舰载蒸汽弹射内弹道设计计算
蒸汽弹射内弹道数学模型
蒸汽弹射内弹道数学模型
白建成
【期刊名称】《中国造船》
【年(卷),期】2001(042)003
【摘要】本文建立了蒸汽弹射动力装置弹射内弹道数学模型;证明能量方程中进入工作室的总能量应是贮箱中水蒸汽的焓;针对该动力装置涉及变质量气体做功和水蒸汽为实际气体等复杂问题,提出了编制程序利用计算机查水蒸汽表进行数值计算求解内弹道方程组。
【总页数】4页(P99-102)
【作者】白建成
【作者单位】船舶系统工程部
【正文语种】中文
【中图分类】U647.7
【相关文献】
1.燃气蒸汽式弹射内弹道研究 [J], 颜凤;史少岩;姜毅
2.舰载蒸汽弹射内弹道设计计算 [J], 陈庆贵;齐强;林琨山;周红梅
3.喷水孔数量对燃气-蒸汽弹射内弹道的影响 [J], 胡晓磊;孙船斌;李仁凤;刘庆运;谢能刚
4.高压空气弹射器内弹道弹射性能优化设计 [J], 谢磊;高钦和;邵亚军
5.喷水对燃气-蒸汽弹射内弹道影响数值研究 [J], 杨琦;郭佳肄;胡晓磊
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舰载蒸汽弹射内弹道设计计算
I tro al t ein a d c mp tt n frt ese m eet go a r rpa e n eirb ls cd s n o u ai o h ta jci f r i ln ii g o n c e
C N Q n —u IQ a g ,L N Ku —h n HE ig g i,Q in I n s a ,Z HOU Ho g me n— i ( . v lAeo a t a n t n uia ies y Ya ti 6 0 , hn ; 1 Na a rn ui la dAsr a t l v ri , na 4 0 C ia c o c Un t 2 1
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蒸汽从 储 汽罐 经发 射 阀流入 汽缸 , 其蒸 汽量 按下
式计 算 :
[ ( 1一P )一c 。 f h l1 f R T。 ] 式 中 :。 l 为初 始容 积 当量长 度 ; 日为水 的汽 化潜 热 ; △
” 过 热 蒸 汽 的 比容 ; 为 能 量 系 数 ; 为水 的 比 为 C 式 中 : 为流量 系数 ; a为与 流动 有关 的无 因 此系数 :
第3 4卷 第 6期
2 1 0 2年 6 月
舰
船
科
学
技
术
Vo . 4, No. 13 6
SHI SCI P ENCE AND TECHNOL OGY
Jn u .,2 2 01
舰载蒸汽弹射 内弹 道设 计计 算
陈庆 贵 ,齐 强 ,林 琨 山 ,周 红梅
(. 1 海军航 空 工程 学 院 ,山 东 烟 台 2 4 0 ; . 6 0 1 2 中国人 民解放 军 9 6 4部 队 ,山 东 龙 口 2 5 0 ) 10 6 7 0
原创干货:用数据和计算带你深入了解航母蒸汽弹射器
原创干货:用数据和计算带你深入了解航母蒸汽弹射器美国的航母蒸汽弹射器技术是世界无国家能敌的,完整的掌握设计、生产、使用技术的国家。
美国的航母弹射器也经历了几代的发展进步,在现代航母中使用的就有C-7、C-11、C-11-1、C-13、C-13-1、C-13-2多种蒸汽弹射器。
具体使用情况:CV43珊瑚海(安装3套C-11-1弹射器)CV60萨拉托加(安装2套C-11 2套C-7弹射器)CV61漫游者(安装4套C-7弹射器)CV62独立(安装4套C-13弹射器)CV63小鹰(安装4套C-13弹射器)CV64星座(安装4套C-13弹射器)CVN65企业(安装4套C-13-1弹射器)CV66美国(安装3套C-13 1套C-13-1弹射器)CV67肯尼迪(安装3套C-13 1套C-13-1弹射器)CVN68尼米兹(安装4套C-13-1弹射器)CVN69艾森豪威尔(安装4套C-13-1弹射器)CVN70卡尔文森(安装4套C-13-1弹射器)CVN71罗斯福(安装4套C-13-1弹射器)CVN72林肯(安装4套C-13-2弹射器)CVN73华盛顿(安装4套C-13-2弹射器)CVN74斯坦尼斯(安装4套C-13-2弹射器)CVN75杜鲁门(安装4套C-13-2弹射器)CVN76里根(安装4套C-13-2弹射器)CVNX-77布什(能够安装4套C-13-2,但此航母作为承上启下的航母并未全部安装舒张弹射器,还安装有电磁弹射器(数量不详),为未来美国航母(福特)积累经验的实验平台,即为CVNX级航母的“过渡型”航母。
)希望帮助大家了解美国蒸汽弹射器的基本现状,认识我们的差距。
在经济、技术、人才、防务需求已经具备了条件情况下,歼15的弹射型不容质疑,中国的蒸汽弹射器也呼之欲出。
虽然有可能跨越发展,一步到电磁弹射。
