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公开(公告)号：CN116384114A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310361331.7
申请日：2023-04-06
申请人： 江南机电设计研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F17/18 , G06F119/14 , G06F119/08
摘要： 本发明提供了一种基于地面试验数据的固体火箭发动机内弹道修正方法，以某温度条件下的地面试验内弹道数据为基准，引入工作时间修正系数、压强修正系数、推力修正系数，建立固体火箭发动机修正的工作时间、燃烧室压强、推力数据与地面试验发动机工作时间、燃烧室压强、推力数据之间的函数关系，通过坐标变换的方法获得固体火箭发动机修正压强、推力曲线。本发明在进行内弹道修正时，通过引入燃速比例系数、装药质量比例系数，充分考虑推进剂燃速对发动机工作时间，实际装药量对发动机总压强冲量及总冲的影响，能够针对每台固体火箭发动机装药量、燃速等个体差异对固体火箭发动机内弹道进行较准确预示。
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公开(公告)号：CN113158330B
公开(公告)日：2023-06-13
申请号：CN202110254795.9
申请日：2021-03-09
申请人： 江南机电设计研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , B64F5/00 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种适用于低慢小飞行器发动机的飞行推力快速计算方法，该方法基于加速度计算方法，对飞行器的理论阻力进行修正，用修正后的理论阻力代替实际理论阻力进行推力计算，计算当燃料耗尽推力为0时的实际阻力，以此时实际阻力与理论阻力的比值作为修正系数对之前的理论阻力进行修正。本发明通过引入气动阻力修正系数α，以及飞行器质量变化率与过载的函数关系，节约了计算时间成本，降低了对理论气动阻力准确度的要求，并通过飞行实例验证，证明新提出的计算方法的有效性。
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公开(公告)号：CN113158330A
公开(公告)日：2021-07-23
申请号：CN202110254795.9
申请日：2021-03-09
申请人： 江南机电设计研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , B64F5/00 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种适用于低慢小飞行器发动机的飞行推力快速计算方法，该方法基于加速度计算方法，对飞行器的理论阻力进行修正，用修正后的理论阻力代替实际理论阻力进行推力计算，计算当燃料耗尽推力为0时的实际阻力，以此时实际阻力与理论阻力的比值作为修正系数对之前的理论阻力进行修正。本发明通过引入气动阻力修正系数α，以及飞行器质量变化率与过载的函数关系，节约了计算时间成本，降低了对理论气动阻力准确度的要求，并通过飞行实例验证，证明新提出的计算方法的有效性。
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公开(公告)号：CN114896787A
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202210504553.5
申请日：2022-05-10
申请人： 江南机电设计研究所
IPC分类号： G06F30/20
摘要： 本发明公开了一种适用于任意温度下发动机内弹道计算方法，包括以下步骤：①获取典型温度下发动机内弹道数据；②根据需求温度值，选择两个典型温度及其数据作为计算依据；③基于典型温度下所获得数据的最长的运行时间，插值求解需求温度值的最长运行时间；④基于最长运行时间的值进行N等分；⑤将典型温度下发动机内弹道数据分别进行N等分；⑥使用插值法计算得出需求温度下相对应的内弹道参数。本方法通过等分法解决了时间尺度不一致的问题，使计算结果更为准确；在已有数据基础上进行计算，节约了计算时间，并通过实例验证，证明新提出的计算方法的有效性。
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公开(公告)号：CN114417521A
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202111592133.9
申请日：2021-12-23
申请人： 江南机电设计研究所
IPC分类号： G06F30/17 , G06F30/15 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明提供了一种发动机内弹道参数计算方法，包括如下步骤：①获取相邻值：根据输入的需求温度值，获取与需求温度值相邻的两个典型温度值，提取两个典型温度值对应的内弹道参数；②分区截断：将两个典型温度值对应的内弹道参数，以工作时间等长划分为N份，N大于等于300；③逐一计算：对N等分的两个典型温度值对应的内弹道参数进行计算，得到N份结果值；④合并输出。本发明在飞行弹道预测上，只需提供几个典型温度状态下的内弹道数据，极大的减少了数据计算量；采用等分法插值计算，提高了计算精度，有效的解决了任意温度下内弹道难以获得的问题，因此能够有效实现任意温度发动机内弹道的快速、准确计算。
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