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整体式冲压发动机导弹总体一体化设计

整体式火箭冲压发动机是一种很有前途的动力装置,采用导弹和发动机一体化设计方法进行整体冲压式导弹的总体设计,对于提高导弹的设计质量和设计效率具有重要的意义。本文系统地研究了整体式冲压发动机导弹一体化设计的问题,依据分步优化模式,解决了弹体与发动机的合理匹配、控制系统与最优弹道的关系问题。具体表现在如下几个方面:(1) 针对整体式冲压发动机的特点,详细分析了进气道型式与导弹总体布局的匹配关系、进气道数目及其安装位置对导弹总体性能的影响、冲压发动机和固体助推器的一体化等弹/机一体化设计的问题。(2) 系统地研究了导弹总体优化设计方法,探讨了多学科设计优化的原理、框架结构、具体表述形式,深入研究了协作优化方法的原理,从优化原理和算例两方面讨论了造成协作优化方法计算困难的原因,提出了可能克服这种计算困难的改进途径;在比较几种优化方法的基础上,针对新一代冲压式导弹的特点,提出了一体化设计的模式——分步优化模式,进行了整体式火箭冲压发动机反舰  (本文共118页) 本文目录 | 阅读全文>>

西北工业大学
西北工业大学

远程空空反辐射导弹总体优化设计技术研究

远程空空反辐射导弹是攻防对抗中打击敌方空中预警指挥中心的重要武器装备。该导弹以冲压发动机为动力,采用旁侧进气道同时兼做主升力面,各学科间存在强烈的耦合关系,且飞行性能与发动机工作状态相互作用,导致其总体设计面临一系列困难。为了得到合理可行的总体设计方案,采用理论分析、数值模拟相结合的方法,对总体设计中的基准方案论证与参数确定、冲压发动机性能分析、总体参数一体化设计及多学科设计优化等问题进行了深入研究。主要的研究内容如下:第一,依据作战需求提出并论证导弹战术技术指标;开展了典型飞行任务剖面、气动布局、动力系统、制导与控制系统等学科分析以及总体基本设计参数论证研究。确定了整体式液体冲压发动机为动力装置和采用旁侧进气道同时兼做升力面的方案。经过各学科综合协调反复迭代,提出了具有工程实用价值的远程空空反辐射导弹基准方案,为后续总体优化设计研究工作奠定基础。第二,基于气体热力学理论和准一维模型,按照分段处理发动机每两个截面间的气流参数,建...  (本文共133页) 本文目录 | 阅读全文>>

《西北工业大学学报》1950年10期
西北工业大学学报

整体式液体冲压发动机动力特性研究

整体式液体冲压发动机动力特性研究谷良贤,马佳,温炳恒摘要综合导弹和整体式冲压发动机的相互影响,从导弹总体设计的观点出发,对整体式液体冲压发动机的性能进行了研究,分析讨论了设计参数对发动机性能的影响及发动机设计的特殊问题。本方法可用于导弹总体方案设计阶段参数的选择和性能分析。关键词整体式冲压发动机,性能分析,参数选择符号表及:进气口面积R:气体常数几:燃烧效率又:喷管出口面积L二等压比热T。:总温\:发动机最大迎风面积人速度系数F:推力、____。__L:燃烧1公斤燃料的理论C。:推力系数o。:进气道流量系数一"""""-"'"'''""""-""一。"'"""""M必需空气量C.:附加阻力系数余气系数。-X。""''""'-""""一-、。、一P·气体压力一-。。。。一。。:自由流马赫数二二百、。。_。。:燃料流量一"""--"""-"-一H:燃油的低温热值大:绝热指数1:比冲引言整体式液冲发动机是固体火箭助推器和液体冲压发动机...  (本文共4页) 阅读全文>>

《外国海军导弹科技动态》1979年07期
外国海军导弹科技动态

航空推进实验室正在发展 整体式火箭-冲压发动机

在空军航空推进实验室进行的空气喷气推进研究,正在形成未来一代的空军飞机和导弹。 航空推进实验室在冲压发动机领域—直到几年前还是导弹推进中废而不用的领域—中正致力于研究整体式火箭一冲压发动机。整体式火箭一冲压发动机,或IRR,特别适合容积有限导弹的应用,在这种应用中,人们不必多设一个外装的助推器。助推器用的推进剂装在冲压燃烧室‘’内。 这项工作旨在产生脸示用的结构。大部分工作是为了支持空军的高级战略空中发射导弹。马夸特公司和锡奥科耳化学公司的一个工作组,同联合工艺公司化学系统分公司的另一个工作组正在为这种导弹设计竞争性质的发动机。竞争性飞行器的主承包商分别是马丁·马里塔公司和麦克唐纳·道格拉斯宇航公司。 冲压发动机在战术导弹上的使用越来越流行,因为它的射程和平均速度性能比单一的火箭发动机好。 从根本上讲,正在研究的整体式火箭一冲压发动机有三种类型,它们都用固体推进剂药柱: 一、液体嫩料整体式火箭一冲压发动机,正如在高级战略空中发射...  (本文共3页) 阅读全文>>

