火箭引射模态下一次火箭流量优化方法研究
火箭发射过程仿真与优化设计
火箭发射过程仿真与优化设计火箭发射是现代航天技术领域的核心环节之一，对于确保火箭安全和高效地进入预定轨道具有重要意义。
而火箭发射过程的仿真与优化设计则是在保证安全的前提下，提高火箭发射过程的效率和成功率。
首先，火箭发射过程的仿真是基于物理模型和计算模型的模拟实验，通过计算机技术对火箭的发射过程进行模拟，能够帮助工程师预测并分析火箭发射中的各项参数和变量。
仿真可以帮助优化设计火箭的发射方案，提前发现潜在问题，并进行改进，从而降低发射风险和成本。
首先，仿真模型通常包括火箭的结构、动力系统、控制系统以及气象等环境因素。
为了准确地模拟火箭的发射过程，必须考虑到各项因素对发射过程的影响。
例如，火箭的结构参数包括质量、重心、气动力等，这些参数对火箭的飞行性能和稳定性有着重要的影响。
而火箭的动力系统则包括发动机、燃料、氧化剂等，其设计和参数选择对火箭的推力、燃烧时间和速度等关键指标有着直接影响。
其次，仿真过程基于计算模型，通过建立数学模型和运用相关的物理理论，将火箭发射过程抽象成适合计算机计算的数学问题。
这些数学模型可以包括力学、流体力学、热力学等方面的方程式。
根据模型和方程式，可以通过对火箭发射过程的关键参数进行计算和模拟，如速度、加速度、推力、燃料消耗等。
利用仿真模型，工程师可以预测并分析火箭发射过程中的各项关键参数，例如火箭的高度、速度、加速度，以及推力随时间的变化等。
通过仿真模拟，可以发现潜在的问题，如控制系统的不稳定性、结构的不合理设计等，并及时进行优化和改进。
除了火箭发射过程的仿真，优化设计也是确保火箭发射成功的关键环节之一。
通过优化设计，可以最大程度地提高火箭的飞行性能、降低能源消耗、增加有效载荷等。
以下是一些常见的优化设计方法：1. 结构优化：通过对火箭结构的优化设计，可以提高其抗震性能、减轻重量、提高材料的使用效率等。
在结构优化中，工程师可以运用有限元分析等工具，来预测和分析火箭在发射过程中所承受的力学和热力学负荷，从而确定合适的结构参数。
RBCC和TBCC简介
RBCC简介RBCC 推进系统将火箭发动机和吸气式推进系统结合在一起, 组成了一个一体化的推进系统。
该推进系统整合了火箭发动机、亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机, 将不同将经历四种工作模态，即火箭引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态和纯火箭模态。
（1）火箭引射模态，主要工作速度范围为 0 ～ 3 马赫。
嵌于流道中的一次火箭工作，通过其高速气流的引射抽吸作用，引入二次空气流，空气的总压升高，但是由于来流的动压较低, 发动机的推力主要是由引射火箭提供的, 这就使得引射火箭的工作压力较高, 高温燃气与空气进行掺混, 进而在混合气流中喷入燃料, 进行补燃燃烧, 此时, 引射火箭和扩压段均产生推力。
研究表明, 相对于纯火箭工作的情况, 对引射气流进行二次补燃可以大大提高发动机的推力。
在零速度的情况下 ,推力可以增加 15%, 而在 Ma=2 的情况下, 推力增益可以达到 50%。
（2）亚燃冲压模态，主要工作速度范围为 3 ～ 5 马赫。
火箭发动机关闭或保持小流量，利用来流空气的速度冲压，在主流道中的燃烧室内组织亚声速燃烧，实现对飞行器的推动。
超燃冲压内组织亚声速燃烧，实现对飞行器的推动。
（3）超燃冲压模态，主要工作速度范围为 6 ～ 10 马赫。
发动机只利用进气道对高超声速来流进行适当压缩，使其在燃烧室内仍然保持为超声速，在燃烧室中直接组织超声速燃烧。
（4）纯火箭模态，主要工作速度范围为 10 马赫以上。
随着飞行器逐渐飞出大气层，来流空气量逐渐降低并趋于零，此时关闭进气道，结束超燃冲压，并再次点燃火箭发动机，利用火箭发动机将飞行器推入预定轨道，完成飞行任务。
TBCCTBCC 动力系统由涡轮喷气 (或涡轮风扇) 发动机与冲压发动机有机结合而成。
起飞和加速期间，发动机起常规涡轮喷气发动机的作用。
在约3.0 马赫以下的飞行状态，加力燃烧室不工作。
当飞行器加速通过约 3.0 马赫时，涡轮喷气发动机关闭，进气道的空气直接进入加力燃烧室，加力燃烧室成为冲压发动机燃烧室。
某火箭弹引信底部机构模态分析
2018年第10期引言模态分析是一种研究结构动力特性的一种方法。
模态是指机械结构的固有振动特性。
每一个模态都有特定的固有频率、阻尼比和模态振型。
根据模态叠加原理，在已知各种载荷时间历程的情况下，就可以预测结构组件实际振动的响应历程和响应谱。
某火箭弹在传统“电-2”引信底部机构的基础上增加了一个延时药柱，确保引信在未撞击目标的情况下亦能自炸，提高火箭弹着发概率的同时，确保火箭弹能自毁，以免在后续行动中危及己方人员和百姓的安全。
结构和质心位置的变化，必然会引起组件固有频率和模态振型的变化，因此，需要对优化后的引信底部机构模态进行分析[1-4]。
1 模态分析理论在工程结构上，高频振动模态对结构运动的影响较小，在分析时，可以仅考虑低阶模态。
依据机械振动原理和理论，对于一个自由度为N 的系统，可以用式（1）的常系数微分方程来加以描述：mü+Cu+Ku=F （t ）（1）式中：m 为系统的质量；ü为加速度矩阵；C 为系统的阻尼；u 为速度矩阵；K 为系统刚度系数的矩阵；u 为位移矩阵。
在无阻尼、系统为自由振动的情况下，上式可以变为：mü+Ku=0（2）式（2）的解为：u=sin φ（ωt ）（3）式中：φ为振动形状；ω为角频率。
将式（3）代入式（2），可解得：（K-mω2）φ=0（4）上式有非零解的条件为系数行列式为零，即：|K-mω2|=0（5）设λ=ω2，则式（5）可化为：|K-mλ|=0（6）解式（6）即可得到一系列特征值λi 以及与各种特征值对应的特征向量μi ，μi 是反应以角频率振动时的形状。
2 模态仿真及结果分析将使用UG 建立的引信底部机构组件导入Abaqus 有限元分析软件并划分网格，建立如图1所示的模态分析模型，引信底部机构各组件材料多为铝合金，密度取为2700kg/m 3；弹性模量取为70GPa 。
底部机构置于引信本体尾端环形腔室内，因此将底部机构底螺外除绕纵轴旋转的自由度外的五个自由度加以限制。
火箭推进系统动力学特性分析与优化设计
火箭推进系统动力学特性分析与优化设计这些年来，人类对太空探索的热情与日俱增。
火箭作为最主要的太空探索工具，其推进系统的动力学特性至关重要。
