基于Simulink-M文件混合编程方法的飞行器推力方案优化

针对Simulink循环和寻优操作复杂、执行效率低和M文件编程环境程序结构复杂、建模及修改比较困难的问题,提出了基于Simulink-M文件的混合编程方法,有效地提高了程序的执行效率.应用此方法编制了针对特定飞行器推力方案优化的仿真程序,对3种推力形式中可能出现的不同方案进行全局寻优,并对各方案进行对比,得到了针对不同推力形式的最优结果.仿真结果表明,混合编程方法具有较好的实用性.

火箭弹推力方案的优化设计

提出了一种基于M atlab/S im u link和iS IGHT软件平台,以火箭弹规定的射程为约束,以火箭弹飞行过程中的最大马赫数最小为优化目标的火箭弹推力方案优化设计方法。在M atlab/S im u link软件下建立火箭弹飞行的六自由度弹道仿真模型,推力模型依所选推力方案而变化,利用iS IGHT软件的优化功能充分挖掘每一种推力方案的潜能。经过大量的优化计算,可以得到每一种推力方案下的最优结果。文中还对每一种推力方案下所需要的火箭发动机总冲进行了分析。

近程防空导弹发动机推力方案优化研究

以近程防空导弹为背景,探讨了双脉冲推进技术对导弹性能的提升效果。建立了飞行弹道的数学模型,给出了制导方法及推力模型,借用遗传优化算法,以扩大导弹近界至远界各典型弹道的末速度为优化目标,对各种推力方案下推力参数进行了优化。研究表明,相比于传统单级推力形式,双脉冲推力对近程导弹末速度提升明显;优化得到了使导弹末端机动性能最优的双脉冲推力方案,为近程防空导弹双脉冲发动机的设计提供了理论依据。

泵压式液体火箭发动机变推力方案选择

简述了泵压式变推力液体火箭发动机的现状和应用前景,提出了几种泵压式发动机推力调节方案,分析了各方案的优缺点,阐述了系统方案选择须重点考虑的几个方面.以某泵压式发动机为模型发动机,利用系统参数平衡仿真计算结果,对各种调节方案综合分析,确定了可行的系统调节方案,可用于指导模型发动机的工程研制.

基于运载能力评估的固体运载火箭推力向量控制方案比较

从对运载能力影响角度开展固体运载火箭发动机推力向量控制系统比较分析研究。设计了三种采用不同发动机推力向量控制系统的多级固体运载火箭方案,将增广乘子法与共轭方向法相结合,对固体运载火箭上升段弹道进行了优化设计,给出运载能力评估结果。研究表明,起飞质量均为50 000kg,目标轨道均为300km太阳同步轨道时,采用栅格舵和侧喷流作为推力向量控制系统方案,比采用燃气舵和侧喷流作为推力向量控制系统方案,运载能力提高70kg,比各级固体发动机全部采用摆动喷管控制方案,运载能力提高115kg,为固体运载火箭总体方案论证提供理论依据。

开式循环液氧煤油发动机推力调节特性分析

以开式循环液氧煤油发动机为研究对象,重点建立了冷却套传热模型,并嵌入发动机系统静态模型,通过试车数据验证了静态模型的准确性。通过静态调节仿真计算,对比5种不同推力调节方案的特性。结果表明:氧副路调节方案和涡轮燃气分流方案不能满足要求;主路节流方案、副路双路调节方案和氧副路双工位阀+燃料副路调节器方案均可以实现发动机推力的大范围调节;综合考虑调节元件的设计难度和发动机应用需求,氧副路双工位阀+燃料副路调节器方案有望在工程研制中得到应用。

高速动能反坦克导弹速度、质量和推力分析

针对高速动能弹探讨了几种推力方案下导弹质量、速度和推力之间的关系,并对这几种推力方案从质量的角度进行了比较.目的在于为确定高速动能弹的推力方案和总体参数提供一种新的设计方法。