气喷射流边界层混合区的诸普遍相似剖面。 在第二部分中,利用一元稳定等熵流理论得到羽状流转移段诸参数,应用非等温湍流射流理论且通过射流积分第一和第二方程问题,并考虑火箭发动机喷射流燃烧的影响,确定与温度比有关的结构参数和特性参数。 最后,利用电子计算机模拟发射两种火箭系统,获得较满意的结果。     

非满管射击密集度试验方法

研究了多管火箭非满管射击密集度试验方法及仿真技术,提供了一种新的减少多管火箭密集度用弹量的试验方法.应用发射动力学和多体系统传递矩阵法理论,建立了多管火箭发射动力学模型,推导出了多管火箭振动特性和动力响应方程,形成了基于等起始扰动思想的多管火箭非满管射击密集度试验方法.对某多管火箭的密集度和射击精度进行了仿真预测,仿真结果得到了试验验证.对满管齐射和非满管射击方案的起始扰动进行了仿真,仿真结果表明起始扰动相同是系统密集度相同的前提.形成的非满管试验方案可减小某多管火箭密集度试验用弹量75%.     

拉格朗日方法建模下的火箭弹起始扰动研究

该文以螺旋导轨式火箭弹及其发射系统为研究对象,采用拉格朗日方法建立了多管火箭发射系统在其发射过程中２ 个主要阶段,即约束期和半约束期时系统的动力学方程。考虑各个扰动因素,如推力偏心、动不平衡、质量偏心等对整个系统的作用。通过计算机模拟仿真,得到火箭弹各个起始扰动量,与试验结果十分吻合。因此拉格朗日方法在发射动力学中的应用为火箭弹起始扰动的计算提供了一个有效而且简便的方法。也为采用某些数学方法（如协方差描述函数法）进一步研究火箭发射系统的统计性能作了必备的前提工作。     

载荷识别技术在火箭推力偏心测试中的应用

目的 研究将载荷识别技术应用于火箭发动机推力偏心测试,用载荷识别方法提高推力偏心测试精度。方法 推导火箭发动机推力载荷识别的基本关系式,对推力偏心测试装置进行动态特性测试,获取其动态传递函数矩阵,用推力偏心测试得到的响应数据反求火箭发动机推力载荷。结果 获得了某火箭发动机的推力偏心角数据。结论 载荷识别技术应用于火箭发动机推力偏心测试,方法简便,数据处理可靠。     

大长径比固体火箭发动机旋转发射过程装药结构完整性分析

以某防空导弹大长径比双推力固体火箭发动机装药为研究对象,为全面分析导弹旋转发射出筒过程中承受的各类载荷,采用基于三维黏弹性有限元法,对发动机点火出筒过程应力-应变场进行了数值计算. 结果表明,内压载荷、轴向过载及角加速度过载是影响装药结构安全的主要载荷因素,装药的凸台后端面是危险部位,悬臂段的轴向过度伸长可能造成通道阻塞现象,可引发内压剧升甚至壳体破坏的危险. 提出改进装药工装,防止微裂纹的出现;设置有效的装药悬臂段固定支撑机构;优化发动机燃气通道燃通比等方法优化发动机结构.      

推力曲线形状对火箭散布的影响及其优化问题

一、引言 无控火箭有许多优点:射程远、机动性好、火力猛、造价低。但它的散布仍是至今存在的严重缺点。因此如何提高密集度是火箭研制与设计中的重要课题。 从下列三点中我们可以看到火箭在主动段飞行中,诸扰动因素的作用与影响是与其推力     

影响固体火箭发动机推力偏心特性的误差源研究

为了找出产生火箭发动机推力偏心的主要误差源,利用六分力推力偏心测试系统对装药初温,喷喉误差,喷管内型面缺陷等影响推力偏心的情况进行了试验研究。研究结果表明：装药初温,喷喉形状尺寸误差,多喷管安装误差,喷管内型面缺陷等都对推力偏心有较大影响,获得了对固体火箭发动机设计与制造非常有参考价值的试验结果。     

远程火箭弹简易控制方法

通过数值仿真分析了弹道风、质量偏心、推力偏心、初始扰动等各种扰动因素引起远程火箭弹落点技术散布的机理,指出火箭弹落点散布主要来源于主动段,且主动段终点速度矢量的方向散布是造成落点散布的关键.在此基础上,提出了一种简易控制方法.该方法通过稳定火箭弹主动段姿态,减小了火箭弹主动段终点速度矢量的方向散布,抑制了各种扰动因素引起的技术散布,提高了远程火箭弹的射击密集度. 该方法具有控制效果好、系统简单、易于实现等一系列优点.     

多管火箭起始扰动控制研究

为解决火箭弹起始扰动对多管火箭射击精度具有重大影响的问题,该文采用通过控制定向管角运动来减小火箭弹起始扰动的方案提高多管火箭射击精度。应用受控多体系统传递矩阵法和发射动力学理论,建立了受控多管火箭发射控制动力学模型,数值仿真获得多管火箭定向管角运动对起始扰动的影响规律及多管火箭定向管角运动的控制规律。该文控制火箭弹起始扰动的方法为提高射击精度提供了手段。     

液体火箭发动机热试车的实验研究

为了考核贮存××年的液体火箭发动机的性能 ,进行了液体火箭发动机热试车的研究 .实验采用了NEFF62 0实时全数字采集系统 ,得到了在启动段、平稳段、关机段燃烧室的压力、推力、推进剂流量及压调器、稳定器出口压力等主要参数随时间变化的曲线 .对实验结果分析表明 :3次热试车数据在启动段都具有很好的一致性 ,贮存××年后的发动机仍具有良好的启动特性 ;关机段各参数的特征变化曲线非常接近 ,各参数在得到予令关机信号后都能迅速转入末级工作状态 ,并存在明显的“平台”效应 ,仍然具有良好的运载精度 ;压调器和稳定器都具有很好的调节性能 ,能满足发动机正常工作状态下的要求 .得出的结论对发动机的性能考核、设计、理论研究和数值计算都具有实际意义和参考价值     

