搜索结果: 121-135 共查到“知识库 火箭、导弹”相关记录252条 . 查询时间(1.531 秒)
基于局域网的导弹远程操控数据链通道仿真研究
远程操控数据链 协议设计 延迟仿真 流量控制
2012/12/25
为了搭建远程巡航导弹远程操控关键技术的验证环境,基于局域网对远程操控数据链进行通道仿真研究。紧紧抓住与远程操控相关的数据链传输内容、带宽和延时特性,采用软件高精度定时技术和局域网流量控制技术,从应用层建立数据链仿真通道。数据链通道仿真效果表明,该方法可以较好满足图像压缩传输实验等需求。
冷发射方式下导弹出水姿态在各种因素的作用下运动规律难以描述。通过神经网络建模及算法训练,从神经网络结构、学习算法具体步骤及仿真计算流程三个方面进行了详细阐述,建立了这一问题的解决方案。仿真验证表明,这一模型预测的数据准确性高,而且计算方便。其在水中段的弹道计算、潜艇操纵及发射条件制定等方面具有较高的应用价值。
目标机动导致导弹脱靶判别建模与仿真
目标机动 比例导引 脱靶判别 建模
2012/12/25
针对目标机动能否逃脱导弹攻击的判断问题,根据比例导引法弹目相对运动方程组分析了目标机动逃脱导弹攻击的条件,推导了目标法向过载与导弹最大需用过载间的关系,建立了目标机动导致比例导引导弹脱靶判别的数学模型,运用该模型对算例进行了仿真与分析,仿真结果符合机动逃脱的运动学一般规律,说明该模型可以用于对抗仿真系统中飞机能否机动逃脱的判据。
依据双旋火箭弹的多体特点,采用多体动力学中的凯恩方法建立了包含弹头和后体动力学特征的双旋火箭弹动力学模型。综合考虑弹头和后体的相互作用,将轴向的约束力视为非理想约束,并将其考虑进广义主动力,最终得到7 个标量动力学方程。理论分析与仿真结果表明,采用凯恩方法建立动力学模型同牛顿欧拉法所建模型相比较,凯恩模型不仅能够精确地展现双旋制导火箭弹的飞行特性,同时也减少了微分方程的求解数量,便于计算机的仿真计...
为精确评估可重复使用火箭发动机系统可靠性，采用带约束变量的布尔算法将状态分析与故障树分析恰当结合，从而对含故障统计相依组件的复杂多态可重复使用火箭发动机系统进行可靠性分析.以航天飞机主发动机（SSME）为研究对象，对管路多态性及预燃室和涡轮泵之间的故障相依性进行深入研究.结果表明：该布尔算法能够很好地消除组件统计相依性从而简化复杂多态系统故障树，组件之间失效相依性对系统可靠性影响较大，因此需要加强...
针对2000N气氢/气氧涡流冷却推力室，采用三维全尺寸计算模型开展了仿真研究，得到了流场速度分布特点，验证了涡流冷却推力室内具有双向涡旋结构，内外涡流分界面约占涡流冷却推力室圆柱段半径的86%，燃烧区域约占涡流冷却推力室圆柱段半径的70%.分析表明：外层涡流主要受来流速度与涡流冷却推力室几何参数影响，内层涡流在黏性、燃烧等作用下室压、密度稳定.侧壁温度平均为388K，比冲效率达92%以上，仿真结果...
Performance comparison of aero-ramp and transverse injector based on gas-pilot flame
dual-mode scramjet aero-ramp injector transverse injector gas-pilot flame mixing and combustion performance
2012/12/21
A direct performance comparison between the four-hole aero-ramp injector and single transverse injector in a dual-mode scramjet combustor was conducted. The mixing characteristics of two injectors wer...