本人在这方面十分有兴趣,除了收集、加工、分析、整理系统信息、碎片信息和“垃圾”信息外,下了一些功夫,设计了汽弹射器技术验证平台(机)CAD原理图和初步计算稿。
3 现代内弹道--基础--燃气蒸气弹射(课程4)
非平衡状态
发射过程中伴随的流动、水的相态转变等使系统处于非平 衡状态 准平衡状态 将每一次考察的状态(每个时间点上),近似认为系统处 于平衡状态或相对平衡状态只有微小变化
发射筒内气体动能和势能较小,可忽略
4. 内弹道方程
基本方程
质量平衡方程(流量方程) 能量平衡方程******
理想混合气体(低压状态)
道尔顿分压定律
p ni R0T / V ni Ri M iT / V mi RT i /V
i mi / V ;
p pi
pi i RT i
理想气体混合物中某一组分B的分压等于该组分单独存在于混合气体的T、 V时产生的压力。 而理想气体混合物的总压等于各组分单独存在于混合气体的T、V时产生的 压力总和 道尔顿定律
求x,利用阿马加定律和水蒸汽状态方程的简化形式有:
这里ps表示饱和蒸汽压,与混合工质压强相同
4. 内弹道方程
连续注水四阶段模型
4)预加水过热,连续注水过热阶段
U mg cvgT macvaT (my mw )uv (T , p)
连续注水三阶段模型
预加水加热/汽化/过热,连续注水过热阶段
弹体运动方程(与燃气弹射时运动方程相似)
发射筒内能变化 = 加入物质能量--对外做功
dU dH in dW dt dt dt dH in dmw dmr c pgT1 uw0 ; dt dt dt
dW dV p pSv dt dt
讨论7
下标g表示燃气,a表示空气,y表示预加水,w表示连续注入水
1)水的加热阶段
下标g表示燃气,a表示空气,y表示预加水
U mg cvgT macvaT myul (T )
C-13系列蒸汽弹射器数据及结构
C-13系列蒸汽弹射器数据及结构C-13系列蒸汽弹射器数据及结构项目型号C-13-0C-13-1C-13-2Power stroke/ft(弹射行程)249-10"309-83/4"306-9"blTrack length/ft (轨道行程)264-10"324-10"324-10"shuttle&piston/lb (牵引器及活塞)635063506350cylinder bore/in(汽缸内径)181821power stroke/ft3(弹射容积)91011481527(摘自美海军航空兵技术兵种培训资料)c-13-1:全长:100m动力冲程:84.5m蒸汽压力:61kg/cm2速度上限:22.7ton/148kn(273.8km/h)重量上限:33.75ton/108kn(199.8km/h)c-13-2:冲程:93.64m轨道长:99.13m活塞加牵引器:2883kg气缸直径:533.4mm冲程总容积:43239L输出动能:134MJ(兆焦)最大过载:<5g弹射周期:45s再弹间隔:60弹射末速:165kn(305km/h)(以F/A-18E/F最大起飞重量29.8ton为例(摘自国内一些论文)蒸汽弹射系统组成结构:Steam System蒸汽系统Launching Engine System弹射系统Lubrication System润滑系统Bridle Tensioning System预力系统Hydraulic System液压系统Retraction Engine System归位系统Drive System驱动系统Catapult Control System控制系统起动系统:开缝汽缸/开口活塞筒体、活塞环、引出牵引部分、U 型密封条、导气管、模度气动阀门、排气阀、安全阀、测距仪、压力传感器、密封刀、缓冲器Launch Valve Assembly弹射阀组Thrust/Exhaust Unit导气管Launch Valve Control Valve弹射阀控制阀Exhaust Valve Assembly排气阀组Pressure-Breaking Orifice Elbow Assembly压力,破坏,孔,弯头,组Keeper ValveLaunch Valve Hydraulic Lock valve Panel AssemblyExhaust Valve Hydraulic Lock ValveLaunching Engine Cylinders开口汽缸Cylinder Covers弹射槽盖Sealing Strip密封条Sealing Strip Tensioner Installation密封条压紧机构Sealing Strip Anchor and GuideLaunching Engine Pistons起动活塞Shuttle Assembly牵引器组Water Break Installation水刹Water break Piping and Pressure Switch Installation水剎管道及压力转换器Steam Cutoff Switch Installation蒸汽截止开关弹射系统:弹射槽盖/甲板轨道、动力弹射汽缸、汽缸缝盖和密封条、飞机牵引器、推进活塞、速度感应器、水刹器蒸汽系统:蒸汽蓄压器/储气罐、蒸汽注入阀门、弹射阀门、排放阀门、减压曲管、蒸汽管道归位系统:液压发动机、滑轮钢缆系统、归位牵引器液压系统:液压泵、排放泵、液压泵、液压管道和阀门、蓄压器预力系留系统:张力瓶和活塞、电控气压阀润滑系统:润滑油缸、润滑油泵、电控油阀、流量感应器、润滑器控制系统:主控制台、甲板控制台、飞行控制板、锅炉状态显示板注:非专业人士收集,仅供参考。