固体火箭冲压发动机一体化燃烧特性数值分析

为研究固体火箭冲压发动机性能,采用计算流体力学方法对包含进气道及补燃室的一体化燃烧流场进行数值分析,研究可燃燃气进口条件、飞行攻角以及进气道与补燃室过渡连接方案对补燃室掺混燃烧的影响。研究结果表明：燃气流量为0.08Kg/s时,燃气射流出现偏移,补燃室两侧壁面温度相差较大,燃气流量为0.3Kg/s时,燃气偏移现象基本消失;随着燃气流量增大,发动机推力增加;攻角增大使得进气道流量系数增大,强化空气与燃气混合燃烧效果,并最终提升发动机推力。进气道与补燃室的过渡连接方式影响进气角度,本课题通过改变过渡连接方式将进气角度从50°增加至90°后,燃气流量为0.3Kg/s时,发动机推力提高10%,但会导致补燃室总压损失增大,发动机比冲降低2%。     

火箭武器系统的起始扰动与合理刚度

火箭武器系统的起始扰动对其射击密集度有重要影响,是火箭炮设计的一个关键指标。该文通过分析火箭武器系统起始扰动的形成原因,研究了起始扰动与火箭炮发射系统刚度的关系。发现火箭炮起落架以上部分的刚度过大不仅造成发射系统的结构变形,还改变火箭炮的振动形态和规律。在此基础上,进行了起始扰动与火箭炮发射系统的刚度匹配分析。认为在进行火箭炮结构设计时,为了控制火箭武器系统的起始扰动,应考虑同时降低发射系统的变形量和火箭弹的起始摆动角速度,并以此为依据来选择发射系统的合理刚度。     

N2O4参数变化对液体火箭发动机工作性能的影响研究

利用液体火箭发动机稳态工作模型分析了长期贮存条件下四氧化二氮（N2O4）推进剂参数变化对发动机工作性能的影响。建立了发动机燃烧室和燃气发生器燃烧热力计算模型以及其它组件的工作模型,结合最小二乘优化与迭代计算的方法,实现了对采用参数变化的N2O4推进剂的发动机全系统稳态工作过程进行数值仿真。结果表明,N2O4中硝酸含量的增加以及流阻系数的增加都会使发动机整体性能降低;发动机参数变化基本与氧化剂化学组分变化量呈线性关系,硝酸含量每增加1%,比冲和推力分别减少0.036%和0.054%;流阻系数增加时系统会通过调节燃气发生器混合比使发动机推力、比冲等整体参数的变化幅度小于各组件性能参数的变化幅度。这为更加合理制定推进剂技术规格提供了依据。     

N_2O_4参数变化对液体火箭发动机工作性能的影响

利用液体火箭发动机稳态工作模型分析了长期贮存条件下四氧化二氮(N_2O_4)推进剂参数变化对发动机工作性能的影响。建立了发动机燃烧室和燃气发生器燃烧热力计算模型以及其他组件的工作模型,结合最小二乘优化与迭代计算的方法,实现了对采用参数变化的N_2O_4推进剂的发动机全系统稳态工作过程进行数值仿真。结果表明,N_2O_4中硝酸含量的增加以及流阻系数的增加都会使发动机整体性能降低;发动机参数变化基本与氧化剂化学组分变化量呈线性关系,硝酸含量每增加1%,比冲和推力分别减少0.036%和0.054%;流阻系数增加时系统会通过调节燃气发生器混合比使发动机推力、比冲等整体参数的变化幅度小于各组件性能参数的变化幅度。这为更加合理制定推进剂技术规格提供了依据。     

单室多推力轮孔装药设计方法

该文针对提高火箭密集度及装填密度的要求，设计了双辐条轮孔装药药型。根据装药几何形状，导出了在火箭发动机工作过程中燃烧面积及通道截面积变化规律的计算公式。根据装药工艺及推力方案设计要求，提出了双辐条轮了孔装药设计方法。利用该文提出的装药药型及数学模型进行火箭发动机装药设计，不但能够有效地提高中小型火箭发动机的装填密度，而且还能够根据弹道设计要求，获得多种推力方案。     

火箭方向密集度计算程序

前言当前,野战火箭武器性能是否赶上或超过世界先进水平,主要衡量指标之一,是其射击密集度。因此,在研制过程中,特别是在作参量方案选择时,往往需要算出方向密集度随一个或几个参量的变化曲线,以寻求最佳方案。这就需要大量地进行密集度的理论计算。然而,按目前外弹道学教科书的手工计算方法,即使只算出密集度随一个参量的变化曲线,计算工作也相当繁重。况且,按参考资料[1]的方法,计算精确度很难预定,特别是对弹体有自转运动(低旋尾翼弹和涡轮弹)时求解推力偏心引起的角散布的方法,是以近似处理为前提     

固体火箭发动机推力偏心分析与试验研究

零部件的设计公差、加工误差和装配误差会使固体火箭发动机产生推力偏心。该文从理论上详细分析了推力偏心产生的原因及其控制方法，重点归纳了零件设计公差、加工误差和装配误差等参数对推力偏心的影响程度及其量值范围。以六分力试验原理为基础建立了合理的试验系统。用该系统对某发动机的自身侧向力数据进行点火测试，试验结果与理论分析较吻合，验证了理论分析的正确性。所得结论对发动机的设计、装配质量和导弹控制研究具有较大指导意义。