《推进技术》1993年02期
推进技术

整体式液体冲压发动机导弹一体化设计

符 号 表口 余气系数 咖 进气道流量系数。加热比 人 速度系数Cx;附加阻力系数S;进气口面积S。喷管出口面积S。发动机最大迎风面积k 空气绝热指数k’燃气绝热指数L 燃烧1公斤燃料的理论必需空气量R 空气气体常数尸’燃气气体常数 夕。静压MH 自由流马赫数P 发动机推力t 导弹飞行时间。导弹飞行速度G 导弹重量g 重力加速度-a 飞行迎角p 空气密度C。阻力系数_C。升力系数o 弹道倾角 人 发动机比冲Gr燃料流量6 舵面偏转角S 参考面积1 前 言 整体式液体冲压发动机是固体助推火箭和液体冲压发动机组合成一个整体的新型动力装置。它兼有固体火箭发动机和冲压发动机的优点,体积小,重量轻,成本低,比冲高,战术机动性好,是一种很有前途的动力装置。 不同于传统冲压发动机,整体式冲压发动机与导弹的关系十分密切,它改进了发动机与导弹总体的配置关系,发动机本体直接成为弹体的后半段,各种旁侧布局类型的进气道得到采用,实现了发动机和弹体的一体...  (本文共7页) 阅读全文>>

《航空兵器》2014年05期
航空兵器

整体式液体冲压发动机堵盖应用研究

0引言新型空射导弹多任务、远射程、轻重量的特点对动力装置提出了更高的要求。冲压发动机没有压气机及涡轮等转动部件,质量轻,超声速(Ma1.5~Ma7.0)飞行时,比冲和航程参数上有明显的优越性(比冲可由固体火箭发动机的2 200~2 500 N·s/kg提高到10 000 N·s/kg左右),是一种结构简单、经济性较好的吸气式发动机[1-3],特别适合作为超声速、高超声速、远航程飞行器的动力装置。冲压发动机的上述优点可以使新型中远程空射导弹拥有以飞行马赫数3.5~4.0攻击400 km以外大空域范围内有相当机动性能空中目标的能力。冲压发动机由进气道、燃烧室、尾喷管、燃料供应和控制系统等主要部件组成[4],高速气流经进气道减速增压,再进入燃烧室与燃料混合燃烧,产生高温高压燃气经尾喷管膨胀加速后排出,从而产生推力,其工作原理如图1所示。液体冲压发动机采用灵活的燃油流量调节系统,根据弹道的需求进行推力大小的调节,发动机燃烧效率高,特别适...  (本文共5页) 阅读全文>>

《西北工业大学学报》2011年06期
西北工业大学学报

整体式液体冲压发动机级间分离仿真研究

为减小导弹阻力,增大射程,现代超声速巡航导弹多采用整体式冲压发动机。对于发射质量大、工作时间长的巡航导弹,一般采用将固体助推器连同壳体潜入发动机燃烧室的整体式液体冲压发动机方案。这种一体化设计带来的主要技术问题是固体助推器与冲压发动机的分离。由于助推器在退出过程中受到气动力、摩擦力、惯性力、助推器外部气体流动等影响,其运动十分复杂;另外,由于助推器的封堵,在进气道整流罩打开后进气道内部会出现自激振荡现象[1],使助推器的退出过程更加复杂。考虑到分离转级关系到液体冲压发动机各部件工作时序的安排,从而直接影响飞行任务的成败,因此,对整体式冲压发动机级间分离的研究十分必要。文献[1,2]利用数值方法研究了助推段整流罩打开后进气道内的自激振荡现象,文献[3]利用数值方法研究了并联助推方案的分离过程,采用试验方法研究了串联式助推器热分离过程的气动特性。本文在前人研究的基础上,对进气道整流罩打开后冲压发动机内流道的建压过程及助推器的分离过程...  (本文共4页) 阅读全文>>