舰载武器气动参数估计及弹道重构研究
舰载武器气动参数估计及弹道重构研究
陈炜;李海滨;丁传炳
【期刊名称】《海军工程大学学报》
【年(卷),期】2018(030)001
【摘要】为了精确计算舰载武器的运动飞行参数,首先以弹体的铅垂运动面为研究对象,分析了弹体飞行过程中的各种误差干扰源,推导了包含误差干扰源在内的纵向扰动运动学方程;然后,利用"系数冻结法"及拉普拉斯变换得到了解析解;最后,建立了以 GPS误差源和气动系数误差干扰源为状态变量的系统状态方程和以GPS伪距测量的系统量测方程,并采用卡尔曼滤波算法进行了数值计算,计算结果表明:速度精度稳定时可达±0.5 m/s,x 方向上的位置精度收敛于±8 m范围内,y 方向的位置精度收敛于±10 m范围内,同时还能获取到精度较为可观的姿态角信息.
【总页数】5页(P59-63)
【作者】陈炜;李海滨;丁传炳
【作者单位】中国舰船研究设计中心,武汉430064;中国舰船研究设计中心,武汉430064;中国舰船研究设计中心,武汉430064
【正文语种】中文
【中图分类】TJ413.6
【相关文献】
1.舰载火箭弹弹道重构与模型验证 [J], 丁传炳;胡一峰;陶勇
2.一种气动武器的内弹道模型和发射参数分析 [J], 张朋;吴志林
3.气动式水下武器发射装置内弹道数学模型 [J], 王树宗;练永庆;陈一雕
4.气动式水下武器发射器内弹道优化研究 [J], 练永庆;王树宗;陈一雕
5.气动发射防暴武器弹道特性仿真研究 [J], 刘春来;郭三学
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发射动力系统内弹道优化设计计算
0 引 言
燃 气 一 汽 发 射 动 力 系 统 是 潜 射 导 弹 实 施 冷 发 蒸
+
+
射 的关 键设 备 之一 。它 是 以火 药气 体作 动力 源 , 以水 作冷却 剂 和调 节工 质 , 成 燃 气蒸汽 混 合工 质作 为 推 形 动 导 弹运动 的工质 。这 种发 射 动 力系统 体积 小 、 结构
+ ) Ke r s g sse m lu c igp w rs s m;ee t g itr rt jco ;c l a n h c y wo d : a —ta a n h n o e y t e jci nei r e tr n o a y od lu c 1
+
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作 者 简 介 : 庆 贵 ( 9 7一) 男 , 士 研 究 生 , 要 研 究 方 向为 发 射 动 力 学 与 仿 真 技 术 。 陈 18 , 硕 主
・
9 2・
舰
船
科
学
技
术
第3 3卷
器
工
怍
时
Ab ta t B sc eain fr ls fr g sse m lu c ig p we ytm neirt coy d sg sr c : a i lt o mua o a—ta a n hn o r s s itr rj tr ein r o e o 勾 e = a
问
weee a o ue . h e ut w r na c r a c r sa l h d,n jci ne i ae tr f emi l w sc mp td T ers l eei c od n e s n o r o se s
关 键 词 : 燃 气 一 汽 发 射 动 力 系统 ;弹 射 内弹 道 ;冷 发 射 蒸
燃气—蒸汽弹射流场与弹道特性研究
燃气—蒸汽弹射流场与弹道特性研究一、研究背景在现代军事中,弹炮发射技术是一项重要的技术,其性能与效率直接影响到作战能力的提升。
其中,弹射发射越来越成为炮兵发射的一个重要方式,而燃气-蒸汽弹射技术是其中重要的方式之一。
这种技术的优势在于具有更高的发射速度、更好的猛发性和更强的射程。
燃气-蒸汽弹射流场是该技术的一个重要研究领域,因此针对燃气-蒸汽弹射流场与弹道特性的研究具有重要的意义。
二、研究现状目前,燃气-蒸汽弹射流场的研究主要有两个方向:一是对于燃气驱动原理进行研究,另一个是对于燃气-蒸汽弹射的动态响应进行研究。
这两个方向的研究都对于探究燃气-蒸汽弹射流场与弹道特性的研究具有重要的意义。