本文将就火箭推进系统的动力学特性进行分析，并探讨如何优化设计。
在分析火箭推进系统的动力学特性之前，我们先了解一下推进系统的组成。
火箭推进系统主要由推进剂、燃烧室、喷嘴、涡轮泵和喷气喉等组成。
推进剂通过燃烧室中的燃烧反应产生高温高压的气体，然后通过喷气喉喷出来，从而形成向相反方向的推力。
首先，我们来分析火箭推进系统的动力学特性。
火箭推进系统的动力学特性可以用推力、质量流率和比冲来描述。
推力是衡量火箭引擎输出功率的指标，通常用牛顿（N）作为单位。
质量流率是指每秒钟喷出的质量，通常用千克/秒（kg/s）作为单位。
比冲是衡量推进系统燃料利用效率的指标，它是单位时间内喷出的速度增量与单位时间内燃料消耗的质量之比。
比冲越大，火箭的燃料利用效率越高。
其次，我们来讨论如何优化设计火箭推进系统的动力学特性。
优化设计可以从推进剂、燃烧室、喷嘴和涡轮泵等方面入手。
首先，对于推进剂的选择，我们可以通过研究不同推进剂的化学性质和特性来选择最适合的推进剂。
例如，液体氧和液体氢是一种常用的推进剂组合，因为它们的燃烧反应产生的气体温度高、压力大，能够提供高能量输出。
其次，对于燃烧室的设计，我们可以通过优化燃烧室的几何形状和材料选择来提高燃烧效率和推力。
例如，采用喷射内壁冷却技术可以延长燃烧室的使用寿命，并提高推力。
接下来，对于喷嘴的设计，我们可以通过优化喷嘴的形状来改善喷气流动特性，从而提高推力和效率。
例如，采用扩张喷嘴可以提供更好的推力和更高的比冲。
最后，对于涡轮泵的设计，我们可以通过优化涡轮泵的叶片几何形状和结构材料来提高涡轮泵的效率和可靠性。
例如，采用先进的材料和制造技术可以提高涡轮泵的耐久性和工作效率。
除了以上提到的优化设计，我们还可以考虑其他一些因素，如燃料储存容器的重量、火箭结构的稳定性和抗振能力等。
脉冲爆震火箭发动机引射模态的实验研究
震 室 ，同时往 主爆震 室 内喷 入燃 油 ，有望 解决 自
１ 引 言
基 于脉 冲爆 震 的 组 合 循 环 发 动机 包 括 四 种
吸气 起 动 。
一
文 中 研 究 的 脉 冲 爆 震 火 箭 发 动 机 （ ｕｓ ｐｌ ｅ ｄ ｔｎ ｔ ｎｒ ｃ ｅ ｅ ｇｎ ， Ｄ Ｅ） 型 采 用 航 空 ｅｏ ａｉ ｏ ｋ ｔ ｎ ｉｅ Ｐ Ｒ 模 ｏ 煤 油／ 气 为 推进 剂 ， 氧 已进行 了有关 两 相 爆 震 起 爆、 稳定 可 控 工 作 、 燃 向爆 震 转 变 机理 、 Ｄ 爆 Ｐ ＲＥ 可爆 范 围等方 面 的实验 研 究 。在 此基 础 上 ， ］ 对
不 加 装 引 射 器 的 Ｐ ＲＥ 和 加 装 ４种’ 同 尺 寸 等 Ｄ 不
运 行模 态 ： 冲爆 震 火 箭 发 动机 引射 模 态 ， 冲 脉 脉
王育虔 ， 范 玮 ， 传 俊 ， 希桥 ， 开成 严 黄 谢
（ 北工业 大学动力与能源学院 ， 安 西 西 ７０７） １０ ２
摘
要 ： 用 航 空 煤 油 和 氧 气 作 为 推 进 剂 ， 脉 冲 爆 震 火 箭 发 动 机 （ Ｄ Ｅ） 射 模 态 进 行 了 实 验 研 究 。研 究 采 对 Ｐ Ｒ 引
ａ Ｐｕ ｓ ｔ ｎ ｔｏ ｃ ｔＥｎｇ ｎｅ ｌ ｅ Ｄｅ ｏ ａ ｉ ｎ Ｒｏ ｋｅ ｉ
Ｗ ＡＮＧ ｑａ Ｙｕ ｉｎ，ＦＡＮ ｅ ＹＡＮ ｈｕ ｎｕ ，Ｈ ＵＡＮＧ ｑａ Ｗ ｉ Ｃ ａｊｎ Ｘｉｉｏ，ＸＩ Ｋａｃ ｅ ｇ Ｅ ｉｈ ｎ
（ ｃ ｏ ｌｏ ｏ ｒ ａ ｄ Ｅｎ ｒ ｙ Ｓ ｈ ｏ ｆＰ ｗｅ ｎ ｅ ｇ ．Ｎｏ ｔ ｗｅ ｔ ｒ ｏ ｙ ｅ ｈ ｉａ ｉｅ ｓｔ ．Ｘｉ ａ １ ０ ２，Ｃｈ ｎ ） ｒ ｈ ｓ ｅ ｎ Ｐ ｌ ｔ ｃ ｎ ｃ ｌＵｎ ｖ ｒ ｉ ｙ ’ｎ７ ０ ７ ｉａ
模拟火箭发动机运行参数仿真及优化方案研究
模拟火箭发动机运行参数仿真及优化方案研究火箭发动机是现代航天事业的核心技术之一，其运行参数的仿真与优化对于提高火箭发动机性能至关重要。
本文将介绍模拟火箭发动机运行参数仿真及优化方案的研究。
首先，了解火箭发动机的基本运行参数是进行仿真和优化的前提。
火箭发动机的关键参数包括燃烧室压力、燃烧室温度、燃料流量、氧化剂流量等。
这些参数直接影响火箭发动机的推力、比冲等性能指标。
通过对这些参数进行仿真和优化，可以有效地提高火箭发动机的性能。
其次，进行火箭发动机运行参数的仿真。
火箭发动机的仿真是利用计算机对其运行过程进行数字化模拟。
首先，需要建立火箭发动机的数学模型，采用数值计算的方法求解模型的方程，从而得到相应的参数值。
常用的火箭发动机仿真软件包括MATLAB、ANSYS等。
通过仿真，可以得到火箭发动机在不同工况下的运行参数，如不同燃料流量、不同氧化剂流量等。
在进行火箭发动机运行参数仿真时，需要考虑多种因素。
首先，要考虑燃烧室内的燃料和氧化剂的混合比例，以及燃烧室内的温度和压力分布情况。
其次，要考虑燃烧产物在喷管内的流动情况，包括喷流速度、喷口压力等。
此外，还要考虑火箭发动机在不同高度、不同速度下的工作状态。
基于火箭发动机运行参数的仿真结果，可以进一步对其进行优化。
火箭发动机的优化是指通过调整其关键参数，使其达到最佳性能。
常用的火箭发动机优化方法包括参数优化、结构优化等。
参数优化是指通过调整火箭发动机的关键参数，使其达到最佳性能。
结构优化是指通过改变火箭发动机的结构形式，提高其工作效率。
进行火箭发动机运行参数的优化时，应综合考虑各种因素。
首先，要考虑火箭发动机的推力和比冲的关系。
推力是火箭发动机的推力，是衡量其推进能力的重要指标。
比冲是火箭发动机的燃烧室内燃料的推力产生速度，是衡量其工作效率的重要指标。
通过优化火箭发动机的关键参数，可以提高其推力和比冲，从而提高其整体性能。
在优化火箭发动机运行参数时，还要考虑其他因素，如火箭发动机的稳定性、可靠性等。
火箭基组合循环发动机引射模态流动分析
（ 北 工 业 大 学 航 天 工 程 学 院 ， 陕 西 西 安 ７０ ７ ） 西 １ ０ ２
摘
要 ：应 用 迎 风 格 式 有 限 体 积 方 法 求 解 Ｎ Ｓ方 程 的 基 础 上 ， 数 值 模 拟 了 火 箭 基 组 合 循 环 （ Ｂ Ｃ） 发 动 机 引 — ＲＣ
ｆ ｒ ｒ ｃ ｅ ａ ｅ ｏ ｂｉ ｄ ｃ ｃ ｅ ｏ ｏ ｋ ｔｂ ｓ ｄ ｃ ｍ ｎｅ ｙ ｌ
ＷＡ Ｇ Ｇ ｏｈ ｉ Ｃ Ｉ ｉ ｉ ， Ｈ ｕ —ｉｎ ， ＬＵ Ｐ ｉｉ ， Ｈ Ａ Ｇ Ｓ ｅｇｈ ｎ ， Ｑ Ｎ Ｆ ｉ Ｎ ｕ —ｕ ， Ａ — ｎ Ｔ ｍ Ｅ Ｇ ｏｑａ ｇ Ｉ ｅ—ｎ ｊ Ｕ Ｎ ｈ ｎ —ｏ ｇ Ｉ ｅ