无人机安全发射是正常飞行的前提，其发射参数的优劣直接影响发射安全。针对常规方法进行发射参数 设计时，联立求解复杂的问题，提出依据能量法对系统发射参数进行简化计算的方法。在系统建模的基础上，完成 了参数分析、模型简化、参数计算，最后对计算结果进行系统仿真验证。仿真结果表明：该方法物理意义明确、简 单可行，可用于该无人机助推起飞时的参数计算，为确定发射系统总体方案提供设计依据。
为研究某大推力氢氧发动机真空羽流效应，设计采用火炬点火方式的60N缩比氢氧发动机.通过球头密封声速喷嘴组件控制流量，使真空下每个声速喷嘴组件减少3个密封面.进行真空点火方案设计，从理论上证明电火花点火的可行性.设计试验系统并进行地面及真空环境下的热试车，试车结果表明：燃烧室压力达到额定压力为0.6MPa时，发动机热防护结构良好，试验系统设计合理，真空电火花点火方案可行，为进行真空羽流效应研究奠定基...
基于代理模型的运载器头罩外形优化设计
运载器 优化设计 Kriging代理模型 遗传算法 CFD 参数化设计
2012/11/22
引入Kriging代理模型，选取若干不同头罩外形的运载器，进行气动性能分析，利用运载器气动性能参数作为拟合样本建立代理模型.以具有足够精度的代理模型替代CFD分析，发展了一种基于代理模型的运载器头罩外形优化设计方法.在马赫数为3、飞行攻角为3°、飞行高度为8km条件下，利用该方法对运载器进行最小阻力系数、最大纵向压心系数的单目标优化和综合考虑上述2个目标的多目标优化.结果表明：2个目标存在冲突，为...
潜射导弹出水载荷数值算法研究
潜射导弹 出水冲击载荷 最大弯矩
2012/11/5
潜射导弹在水中航行时，表面被空泡包围，这就造成其出水时，带来较大的载荷冲击。出水冲击载荷需要知道整个表面上的压力分布，但是这在工程实践中是不可能实现的。本文利用有限元流固耦合仿真程序，对导弹整个出水过程进行数值模拟。根据数值计算结果，依据理论力学的基本原理，计算出导弹所受到的冲击力与冲击力矩，利用 NASTRAN瞬态载荷解算器，计算出导弹各截面最大响应弯矩。结果表明，本文提出的方法能够对导弹发射提...
固液动力探空火箭箭载数据采集系统设计
探空火箭 数据采集 STM32F103RB微控制器 Real View MDK集成开发环境 联合调试
2012/10/28
针对固液动力探空火箭在进行测试、飞行试验时,需要实时测量并记录推力、燃料供给速率以及吹除系统工况信息的问题,设计并工程实现了对箭载重要设备输出信号进行监控和采集记录的数据采集系统.以STM32F103RB微控制器为核心,完成了数据采集、存储、传输等电路的设计,并在Real View MDK集成开发环境下,运用C语言完成了控制、测试程序的编写.最后,通过Real View ULINKR仿真器实现了软...
研究了药柱中添加扰流板对固液火箭发动机燃烧性能的影响,以北京航空航天大学φ100mm标准固液火箭发动机为计算模型,针对98%H2O2/HTPB(过氧化氢/端羟基聚丁二烯)推进剂组合,采用二维轴对称气液两相模型计算了不同药柱位置、不同孔径尺寸的扰流板对固液火箭发动机燃烧性能的影响.结果表明:孔径尺寸更小的扰流板且置扰流板于药柱长度的50%~70%时,平均燃料退移速率最大,燃烧效率最高,这将为扰流板设...
以某液体火箭喷管缩比模型为研究对象,分析了相应的流场形态和二次流喷嘴喷射角度、面积比及其工质总温等参数对喷管分离流动抑制效果的影响.结果表明:当采用二次流喷嘴时,喷管达到满流所需的入口总压下降了37.8%,随着喷嘴喷射角度由0°增至25°,喷管流动分离点位置向喉部推进约0.01m,抑制效果明显变差,而随着喷嘴工质总温由300K升至1500K,喷管流动分离点位置向出口推进约0.005m,抑制效果略有...