在燃气驱动原理的研究方面,一般采用数值模拟的方法进行研究。
通过数值模拟,可以得到燃气在驱动弹头过程中的动态变化过程,进而探究燃气对于弹头的加速度、速度和单位时间内温度等参数的影响。
目前,一些研究显示,燃气驱动弹头时,其加速度可以达到1000~2000g,速度可以超过4 km/s,其温度也可以达到3000 K 左右。
这种温度的高温度燃气可以导致弹头的外壳熔融,因此需要采取冷却措施以确保弹头的稳定性和精度。
对于燃气-蒸汽弹射的动态响应进行研究时,一般采用试验方法和数值模拟相结合的方法。
通过试验可以得到燃气-蒸汽弹射系统在不同施加力条件下的实际性能和响应。
而通过数值模拟,可以预测燃气-蒸汽弹射系统在不同条件下的响应情况。
目前已有一些成果表明,燃气-蒸汽弹射系统在不同施加力下的响应情况具有明显的差异,温度、压力、速度等因素均会对于燃气-蒸汽弹射的响应产生重要的影响。
三、研究内容1.建立数学模型首先,建立燃气-蒸汽弹射流场与弹道特性的数学模型。
这个数学模型应该能够描述燃气-蒸汽弹射系统的运动状态和弹道特性,有效降低燃气-蒸汽弹射过程中的响应损失和能量损失。
2.数值计算与试验分析其次,进行数值模拟和试验研究。
通过多种条件下的数值计算和燃气-蒸汽弹射试验,探究燃气-蒸汽弹射流场与弹道特性在不同参数的影响下的性能变化,进而优化燃气-蒸汽弹射系统的设计方案,提高其性能。
舰载机蒸汽弹射起飞数值计算分析
( AECC S h e n y a n g En g i n e Re s e a r c h I n s t i t ut e , S h e n y a n g 1 1 0 0 1 5 , Ch i n a )
l a u n c h v e l o c i t y a n d a c c e l e r a t i o n . I t i s o f g r e a t e r a d v a n t a g e t o l a u n c h t o wa r d t h e d i r e c t i o n f r o m w h i c h t h e wi n d b l o ws . T h e g r e a t e r t h e wi n d v e l o c i t y a c h i e v e s , t h e l e s s t h e t h r u s t b y wh i c h t h e a i r c r a f t s u c c e e d s t o l a u n c h .
Ab s t r a c t :T o o b t a i n t h e c h a n g e r u l e s o f v e l o c i t y a n d a c c e l e r a t i o n d u i r n g s t e a m c a t a p u l t l a u n c h o f c a r r i e r - b a s e d a i r c r a f t , a s t e a m
发射动力系统内弹道优化设计计算
发射动力系统内弹道优化设计计算发射动力系统内弹道优化设计计算发射动力系统内弹道优化设计计算是探索重点任务之一,因为它关系到弹道导航与控制系统的精度和可靠性,直接影响到导弹的打击效果和命中率。
本文将对发射动力系统内弹道优化设计计算进行详细介绍。
一、发射动力系统内弹道发射动力系统内弹道是导弹在离开发射台后到达目标点之前的轨迹。
一般来说,内弹道采用了三段加速法,即在离发射台距离较远的位置采用第一段加速,使导弹进入空气稀薄层中加速追踪目标;在距离目标点较远的位置采用第二段加速;在离目标点较近的位置采用第三段加速,使导弹能够击中目标,实现任意角度的攻击。
二、内弹道优化设计计算内弹道的优化设计计算目的是确定最佳的飞行计划和调整飞行参数,以使导弹能够以最小的时间、最小的燃料消耗和最大的精度击中目标。
(一)导引律选择导引律是导弹内弹道控制系统的核心,选择合适的导引律可以有效提高导弹的命中率和抗干扰性能。
常见的导引律有比例导引律、比例修正导引律、比例-积分导引律和预测导引律等。
在具体设计时需要根据目标类型、干扰环境和系统要求等综合因素进行选择。
(二)控制极点设计内弹道控制极点的设计是使导弹飞行稳定、准确的保证,控制极点对内弹道的稳定性、敏感度和过冲量等指标起到直接的影响。
调节控制极点的位置和数量可以精确控制导弹的动态行为,如响应速度、阻尼比、稳定性和过冲量等参数。
(三)预测法控制预测法控制是一种高级的弹道控制方法,与常规的比例-积分导引律不同的是,它使用预测技术来基于中间目标预测趋势,根据预测结果对导弹控制系统进行修正,使导弹能够更快、更准确地找到目标。
预测法控制可以提高导弹的抗干扰能力和命中率,特别适用于高速飞行和大气干扰条件下的导弹控制。