１ 引 言
火 箭 基 组 合 循 环 发 动 机 （ ｏｋ ｔＢ ｓｄ Ｃ ｍ ｉｅ Ｒ ｃ ｅ ａｅ ｏ ｂｎｄ
射火箭在 内的 引射模 态 全 流道 数 值 研究 还 不 多 见 。 事 实 上 ， 引 射 火 箭 流道 与 Ｒ Ｃ 将 Ｂ Ｃ进 气 道 ／ 烧 室／ 燃 尾 喷管流道耦合 在一起 进行 计算 ， 加 符合 流动本 质 ， 更
（ ｏｌｏ ｔ ｎ ｕｉｓ Ｃ ｉ ｆ ｒ ａ ｔ ，Ｎｏｔｗｅｔｒ ｏｙｅ ｈ ｉａ ｉ ． ｉ ａ ７ ０ ７ ． Ａｓ ｏ ｃ ｒ ｈ ｓ ｎＰ ｌｔｃ ｎｃ Ｕｎｖ ，Ｘ ’ｌ １ ０ ２，Ｃ ｉａ ｅ ｌ ｌ ｈｎ ）
Ａｂｓ ｒ ｔ ｔａｃ ：
Ｕｐ ｎ ｓ ｈ ｍ ｅ ｌｍ ｉ ｄ— ｏｕ ｅ ｗｉ ｄ—ｃ ｅ ｉ ｔ ｖ ｌｍ ｍｅｈｏ ｏｏ ｙ ｅ ｔ ｄ ｌｇ ｗａ ｓ ｅｍｐｏ ｅ ｏ ｏｖ ｖｅ － ｏ ｋ ｓ ｅ ｕａｉｎ，ｈｅ ｌ ｗ— ｅｄ ｎ ｔ ｅ ｌｙ ｄ ｔ ｓ ｌｅ Ｎａ ｉｒＳｔ ｅ ｑ ｔ ｃ ｏ ｔ ｆ ｏ ｆ ｌ ｉ ｉ ｈ
火箭发动机性能分析与优化
火箭发动机性能分析与优化随着科技的进步和人类对外层空间的探索的深入，火箭成为了人类探索宇宙的重要工具。
作为火箭的“心脏”，火箭发动机的性能具有关键的作用。
本文将对火箭发动机的性能进行详细分析，并提出一些优化策略。
火箭发动机的性能主要包括推力、比冲、燃烧效率、可靠性和重量等方面。
推力是衡量火箭发动机性能的关键指标，它决定了火箭的起飞速度和载荷能力。
比冲是指单位燃料燃烧产生的推力与单位燃料消耗的质量之比，它反映了火箭发动机能够在一个单位质量燃料上产生的推力效果。
燃烧效率衡量了火箭发动机在单位时间内消耗的燃料能够转化为推力的能力。
可靠性是指火箭发动机在各种工况和环境条件下保持正常运行的能力。
重量则决定了火箭本身的质量，直接影响其载荷能力。
要优化火箭发动机的性能，首先需要对各项指标进行全面的分析。
推力的大小需要根据具体的任务需求来确定，过大或过小都会导致不利影响。
比冲越大，说明火箭发动机的燃料利用效率越高，能够使火箭在续航能力和载荷能力上达到更高水平。
燃烧效率越高，说明火箭发动机能够将更多的燃料转化为有用的推力，从而提高火箭的效能。
可靠性的提高可以通过加强火箭发动机的结构设计、提高材料的质量和加强维护保养等手段来实现。
而通过减轻火箭发动机的重量，可以提高火箭的有效载荷能力。
在优化火箭发动机性能的过程中，我们可以从以下几个方面入手：首先，优化燃烧过程。
燃烧是产生推力的基础过程，影响着火箭发动机性能的多个方面。
通过改善燃烧过程，可以提高燃烧效率和推力。
例如，采用惰性剂、优化燃料供给和燃烧室设计等手段，可以降低燃烧温度和燃烧产物对喷管壁的腐蚀，从而提高发动机的寿命。
其次，优化喷管结构。
喷管是将高速燃气能量转化为高速气流并加速排出的重要元件。
通过优化喷管的结构设计，可以提高排气速度和推力。
例如，采用喷管轴对称结构和优化膛线角度等手段，可以减小湍流损失，提高流道的质量。
此外，改良推进剂。
推进剂的选择以及其化学性质的改良对火箭发动机的性能优化有着重要的影响。
宇航技术火箭发动机推力控制算法优化研究
宇航技术火箭发动机推力控制算法优化研究宇航技术的发展离不开火箭发动机，而火箭发动机的推力控制是确保火箭可靠运行的重要一环。
本文旨在研究优化火箭发动机推力控制算法，以提高火箭的性能和安全性。
第一节算法研究的背景宇航技术的快速发展对火箭发动机的性能提出了更高的要求。
推力控制算法作为火箭发动机控制系统中的核心部分，必须具备高精度、高稳定性和高可靠性。
传统的火箭发动机推力控制算法往往存在一些问题，如响应速度慢、控制精度不高等。
因此，对推力控制算法进行优化研究具有重要的意义。
第二节算法优化的目标优化算法的目标是提高火箭发动机的推力控制性能。
具体包括以下几个方面：1. 提高算法的响应速度：通过优化控制策略，缩短系统的响应时间，使得火箭对外界环境变化能够快速做出响应，提高系统的动态性能。
2. 提高算法的控制精度：通过改进控制算法，减小系统的控制误差，使得发动机能够更加准确地调整推力，以满足航天任务的需求。
3. 提高算法的稳定性：通过优化控制策略，降低系统的振荡和波动，保持系统的稳定性，防止推力控制过程中出现失控现象，确保火箭的安全性。
第三节算法优化的方法为了实现上述目标，本文提出以下几种算法优化方法：1. PID控制算法优化：PID控制算法是一种广泛应用的经典控制算法，但传统的PID参数调节方法往往存在一定的局限性。
本文将探索更加先进的PID参数调节方法，如自适应PID控制算法和模糊PID控制算法，以提高控制算法的性能。
2. 模型预测控制算法优化：模型预测控制算法是一种基于模型的先进控制算法，通过对系统未来状态的预测来调整控制策略。
本文将优化模型预测控制算法的模型建立和参数调节方法，提高控制算法的准确性和稳定性。
3. 强化学习算法优化：强化学习算法是一种基于回报的学习方法，通过不断尝试和学习来改进控制策略。
本文将利用强化学习算法来优化火箭发动机的推力控制算法，以获得更好的性能表现。
第四节实验验证和结果分析为了验证所提出的算法优化方法的有效性，本文将进行实验研究。
火箭科学提升发动机推力的燃烧优化方法
火箭科学提升发动机推力的燃烧优化方法火箭科学是现代航天事业中不可或缺的一部分，而发动机是火箭的核心。
要提升火箭的性能和推力，关键在于优化发动机的燃烧过程。
本文将介绍几种常见的燃烧优化方法，以帮助火箭科学家实现更高效的发射技术。
一、富氧燃烧技术富氧燃烧技术是提高推力的一种重要方法。
在传统发动机中，燃料和氧化剂需在恒定体积下混合燃烧，这限制了燃烧的速率和效率。
而在富氧燃烧技术中，通过提供高纯度氧气来代替一部分氧化剂，可以实现更高的燃烧温度和更完全的燃烧，从而提高推力。
此外，富氧燃烧还减少了发动机所需的氧化剂储存量，降低了整体重量，进一步提升了发动机的性能。
二、燃烧室设计优化燃烧室是发动机中进行燃烧的核心部分，其结构和设计对燃烧效率和推力产生直接影响。
为了提高燃烧效率，我们可以采取以下几种优化方法。
1. 减小燃烧室的容积通过减小燃烧室的容积，可以增加燃烧室内气体的压力和温度，从而促进燃烧过程。
此外，减小容积还有利于减少燃烧室的质量和重量，提高整体发动机的性能。
2. 优化喷嘴形状燃烧室中的喷嘴形状对于燃烧室内气体的流动和喷射速度具有重要影响。