(四)弹体设计弹体设计是导弹内弹道优化设计的重要环节,它涉及到空气动力学、力学和材料科学等多学科交叉领域。
弹体设计的关键在于降低弹体的阻力和重量,提高弹体的机动性和抗干扰性能。
26938795_基于NSGA-II_算法的燃气弹射内弹道参数优化建模
第30卷第2期 水下无人系统学报 Vol.30No.22022年4月JOURNAL OF UNMANNED UNDERSEA SYSTEMS Apr. 2022收稿日期: 2021-08-31; 修回日期: 2021-09-20.作者简介: 贾 轩(1996-), 男, 在读硕士, 主要研究方向为鱼雷发射技术.[引用格式] 贾轩, 吴一帆, 段浩, 等. 基于NSGA-II 算法的燃气弹射内弹道参数优化建模[J]. 水下无人系统学报, 2022, 30(2):216-222.基于NSGA-II 算法的燃气弹射内弹道参数优化建模贾 轩, 吴一帆, 段 浩, 杨弓熠(中国船舶集团有限公司 第705研究所昆明分部, 云南 昆明, 650032)摘 要: 在经典弹射内弹道理论的基础上, 采用数值分析的方法对内弹道数学模型进行求解, 评估不同的内弹道参数对于内弹道性能的影响, 最终选择以燃速系数、燃速压强指数、虚拟质量系数和散热修正系数为优化变量, 以理论值和实验值的吻合程度为优化目标, 应用NSGA-II 算法对内弹道参数进行优化, 得到了各优化变量的Pareto 最优解集, 并采用最优折中解决策选择了合理的最优解。
优化设计结果表明: 参数优化后内弹道的理论计算值与实验值吻合更好, 最大膛压和出管速度的理论计算值与实验值之间的误差更小。
文中所用的优化方法能够有效提高内弹道数学模型的计算精度, 对于内弹道优化设计具有一定的指导意义。
关键词: 燃气弹射; 内弹道; NSGA-II 算法; 最优折中解中图分类号: TJ630.2 文献标识码: A 文章编号: 2096-3920(2022)02-0216-07 DOI: 10.11993/j.issn.2096-3920.2020.02.012Optimization Modeling of Gas Catapult Interior Ballistic ParametersBased on NSGA-II AlgorithmJIA Xuan , WU Yi-fan , DUAN Hao , YANG Gong-yi(Kunming Branch of the 705 Research Institute, China State Shipbuilding Corporation Limited, Kunming 650032, China)Abstract: Based on the classical catapult interior ballistic theory, a numerical analysis method was applied to solve the interior ballistic mathematical model and evaluate the effect of different interior ballistic parameters on the interior bal-listic performance. The burning rate coefficient, burning rate pressure exponent, virtual quality coefficient, and thermal correction coefficient were used as optimization variables, and the consistency between the theoretical and experimental values was used as the optimization objective. The NSGA-II algorithm was used to optimize the interior trajectory pa-rameters, the Pareto optimal solution of each optimization variable was obtained, and the optimal compromise solution was used to select a reasonable optimal solution. The optimization design results demonstrated that the theoretical cal-culations of the interior ballistics were in agreement with the experimental values, and the differences between