优化喷嘴形状可以使燃烧气体得到更好的加速和导向，提高推力效果。
例如，采用锥形喷嘴可以提高喷射速度和喷射效率。
3. 加入导向燃烧室导向燃烧室是一种辅助燃烧室，通过引导气体流动，促使燃烧过程更加充分。
导向燃烧室的设计和布局可以根据实际情况进行调整和优化，以达到最佳的燃烧效果。
三、燃料选择和混合优化燃料的选择和混合方式也对燃烧效率和推力产生影响。
不同的燃料有着不同的燃烧特性和能量释放速率，选择合适的燃料可以提高燃烧的速率和效率。
1. 高能量燃料选择高能量密度的燃料，如液体氢和液体氧等，可以提高燃烧过程中的能量释放速率，从而增加推力。
此外，高能量燃料还有助于减小燃料贮存量，提高发动机的整体性能。
2. 燃料混合优化通过优化燃料的混合方式和比例，可以实现更完全的燃烧和更高的燃烧效率。
航空航天工程专业火箭发动机参数优化设计方法探究
航空航天工程专业火箭发动机参数优化设计方法探究航空航天工程是现代科学技术的重要领域之一，而火箭发动机是航空航天领域的核心技术之一。
火箭发动机参数优化设计是提高发动机性能和效率的关键。
本文将探究航空航天工程专业火箭发动机参数优化设计的方法。
首先，火箭发动机参数优化设计的第一步是确定优化目标。
优化目标通常包括推力、燃烧效率、燃料消耗率等指标。
根据具体需求和应用场景，确定优化目标对于设计一个高性能的火箭发动机至关重要。
其次，确定设计变量。
设计变量指的是影响火箭发动机性能的各种参数，如燃烧室的形状、喷管的长度和直径、进气口的位置等。
在参数优化设计中，我们需要选择合适的设计变量，并对其范围进行限制。
通过合理选择设计变量，可以确保参数优化设计的有效性和可行性。
然后，选择适当的优化方法。
火箭发动机参数优化设计通常使用计算机仿真和数值优化的方法。
计算机仿真可以通过模拟发动机工作过程，预测不同设计参数下的性能表现。
数值优化则是通过数学算法搜索最优解，以实现优化目标。
目前常用的数值优化算法包括遗传算法、粒子群优化算法等。
根据具体情况，选择合适的优化方法能够提高优化效果。
在进行参数优化设计时，还需要考虑到多种约束条件。
约束条件可能包括物理、力学、安全等各方面的要求。
例如，燃烧室的温度不能超过材料能承受的极限，进气口的位置不能过于靠近火箭外壳等。
满足这些约束条件是确保设计的合理性和安全性的必要条件。
另外，建立合适的优化模型也是进行参数优化设计的关键步骤之一。
优化模型可以通过数学方程或计算机程序等形式进行描述。
模型的建立需要充分考虑到火箭发动机的物理特性和工作原理。
一个合理的优化模型可以准确地描述火箭发动机的性能和参数之间的关系，从而为后续的优化设计提供指导。
在进行参数优化设计时，对结果进行验证和分析也是必不可少的步骤。
通过对优化结果的验证和分析，可以评估设计方案的可行性和优劣程度。
根据验证和分析的结果，可以进行二次优化设计或调整设计参数，以迭代达到最佳设计方案。
火箭喷气推力调整与优化技术研究
火箭喷气推力调整与优化技术研究火箭喷气推力调整与优化技术研究随着科技的不断发展，火箭技术也在不断进步。
作为现代航天技术的重要组成部分，火箭喷气推力的调整与优化技术研究也变得越来越重要。
本文将从理论和实践两个方面，探讨火箭喷气推力调整与优化技术的研究进展和未来发展方向。
一、火箭喷气推力调整与优化技术的理论研究火箭喷气推力的调整与优化技术是基于火箭发动机的工作原理和性能特点而展开的研究。
在理论研究方面，主要包括以下几个方面：1. 火箭喷气推力的基本原理和计算方法火箭喷气推力是指火箭发动机所产生的推力大小。
在理论研究中，需要深入了解火箭发动机的工作原理和性能特点，以便准确计算出火箭喷气推力。
例如，在计算火箭喷气推力时，需要考虑到火箭发动机的喷嘴形状、燃料和氧化剂的比例、燃烧室压力等因素。
2. 火箭喷气推力调整和优化的数学模型为了更准确地预测和调整火箭喷气推力，需要建立数学模型。
这些模型可以基于实验数据或理论计算，以预测火箭喷气推力在不同工况下的变化情况，并进行优化调整。
例如，在设计火箭发动机时，可以利用数学模型来预测不同燃料和氧化剂比例下的最佳喷嘴形状和尺寸，以实现最佳的推力效果。
3. 火箭喷气推力控制与调节技术火箭喷气推力控制与调节技术是指通过控制火箭发动机的工作状态，来实现对火箭喷气推力大小和方向的调节。
这需要对火箭发动机的工作原理和性能特点有深入了解，并采用先进的电子控制技术和传感器技术。
例如，在航天任务中，需要对火箭喷气推力进行实时监测和调整，以确保火箭能够按照预定轨道飞行。
二、火箭喷气推力调整与优化技术的实践应用除了理论研究外，火箭喷气推力调整与优化技术还有着广泛的实践应用。
这些应用主要包括以下几个方面：1. 火箭发动机设计和制造在火箭发动机设计和制造过程中，需要充分考虑火箭喷气推力的大小和方向对航天任务的影响。
利用先进的数学模型和实验数据，可以优化设计火箭发动机的参数，以提高其推力效果和可靠性。
航空航天中的火箭发动机设计与性能优化
航空航天中的火箭发动机设计与性能优化航空航天领域中的火箭发动机设计与性能优化是一个关键性的课题，它直接影响着航天器的推进力、工作效率和可靠性。
随着科学技术的不断进步，航天工程师们在火箭发动机设计与性能优化方面取得了重大突破，不断提高火箭的发射能力和可靠性。
火箭发动机设计的基本原理是根据燃烧室内的燃料与氧化剂的燃烧反应，产生高温高压气体，经过喷管的扩张作用，将气体排出，从而产生巨大的推力。
在设计过程中，航天工程师需要考虑多个因素，包括推力、燃烧效率、冷却等。
首先，推力是火箭发动机设计中最重要的性能指标之一。
推力直接决定了火箭的加速能力和负载能力。
为了提高推力，航天工程师们通常采用增加燃料流量、增大燃烧室压力等方法。
此外，通过喷管的几何形状设计，如锥形喷管、抛物线喷管等，也可以提高推力。
其次，燃烧效率是另一个重要的性能指标。
燃烧室内的燃料与氧化剂的燃烧反应需要充分利用能量，以提高能源利用率。
航天工程师们通过调整燃料与氧化剂的配比、改进燃烧室的结构以及使用高效的燃料，来提高燃烧效率。
此外，火箭发动机的冷却也是设计中需要考虑的因素之一。
燃烧室内的温度非常高，需要通过冷却系统来保护发动机结构的完整性。
航天工程师通常采用液体冷却剂或者喷洒冷却剂的方法，将燃烧室表面的热量带走，以保证发动机的正常工作。
除了发动机设计的方面，性能优化也是航天工程师们需要重视的问题。
火箭发动机的性能优化包括降低发动机重量、提高燃料效率、减少排放等。
航天工程师们通过材料的选择、结构的优化以及燃料的改良等措施，来实现性能的持续改进。
综上所述，航空航天中的火箭发动机设计与性能优化是一个综合考量多个因素的复杂任务。
推力、燃烧效率和冷却是设计中需要重点关注的指标。
性能优化则需要航天工程师们不断进行创新和改进，以满足日益复杂的航天任务需求。
随着科学技术的不断发展，相信火箭发动机的设计与性能优化将取得更大的突破，为人类探索宇宙提供更加可靠的动力。
航空航天工程中火箭发射系统结构优化战略
航空航天工程中火箭发射系统结构优化战略在航空航天工程领域中，火箭发射系统结构的优化是至关重要的一项任务。
通过对火箭发射系统的结构进行优化，可以提高火箭的运载能力、降低生产成本、提高可靠性及安全性等方面的综合性能，从而推动航空航天工程的发展。
本文将就火箭发射系统结构优化的战略进行探讨。
首先，火箭发射系统的结构优化需要考虑整体性能的提升。
火箭发射系统主要包括发动机、助推器、燃料储存等各个组成部分。
在结构优化的过程中，需要对每个部分进行全面的分析和评估，寻找潜在的问题和改进的空间。
例如，可以通过减少结构重量，提高推力重比来提高火箭的运载能力；通过优化燃料储存系统，提高燃料利用率，降低火箭的燃料消耗量。
综合考虑各个方面的因素，寻找最佳的结构设计。
其次，火箭发射系统的结构优化还需要考虑飞行动力学性能的要求。
火箭的飞行过程是一个高度复杂的动力学系统，需要满足一系列的飞行参数要求，如飞行稳定性、姿态控制、操纵性等。
在结构设计的过程中，需要考虑这些参数的影响因素，合理设计火箭的结构分布和附件布置，以提高火箭的控制能力和稳定性。
例如，可以通过优化火箭的布置方案，降低空气动力学的干扰，提高飞行稳定性；通过增加姿控设备的数量和布局，提高火箭的操纵性能。
再次，火箭发射系统的结构优化还需要考虑工艺制造和维修的可行性。
火箭发射系统的结构设计需要满足一系列的工艺制造要求和维修要求，以确保火箭的可靠性和安全性。
在结构设计过程中，需要考虑材料的可用性、加工工艺的可行性、维修设备和工具的可行性等因素，合理设计火箭的结构形状和连接方式，以方便制造和维修。
例如，可以使用现有的材料和加工工艺来满足结构的需求；可以设计可拆卸结构，方便对火箭进行维修和更换。
最后，火箭发射系统的结构优化还需要考虑成本效益的因素。
在火箭发射系统的结构设计中，需要综合考虑成本与性能之间的平衡，尽量降低生产和运营成本，提高整体效益。
可以通过使用新材料和新工艺来降低结构成本；可以通过优化结构设计，降低结构重量，从而减少燃料消耗和运载成本。
航空航天工程师的航空航天器性能优化的策略与技巧
航空航天工程师的航空航天器性能优化的策略与技巧航空航天工程师在设计和开发航空航天器时，性能优化是至关重要的一项任务。
性能优化旨在提高飞行器的性能和效率，使其更安全、更经济、更环保。
本文将介绍航空航天工程师在航空航天器性能优化过程中应采取的策略与技巧。
一、性能参数分析与目标设定在开始性能优化之前，航空航天工程师需要对航空航天器的性能参数进行详细分析，并设定性能优化的目标。
性能参数包括但不限于飞行速度、升力、推力、阻力、燃油消耗等。
设定明确的性能优化目标有助于指导后续的工作，并确保优化过程的有效性。
二、综合设计优化在航空航天器的设计过程中，综合设计优化是提高性能的重要环节。
通过应用数值模拟与计算工具，航空航天工程师可以针对不同的设计变量进行多次迭代优化，以达到最佳性能。
这一过程需要充分考虑航空航天器的气动特性、结构强度、重量等因素，并通过对设计参数的分析和优化，找到最佳的组合方案。
三、先进材料与技术应用航空航天工程师需要密切关注先进材料与技术的发展，并将其应用到航空航天器的设计中。
例如，使用轻量化材料可以降低航空航天器的重量，提高其性能和燃油效率。
此外，航空航天工程师还可以利用先进的控制技术，如自适应控制和智能控制，提高航空航天器的操控性和稳定性。
四、优化燃料效率航空航天工程师应致力于优化航空航天器的燃料效率，以减少对能源的依赖并降低环境污染。
为此，可以采用多种策略和技术。
例如，优化发动机设计以提高燃烧效率和推力；改进空气动力学设计以减少飞行阻力；采用燃料经济性更好的燃料类型；应用节能技术等。
通过这些措施，航空航天器的燃料效率将得到有效提升。
五、系统集成与优化在性能优化过程中，航空航天工程师需要对整个航空航天器系统进行综合考虑与优化。
航空航天器各个子系统之间的互联与相互作用将对整体性能产生影响。
因此，航空航天工程师需要在设计、制造和测试阶段，从系统集成的角度出发，对航空航天器进行全面优化，以实现最佳性能。
火箭引射模态下一次火箭流量优化方法研究_吕翔
第33卷第6期 固体火箭技术J o u r n a l o f S o l i d R o c k e t T e c h n o l o g yV o l.33N o.62010火箭引射模态下一次火箭流量优化方法研究①吕 翔,刘佩进,何国强,刘 洋(西北工业大学燃烧、流动和热结构国家级重点实验室,西安 710072) 摘要:对火箭基组合循环(R B C C)发动机火箭引射模态下一次火箭流量优化方法开展了研究,并对飞行条件下一次火箭流量的变化规律进行了分析。
提出了采用有效比冲作为优化目标的一次火箭流量单目标优化模型;建立了求解与一次火箭流量相匹配的二次燃料流量的比例控制方法;在考虑发动机性能优化与弹道分析耦合作用的基础上,采用试验设计和遗传算法,建立了火箭引射模态下一次火箭流量优化方法。
针对空中载机发射的R B C C发动机,开展了火箭引射模态下一次火箭流量优化,并根据弹道分析结果,给出了飞行条件下一次火箭流量变化规律。
结果表明,为了克服飞行过程中声障阻力,一次火箭流量在M a=1.0附近达到最大,此时对发动机提出较高的推力设计要求;在M a=1.5附近,来流空气的冲压作用占主导地位,一次火箭流量出现较大程度的节流,此时对发动机提出较高的比冲设计要求;超过M a=1.5后,一次火箭以较小的流量状态维持稳定工作;火箭引射模态下一次火箭流量调节比达到了5.0。