the theo-retical and experimental values of the maximum bore pressure and outlet velocity were smaller. The optimization method used in this study can effectively improve the calculation accuracy of the interior ballistic mathematical model and is of significance to interior ballistic optimization design.Keywords: gas catapult; interior ballistic; NSGA-II algorithm; optimal compromise solution2022年4月贾轩, 等: 基于NSGA-II算法的燃气弹射内弹道参数优化建模第2期0 引言弹射内弹道包括弹射体从击发到出管的全部过程, 具有非定常、非均匀和瞬时性的特点, 整个工作过程比较复杂, 很难建立完全真实的物理和数学模型[1]。
燃气蒸汽式弹射内弹道研究
燃气蒸汽式弹射内弹道研究燃气蒸汽式弹射内弹道是一种在航空母舰上发射飞机的技术,这种技术的要点在于使用压缩气体和蒸汽来为飞机提供动力,从而将其快速地从航空母舰甲板起飞。
这种技术的内弹道也是研究中的一项重要领域,因为它对于飞机起飞后的稳定性和性能有着直接影响。
在燃气蒸汽式弹射内弹道的研究中,主要的工作是对于压缩气体和蒸汽在起飞过程中的作用机制进行探究。
燃气蒸汽式弹射内弹道的过程大致分为三个阶段:压缩气体加速阶段、蒸汽加速阶段和推进阶段。
在压缩气体阶段,用压缩气体形成一个强大的加速作用,这是实现弹射的关键步骤。
此时气体压缩机会把压缩气体引导到起飞准备专用的管道中,并且在最终弹射之前,这个管道中的气体将被压缩至非常高的压力。
在蒸汽加速阶段,压缩气体被注入到弹射起飞装置的蒸汽室中,在这里被加热并转化为高温高压的蒸汽,之后这个高温高压的蒸汽将被注入到推进器中,从而把飞机弹射起飞。
在推进阶段,推进器发挥出它的强大推进作用,为航母上的飞机提供足够的动力,确保它们能够在不久的将来起飞并越过航母。
在燃气蒸汽式弹射内弹道的研究中,有几个关键因素需要被特别关注和掌握。
首先,研究人员需要对气体压缩机和蒸汽室的设计进行优化,以确保弹射起飞时各种参数的稳定性。
其次,推进器的设计也非常重要,因为如果推进器的设计不恰当,将会出现各种问题,从而导致飞机起飞后出现稳定性问题。
总之,燃气蒸汽式弹射内弹道作为一种先进的起飞技术,其关键技术和内弹道的研究至关重要。
必须加强对于相关技术和数学模型的研究,为弹射式起飞技术的发展提供更多支持和保障。
燃气蒸汽式弹射内弹道的研究需要对许多参数进行测量和分析。
以下是一些可能需要测量和分析的参数:1. 压缩气体压力:在压缩气体加速阶段,压缩气体要被压缩至非常高的压力才能提供足够的动力给起飞飞机。
因此,测量压缩气体的压力是非常重要的,以确保它能够提供足够的动力和稳定性。
在研究中,可以采用压力传感器来测量气体的压力。
高压弹射装置内弹道建模与计算
f o r t h e h i g h — p r e s s u r e a i r e j e c t i o n d e v i c e u n d e r t h e wi d e v a r i a t i o n c o n d i t i o n s o f p r e s s u r e a n d t e mp e r a t u r e .
中图 分类 号 : T J 7 6 8 文 献标 志码 : A 文章编 号 : 1 0 0 0 . 1 0 9 3 ( 2 0 1 3 ) 0 5 . 0 5 2 7 . 0 8
DoI :1 0 . 3 9 6 9 / j . i s s n . 1 0 0 0 . 1 0 9 3 . 2 0 1 3 . 0 5 . 0 0 3
I n t e r i o r Ba l l i s t i c s M o de l i ng a n d Ca l c ul a t i o n o f
Hi g h - p r e s s u r e E j e c t i o n De v i c e
YANG F e n g - bo,M A Da — we i ,YANG Fa n, L E Gu i - g a o
摘要 :针对 压 力和 温度 大 范 围变化条 件 下 的高 压 空气 弹射装 置 , 基 于 改进 的对 应 态 维里 方 程 ,