关键词:火箭基组合循环;火箭引射模态;一次火箭;优化;遗传算法中图分类号:V430 文献标识码:A 文章编号:1006-2793(2010)06-0631-05O p t i m i z a t i o n m e t h o d f o r p r i m a r y r o c k e t m a s sf l o wr a t e i nr o c k e t e j e c t o r m o d eL VX i a n g,L I UP e i-j i n,H EG u o-q i a n g,L I UY a n g(N a t i o n a l K e y L a b o f C o m b u s t i o n,F l o wa n dT h e r m o-S t r u c t u r e,N o r t h w e s t e r nP o l y t e c h n i c a l U n i v e r s i t y,X i'a n 710072,C h i n a)A b s t r a c t:O p t i m i z a t i o nm e t h o d o f p r i m a r y r o c k e t m a s s f l o wr a t e w a s s t u d i e df o r r o c k e t b a s e dc o m b i n e d c y c l e(RBC C)i n r o c k e te j e c t o r m o d e,a n d t h e m a s sf l o wr a t e v a r i a t i o n i n v e s t ig a t e da l o n g th e f li g h t t r aj e c t o r y.A n o p t i m i z a t i o n m o d e l f o r p r i m a r y r o ck e t m a s sf l o wr a t e w a s p r o p o s e db y a d o p t i n gt h ee f f e c t i v es p e c i f i c i m p u l s ea s t h e s i ng l e o p t i m i z a t i o no b j e c t i v e i nr o c k e t e j e c t o r m o d e.Th e p r o p o r ti o n-c o n t r o l m e t h o d w a s e s t a b l i s h e df o r s o l v i n g s e c o n d a r y f u l e m a s s f l o wr a t e,w h i c hm a t c h e s t h ep r i m a r y r o c k e t m a s s f l o w r a t e.B a s e do n t h e e x p e r i m e n t d e s i g n a n d g e n e t i c a l g o r i t h m m e t h o d o l o g y,o p t i m i z a t i o nm e t h o d f o r p r i m a r y r o c k e t m a s s f l o wr a t e i n r o c k e t ej e c t o r m o d e w a s e s t a b l i s h e di nc o n s i d e r i n g t h ec o u p l e r e l a t i o n s h i pb e t w e e np e r f o r m a n c eo p t i m i z a t i o na n dt r a j e c t o r y s i m u l a-t i o n.O p t i m i z a t i o n o f p r i m a r y r o ck e t m a s s fl o wr a t e i nr o c k e t e j e c t o rm o d e w a s in v e s t i g a t e d fo r a i r-l a u n c h i n g R B C Cv e h i c l e t op r o-v i d e t h e v a r i a b l e m a s s f l o wr a t e i n t h e f l i g h t o p e r a t i o n.I t s h o w s t h a t t h e p r i m a r y r o c k e t m a s s f l o wr a t e r e a c h e s t h e p e a kf o r o v e r c o-m i n g t h e s o u n d b a r r i e r,w h i c hb r i n g s a b o u t m u c hh i g h e r d e s i g n r eq u ir e m e n t f o r t h r us t;T h e p r i m a r y r o c k et m a s s f l o wr a t e b e g i n s t o t h r o t t l e f o r t h e d o m i n a t i o no f r a m e f f e c t o v e r e j e c t i o ne f f e c t,w h i c hb r i n g s a b ou t m u c hh i g h e r d e s i g nr e q u i r e m e n t f o r s p e c i f i c i m-p u l s e;t h e p r i m a r y r o c k e t m a i n t a i n s a l o wl ev e l o f m a s s f l o wr a t e f o r s t a b l e o p e r a t i o na b o v e M a=1.5.T h e r e g u l a t i n g r a t i o o f p r i m a r y r o c k e t m a s s f l o wr a t e r e a c h e s5.0i n r o c k e t e j e c t o r m o d e.K e yw o r d s:r o c k e t b a s e dc o m b i n e d c y c l e;r o c k e t e j e c t o r m o d e;p r i m a r y r o c k e t;o p t i m i z a t i o n;g e n e t i c a l g o r i t h m0 引言为了保证较高的空气捕获量及良好的发动机性能,火箭基组合循环(R o c k e t B a s e dC o m b i n e dC y c l e, R B C C)发动机在火箭引射模态下,采用一次火箭对来流空气进行引射增压。
固体火箭冲压发动机流量调节算法研究
固体火箭冲压发动机流量调节算法研究发布时间：2022-01-13T08:33:28.373Z 来源：《科学与技术》2021年29期作者：于春宏[导读] 本文对燃气流量调节系统的构成与技术原理进行分析，在创建调节系统控制模型，利用经典控制理论对该系统进行PID控制器设计，采用特定参数下的系统模型进行仿真分析于春宏国营长虹机械厂广西桂林 541003摘要：本文对燃气流量调节系统的构成与技术原理进行分析，在创建调节系统控制模型，利用经典控制理论对该系统进行PID控制器设计，采用特定参数下的系统模型进行仿真分析。
根据仿真结果可知，本文设计的PID控制器与控制器设计要求充分符合，将其应用到实际工作中，可灵活调节燃气流量，取得最佳应用效果。
关键词：固体火箭发动机；燃气流量；调节系统引言：固体火箭冲压发动机的成功研发使战术导弹性能提升、风险降低成为可能，且燃气发生器出口流量的控制方式成为主要研究内容。
为了充分提高发动机最优性能，应有效控制燃气流量，使其获得燃气流量的调节特性，通过灵活控制流量阀，提高调节系统的整体性能。
在计算流体力学的飞速发展下，数值模拟在导弹推进系统研发中的应用更加广泛，为流量控制阀动态响应分析与试验打好基础。
1燃气流量调节系统1.1系统构成该系统作为固冲发动机的关键内容，主要作用是根据导弹飞行状态参数，对发动机流量进行适当调整。
当所需燃气流量与实际燃气量产生差异时，系统可根据控制指令，将燃气流量调整到目标值。
该系统主要包括流量调节机构、燃气发生器两个部门，前者还带有控制器、流量调节阀与传动机构。
电机传动占用面积较小，性能较为可靠，以导弹中现有电能为动力，与液压和气压两种类型相比优势更加显著。
流量调节阀的主要作用在于燃气流量调节，包括针阀、滑环阀、柱塞滑阀等等。
对于不同阀门构型来说，其特点不尽相同，应结合实际情况优先选择抗高温、抗烧蚀的阀门。
在本文设计的流量调节机构中，采用电机传动与柱塞滑阀，使系统整体性能极大提升。
一次火箭参数对RBCC引射模态性能的影响
一次火箭参数对RBCC引射模态性能的影响
王国辉;何国强;蔡体敏
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2003(24)3
【摘要】应用经过校验的三维湍流有限体积数值算法,对引射模态下RBCC模型不同一次引射火箭结构和工作参数条件下的多种工作状态进行了模拟。
结果发现:提高一次火箭燃烧室工作压强,二次流量增加,系统推力增加,混合效果增强;一次火箭喷管形状直接影响引射掺混效果,但在保证足够一次流量的前提下,方形管道中可以使用锥形一次喷管,不会带来性能上的较大差异;一次火箭喷管数目增加,掺混质量提高;一次喷管扩张半角的改变不会影响二次引入流量,但会影响掺混效果和一次火箭自身推力;一次喷管面积膨胀比的变化,不会影响二次引入流量,但会改变混合效果。
【总页数】4页(P204-207)
【关键词】复合式发动机;引射模态;性能分析
【作者】王国辉;何国强;蔡体敏
【作者单位】西北工业大学航天工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】V438
【相关文献】
1.火箭引射模态下主火箭总压与RBCC发动机的匹配性 [J], 吕翔;郑思行;何国强;刘佩进
2.构型及二次燃烧对RBCC引射模态推力性能的影响 [J], 黄生洪;何洪庆;何国强;徐胜利
3.不同混合室构型RBCC引射模态性能分析 [J], 陈慧杰;安佳宁
4.RBCC引射火箭模态二次燃烧实验 [J], 刘佩进;何国强;李宇飞
5.RBCC火箭引射模态热力壅塞研究 [J], 吕翔;何国强;刘佩进;李宇飞
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固体火箭发动机参数调整的优化方法
固体火箭发动机参数调整的优化方法此论文介绍不同应用中固体火箭发动机参数调整的优化方法，并探讨如何有效地使用这些方法来提升发射性能。
摘要：本文旨在探讨多种应用场景下固体火箭发动机参数调整的优化方法，以提高发射性能。
我们首先介绍了固体火箭发动机的内部结构，然后详细分析了喷口参数，燃料外形参数，燃料厚度参数，阀门参数，再火衬参数和助燃剂参数等的调整方法，并且着重介绍了计算流体力学（CFD）在优化上的作用。
对实际应用进行了实验验证，得出了临界流速，压力，温度等性能指标的改善结果，以及有效的发动机运行参数。
最后，本文给出了一些有关未来发动机优化方法的建议和展望。
关键词：固体火箭发动机，参数调整，优化方法，CFD，发动机性能指标。
固体火箭发动机是当今航天技术应用的重要部分，它们可以用于数千米至数万米的高空射出任务、微型航空器、船舶和军事任务等。
因此，固体火箭发动机的参数调整和发动机性能优化非常重要。
固体火箭发动机调整的优化方法主要包括喷口参数优化、燃料外型参数优化、燃料厚度参数优化、阀门参数优化、再火衬参数优化、发动机助燃剂参数优化等。
来实现发动机性能优化，需要综合考虑以上各项参数调整方法。
其中，CFD，即计算流体力学，是一种重要的数值模拟方法，可以提供丰富的参数，帮助实现固体火箭发动机的高效优化。
利用CFD进行精细地参数调整，可以改善发动机的压力、临界流速和温度等性能指标，有效提升发动机运行效率。
实验证明，利用CFD方法进行参数调整可以使得固体火箭发动机的冲量增加10%以上，燃烧压力减少公斤级以上，燃烧温度改善数百℃以上。
另外，利用CFD可以准确地优化固体火箭发动机喷口参数，从而达到更好的发射性能。
通过对各参数的精准分析，可以使喷口的形状趋于理想的气流场，进而改善发动机的喷射效率。
此外，利用CFD技术还可以优化发动机的燃料外形参数、燃料厚度参数，使其更适合燃烧性能的要求，从而提高发射性能。
最后，CFD还可以用于发动机阀门参数优化，可以帮助实现发动机阀门的准确开关，以便达到良好的发射效果。
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６３ｌ 一
２１ ０ ０年 １ ２月
固体火箭技术
第３ ３卷