建 立 了内弹道模 型 。计算 了改进 的对 应态 方程 的第 二及 第 三 维 里 系数 , 并 以截 断 到第 三 维里 系数 的体 积 级数 形 式的 维里方 程 为基础 , 推 导 了比热 力 学能及 比焓的解 析表 达 式 , 获得 了动态 的热力 学 参 数。进 行 了数值 求 解 , 给 出 了高低 压 室 的热力 学参 数变 化规律 、 导弹过 载 系数及速 度 。数值 实验 表明: 压 缩 因子达 到 1 . 1 0 7, 高压 室温度 和 压 力 的减 小 值 大 于理 想 减 小值 , 高压 空 气 的综 合 做 功 能 力偏 离理 想 气体 , 真 实气体 效应研 究必不 可少 。 关键 词 :兵器 科 学 与技术 ;导弹 弹射 系统 ;内弹道 ;真实 气体 效应 ;维里 系数
火药燃烧产物水蒸气对水下导弹弹射 弹道模型的影响
0 引 言
第 41 卷 第 11 期 2019 年 11 月ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
舰船科学技术 SHIP SCIENCE AND TECHNOLOGY
Vol. 41, No. 11 Nov. , 2019
火药燃烧产物水蒸气对水下导弹 弹射 弹道模型的影响
赵世平1,2 (1. 郑州机电工程研究所,河南 郑州 450015;2. 河南省水下智能装备重点实验,河南 郑州 450015)
却剂注入过程的流量控制来调节弹射能量,实现水下 导弹变深度弹射。针对冷却水汽化过程,目前国内外 已根据不同的设计理念提出了不同的计算模型。李咸 海等[1] 建立的蒸发汽化及分压计算模型、赵险峰等[2] 的沸腾汽化及总压计算模型,但是计算精度均不够令 人满意。赵世平[3] 将冷却水分为预先加注水和连续喷 注水并分别建立了沸腾汽化模型和饱和水蒸气模型, 在此基础上将水下导弹弹射过程综合划分为 4 个阶
采用高温燃气配合冷却水连续注入式调能是导弹 水下弹射的主要方式之一,燃气—蒸汽式弹射动力装 置主要由燃气生成器和冷却装置等部分组成,燃气生 成器产生高温混合气体-燃气,是水下导弹弹射的能量 源,冷却装置内装有冷却剂,一般采用水作为冷却 剂,使其与高温燃气掺混,吸热相变后形成蒸汽,以 降低混合气体温度,使发射环境得到改善,并通过冷
关键词:水下导弹弹射装置;燃气—蒸汽式弹射动力装置;冷却水汽化机理;弹射弹道
中图分类号:TJ768.2 文献标识码:A
基于 Matlab 的舰炮内弹道计算模块的 GUI 设计
基于 Matlab 的舰炮内弹道计算模块的 GUI 设计
吴晶;刘金元;陈重阳;李海林
【期刊名称】《舰船电子工程》
【年(卷),期】2014(000)006
【摘要】内弹道仿真中涉及大量数据的计算、图形化显示以及不同弹道模型间的
切换。
为开发舰炮内弹道计算模块,利用四阶五级龙格-库塔法求解经典内弹道模型,借助Matlab的图形用户界面开发环境GUIDE开发此模块,在同一界面上实
现单一装药和任意两种火药混合装药的内弹道计算。
应用该模块对某大口径舰炮高、低温内弹道进行仿真,计算结果和试验值一致性较好,验证了该模块开发的正确性。
【总页数】4页(P93-95,116)
【作者】吴晶;刘金元;陈重阳;李海林
【作者单位】海军工程大学管理工程系武汉 430033;广州地区装备修理监修室广州 510715;海军工程大学管理工程系武汉 430033;海军工程大学管理工程系武汉430033
【正文语种】中文
【中图分类】TJ410
【相关文献】
1.基于Matlab GUI的\"调制与解调\"仿真模块的设计 [J], 季丹
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3.基于MATLAB GUI的角接触球轴承接触疲劳寿命计算系统设计 [J], 李俊文;陈
玉莲;钟奇
4.基于MATLAB_GUI的微积分相关计算验证系统设计 [J], 曾冠雄;李军成
5.基于MATLAB的GUI图形界面的教学设计--以“简易计算器设计”为例 [J], 胡春;吴伶锡;刘慧玲
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舰载蒸汽弹射内弹道设计计算
舰载蒸汽弹射内弹道设计计算
舰载蒸汽弹射是现代航母起飞的最常用方式之一,它通过利用高压蒸汽推动喷气式飞机飞出航母甲板,具有快速高效和适应各种飞机的特点。
内弹道设计计算是舰载蒸汽弹射系统设计的重要部分,通过准确计算飞机的起飞质量、速度和加速度等参数,以及考虑飞行姿态和气动特性,从而确保安全、稳定和高效的起飞过程。
一、舰载蒸汽弹射系统工作原理
舰载蒸汽弹射系统是由蒸汽动力机组、蒸汽管路、弹射准备、准备、发射准备控制系统等组成的。
飞机进入弹射器后,与弹射器碰触的瞬间,弹射器向后推出一进气孔以外的压缩空气,压缩空气进入涡轮机发生回转作用。
二、内弹道设计计算
1. 起飞重量计算
起飞重量是指飞机在起飞时的总重量,包括机身、燃料、弹药、载荷和人员等。
起飞重量的计算是内弹道设计计算的重要基础。
其计算公式如下:
起飞重量 = 机身重量 + 最大燃油重量 + 载荷 + 弹药 + 人员
2. 加速度计算
加速度是弹射过程中比较关键的参数,其大小直接决定飞机的起飞速度和高度。
其计算公式如下:
加速度 = 2 * 起飞总推力 / 起飞重量
起飞总推力包括飞机引擎产生的推力和蒸汽弹射系统提供的推力。
一般情况下,弹射器的起飞总推力要达到飞机重量的1.2倍以上,以确保飞机在起飞过程中有足够的加速度。
3. 起飞速度计算
起飞速度是指飞机在弹射器上达到准备起飞状态所需的速度,取决于加速度、飞机重量和气动特性等因素。
根据实际情况,起飞速度一般在200至250节之间。
其计算公式如下:
起飞速度= √(2 * 起飞重量 * 加速度 / 飞机空气阻力系数 * 高度密度)
飞机空气阻力系数和高度密度是通过实验和理论计算得出的参数。
4. 起飞高度计算
起飞高度是指飞机在离开航母甲板时的高度,并直接关系到飞机在起飞过程中的安全和稳定。
其计算公式如下:
起飞高度 = 起飞速度 * 弹射器长度
弹射器长度是通过实际测量得出的参数,通常在80至100米
之间。
三、结论
内弹道设计计算是舰载蒸汽弹射系统设计的核心内容之一,通过合理计算起飞重量、加速度、起飞速度和高度等重要参数,能够确保飞机在起飞过程中的安全、稳定和高效。
同时,这种计算方法也为舰载蒸汽弹射系统的改进和优化提供了重要的参考和支持。
相关数据分析是一种常用的数据分析方法,它通过收集、整理和分析与特定问题或目标有关的数据,以获取对问题或目标的深入理解和洞察。
数据可以来自各种来源,如调查问卷、市场调研、销售记录、客户反馈等。
接下来,我会以一个实际案例为例,介绍相关数据分析的具体方法和步骤。
案例背景:
某公司在市场上销售一种新型电子产品,想了解该产品销售的情况和客户反馈,以便更好地改进产品和提升销量。
为了实现这个目标,该公司采用了相关数据分析方法,收集了以下数据:
1. 销售数量:
月份销售数量
1月 1500
2月 1800
3月 2000
4月 2200
5月 2500
6月 2800
7月 3000
8月 2800
9月 2500
10月 2200
11月 2000
12月 1800
2. 客户反馈:
满意度客户数量
很满意 500
满意 800
一般 400
不满意 300
步骤:
1. 数据清洗和整理:
首先,对收集到的数据进行清洗和整理。
检查数据是否存在冗余、缺失或错误等问题,并进行纠正和补充。
对于销售数据,可以计算出每月平均销售量和销售增长率等指标,以便更好地了解销售趋势和成长性;对于客户反馈数据,可以将数量转化为占比或百分比,以便更好地了解客户满意度的分布情况。
2. 抽样调查:
为了更深入地了解客户对产品的态度和需求,可以进行抽样调查。
从客户反馈中抽取一定比例的样本,并通过问卷调查或访谈等方式,了解客户对产品质量、样式、价格、售后服务等方面的看法和建议。
通过分析和比较样本和总体数据,可以得出更准确的结论和推断。
3. 分析和解释:
最后,通过对数据进行分析和解释,得出一些有用的结论和建议。
例如,销售数量随时间的变化趋势,客户满意度的分布情况,不同满意度客户对产品的需求差异等。
根据这些结论和建议,可以进一步改进产品,优化销售策略,提升客户满意度和忠诚度。
结论:
相关数据分析是一种常用的数据分析方法,通过对数据进行清洗、整理、抽样调查、分析和解释,可以获取对问题或目标的深入理解和洞察。
在实际操作中,需要根据不同的数据类型和需求,采取相应的数据分析方法和技巧,以达到预期效果。
在上文提到的数据案例中,我们可以看到,该公司通过采用相关数据分析的方法,得到了以下结论和建议:
1. 销售数量随时间的变化趋势:通过对销售数量进行分析,可以看到销售总量在前半年较为平稳,在后半年有下降趋势。
该
结果表明,该公司应该针对销售下降的问题,重新制定销售策略,争取在年底提高销售数量。
2. 客户满意度的分布情况:通过对客户反馈数据分析,可以看到,很满意和满意的客户数量超过了一半以上,而不满意和一般的客户数量较少。
这意味着该公司的产品整体来说比较受消费者欢迎,但仍然有一部分客户对产品不满意,需要注意客户维护和产品改进。
3. 不同满意度客户对产品的需求差异:通过抽样调查,可以了解到不同满意度的客户对产品的需求和反应时间的差异。
对于很满意和满意的客户,可以进行针对性的推广和满意度提升策略;对于不满意和一般的客户,可以调查其对产品的不满意原因,并采取相应的改进措施,以提高其满意度。
综上所述,相关数据分析是一种非常有用的数据分析方法,通过对数据进行收集、整理、分析和解释,可以得出结论和建议,帮助公司更好地了解消费者需求和市场趋势。
在实际应用中,我们还需要注意数据的准确性和可靠性,避免错误和偏差。
同时,我们还需要根据不同的数据类型和需求,选择和使用合适的统计方法和工具,提高数据分析的效率和准确性。
只有这样,我们才能更好地应对市场变化和满足客户需求,保持竞争优势和市场地位。