提 升发动 机性能具 有重要 意义 。
在一 次火箭 流量 变 化 规律 研 究 方 面 ， 内外 研 究 国 人 员对一 次火箭 流量与 发动机 的匹配 性及 一 次火箭 流 次火箭 流量变 化 对 发动 机 引射 性 能 、 力性 能和 比 推
阻力 ， 次 火 箭 流 量在 Ｍａ＝１０ 附近 达 到 最 大 ， 时 对 发 动 机 提 出较 高的 推 力 设 计 要 求 ； Ｍａ＝１５ 附近 ， 一 ． 此 在 ． 来流 空 气 的 冲 压 作 用 占主 导 地 位 ， 次 火 箭 流 量 出现 较 大 程度 的 节 流 ， 时 对 发 动机 提 出 较 高 的 比 冲 设 计 要 求 ； 过 Ｍａ＝１５后 ， 次 一 此 超 ． 一 火箭 以较 小的 流 量 状 态维 持 稳 定 工 作 ； 箭 引射 模 态 下 一 次 火 箭 流 量调 节 比 达 到 了 ５ ０ 火 ．。 关 键 词 ：火 箭基 组合 循 环 ；火箭 引射 模 态 ； 次 火箭 ； 化 ； 传 算 法 一 优 遗 中图 分 类 号 ： ４０ Ｖ ３ 文献 标 识 码 ： Ａ 文 章 编 号 ：０ ６２ ９ （０ ０ ０ －６ ｌ ５ １０ － ３ ２ １ ）６０ ３ － ７ ０
箭流量的变化 规律 进行 了分析。提 出了采用有 效比冲作 为优 化 目标的 一次 火箭 流量单 目标优 化模 型 ； 立 了求解与一 次 建 火箭流量相 匹配的二次燃料 流量的比例控 制方法； 在考虑发动机性能优化 与弹道 分析耦 合作用的基础上 ， 用试验设计和 采 遗传 算法 ， 建立 了火箭 引射模 态下一 次火箭流量优化方法。针对 空中载机发射 的 Ｒ Ｃ Ｂ Ｃ发动机 ， 开展 了火箭 引射模 态下一 次火箭流量优化 ， 并根据弹道分析结果 ， 出了飞行条件 下一 次火箭流 量变化规律 。结果表 明， 了克服 飞行过程 中声障 给 为
ｅ ｃ ｒ ｏ ｅ ａ ｄ ｔ ａｓｆ ｗ ｒｔ ｖ ｒ ｔ ｎｉ ｅ ｔ ａ ｄａｏ ｇｔ ｉ ｔｒ ｅ ｔ ｙ Ａ ｐｉ ｉ ｔ ｎｍ ｄ ｌ ｒ ｒ ａｙ ｏ ｋ ｔ ａ ｓ ｊ ｔ ｄ ， ｎ ｅｍ ｓ ｌ ｅ ａ ａ ｏ ｖ ｓ ｇ ｔ ｌ ｅｆｇ ａ ｃ ｒ ． ｎｏ ｔ ｚ ｉ ｏ ｅ ｆ ｉ ｒ ｒｃ ｅ ｍ ｓ ｅｏｍ ｈ ｏ ａ ｉ ｉ ｎ ｉ ｅ ｎ ｈ ｌ ｈ ｔｊ ｏ ｍ ａｏ ｐｍ ｏ ｆ ｗ ｒｔ ｗ ｓｐｏ ｏ ｅ ｙａ ｏ ｔ ｇ ｔｅｅ ｅ ｔ ｅ ｓ ｅｉｃ ｉ ｐ ｌ Ｓ ｔｅｓ ｇ ｐｉ ｚ ｔ ｎ ｏ ｊｃｉ ｎ ｒ ｋ ｔ ｊｃ ｒｍ ｄ ．Ｔ ｅ ｌ ｅ ａ ｒｐ ｓｄｂ ｄ ｐｉ ｆ ｃ ｖ ｐ ｃｆ ｍ ｕｓ Ｏ ｉ ｌ ｏ ｔ ａｉ ｂｅ ｔ ｅｉ ｏ ｅ ｅ ｔ ｏ ｅ ｈ ｏ ａ ｎ ｈ ｆ ｉ ｉ ｅ ｈ ｎ ｅ ｍｉ ｏ ｖ ｃ ｅｏ
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吕 翔， 刘佩进 ， 国强 ， 何 刘 洋
７０７ ） １０ ２ （ 北 工业 大 学 燃 烧 、 动 和 热 结 构 国 家 级 重 点 实 验 室 ， 西 流 西安
摘 要 ： 火箭 基 组 合 循 环 （ Ｂ Ｃ 发 动 机 火箭 引 射模 态下 一 次 火箭 流 量 优 化 方 法 开 展 了研 究 ， 对 飞 行 条件 下 一 次 火 对 ＲＣ ） 并
（ ａｏａ Ｋ ｙｌｂｏ ｏ ｂ ｓｏ ，Ｆｏ ｎ ｈｒ ｏＳｒｃｕｅ ｏｔｗ ｓ ｒ Ｐ ｌ ｅｈ ｉａ Ｕ ｉ ｒｔ， ｉｎ ７０ ７ ，Ｃ ｉａ Ｎ ｔ ｎｌ ｅ ｆ ｍ ｕｔ ｎ ｌｗａｄＴ ｅｍ —ｔ ｔｒ，Ｎ ｒ ｅｔ ｎ ｏ ｔｃｎｃ ｎｖ ｓ ｙ Ｘ ｈ １０ ２ ｈｎ ） ｉ ａ Ｃ ｉ ｕ ｈ ｅ ｙ ｌ ｅｉ
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高 ， 流空气 总 压逐 渐增 大 ， 来 引射增 压 所需 的一次 火箭 流量将 逐渐 降低 。 因此 ， 得 与 飞 行 状 态 相 匹 配 的一 获
次火箭 流量 变化 规律 ， 开展 Ｒ Ｃ 对 Ｂ Ｃ发动 机设 计 优化 、
Ｒ Ｃ 发动 机在 火 箭 引射 模 态 下 ， 用 一 次火 箭 对 来 Ｂ Ｃ） 采
ｔｒｔｅｆ ｅｄ ｍ ｎ ｔ ｎ ｏ ｒｍ ｅｆ ｔ ｖｒｅ ｃｉ ｆ ｃ，ｗ ｉ ｒ ｇ ｂ ｕ ｍ ｃ ｉｈ ｒｄ ｓ ｎ ｒｑ ｉ ｍ ｎ ｆｒ ｐ ｃ ｃ ｉ — ｈｏ ｌ ｏ ｔ ｏ ｉａ ｏ ｆ ａ ｆ ｃ ｏ ｅ ｊ ｔ ｎ ｅ ｅｔ ｈ ｈ ｂ ｎ ｓａ ｏ ｔ ｕ ｈ ｈｇ ｅ ｅｉ ｅ ｕｒ ｅ ｔ ｅ ｉ ｍ ｔ ｒ ｈ ｉ ｅ ｅ ｏ ｆ ｃ ｉ ｇ ｅ ｓ ｆ ｏ ｉ
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时， 由于来 流空 气 总压较 低 ， 发动 机需 较 大 的一 次火箭 ０ 引言 为 了保 证 较 高 的 空 气 捕 获 量 及 良好 的发 动 机 性 流量 ， 以保 证 较 高 的 空 气 引 射 量 ； 随着 飞行 马赫 数 提 能 ， 箭 基 组 合 循 环 （ ｏｋｔＢ ｓｄ Ｃ ｍ ｉｅ ｙｌ ， 火 Ｒ ｃ ｅ ａｅ ｏ ｂｎ ｄ Ｃ ｃ ｅ
式 中 Ｄ为 飞行器 阻力 ； Ｆ为发动 机推力 。 推进 剂质 量最小 是常用 的飞行 器 总体优 化 目标之
一
。
根据 式 （ ） 知 ， 任 意 弹道 实现 推进 剂 质 量 消 １可 对
固 体 火 箭 技 术
第３ ３卷第 ６期
Ｊ ｕ ｎ ｌ ｆＳ ｌ ｏ ｋ ｔ Ｉ ｅ ｎ ｌｇ ｏ ｒ ａ ｏ ｏｉ Ｒ ｃ ｅ ＇ ｈ ｏｏ ｙ ｄ ｅ
Ｖ ｌ３ ｏ ６２ １ ｏＪ ３ Ｎ ． Ｏ ０
火 箭 引射 模 态 下 一次 火 箭 流 量 优 化 方 法 研 究①
流空 气进行 引 射增 压 。在 飞行 过 程 中 ， 次 火 箭 流 量 一 将 随 飞行 状 态 的 变 化 而发 生 改变 。低 马 赫 数 飞 行
①
收 稿 日期 ：０９１ －５ 修 回 日期 ：０ ００ － 。 ２ ０ —１ ； ０ ２ １－ ０ ４ ５ห้องสมุดไป่ตู้作者简 介： 吕翔 （９ ９ ） 男 ， 士 后 ， 要 研 究 航 空 宇 航 推 进 理 论 与 工 程 。Ｅ ｍａ ： ｘ ｎ １７ 一 ， 博 主 － ｉ ｌ ｉ ｇ＠ ｎ ｐ ．ｄ ．ｎ ｌｖａ ｗ ｕ ｅｕ ｃ