7181端面燃烧固体火箭发动机研制中的主要技术问题

本文介绍了7181端面燃烧固体火箭发动机的性能及结构特点,对端面燃烧方案的选择,发动机的热防护、喷管喉部沉积问题、燃烧面的变化规律及药柱包复、点火问题等主要技术问题及解决的措施进行了分析讨论,有关分析的结果及所采取的技术措施,对端面燃烧药柱及其它药型的固体火箭发动机设计有一定参考价值。     

固体火箭发动机自由装填装药临界弹性模量的确定

前言固体火箭发动机工作后,装药则受到轴向、周向和径向三向压应力的作用,这样就使得装药发生变形。在自由装填的情况下,这种变形就更严重。很显然,若装药的弹性模量越小,其变形就越严重,当弹性模量小到一定程度时,由于装药出口横截面面积的增大,就可能导致发动机爆炸。因此为了保证发动机稳定工作。装药所必须的最小弹性模量称之为临界弹性模量。为了从理论上解决这一问题,本文根据一般力学原理导出了     

高能固体火箭发动机冲击燃烧特性研究

为研究高能固体火箭发动机冲击燃烧特性,采用火箭撬平台作为加载装置对高能发动机施加冲击载荷,通过调节火箭撬速度获得不同速度下高能发动机的宏观反应特性;采用热力耦合计算模型对试验过程进行仿真,仿真中考虑推进剂在应力作用下温升引起的自热反应热源,通过计算发动机撞击靶板过程中推进剂内温度变化情况,分析推进剂反应的剧烈程度,判断发动机的反应特性,获得发动机的反应机理. 研究表明高能发动机以不低于100 m/s速度撞击靶板推进剂均会发生点火,点火位置位于发动机内孔;随着撞击速度的增加,点火延迟时间减小.     

钛镍合金固体火箭发动机一维非稳态导热及热应力研究

以固体发动机地面试车启动工况为背景,将其简化为等厚壁圆筒,研究一维非稳态工作条件下圆筒热应力计算。首先,将钛镍合金火箭发动机启动时温度随时间变化作为边界条件,利用ABAQUS软件分析等厚圆筒非稳态导热,得到瞬态温度场,并对比解析法结果得到瞬态温度场有限元和解析法的计算方法;其次,用MATLAB编程实现等厚壁圆筒的热应力的计算。优化了固体发动机减维热应力计算方法,为概念设计和参数敏感性分析提供方法支持。     

固体火箭冲压发动机一体化燃烧特性数值分析

为研究固体火箭冲压发动机性能,采用计算流体力学方法对包含进气道及补燃室的一体化燃烧流场进行数值分析,研究可燃燃气进口条件、飞行攻角以及进气道与补燃室过渡连接方案对补燃室掺混燃烧的影响。研究结果表明：燃气流量为0.08 kg/s时,燃气射流出现偏移,补燃室两侧壁面温度相差较大,燃气流量为0.3 kg/s时,燃气偏移现象基本消失;随着燃气流量增大,发动机推力增加;攻角增大使得进气道流量系数增大,强化空气与燃气混合燃烧效果,并最终提升发动机推力。进气道与补燃室的过渡连接方式影响进气角度,通过改变过渡连接方式将进气角度从50°增加至90°后,燃气流量为0.3 kg/s时,发动机推力提高10%,但会导致补燃室总压损失增大,发动机比冲降低2%。     

FTIR光谱遥测固体火箭发动机推进剂燃烧辐射能

特征信号是指固体火箭发动机在工作过程中形成羽流的可见性能、辐射性能及对各种制导信号的干扰特性.特征信号的大小,直接影响导弹的制导和隐身.国内外近年来应用多种途径和方法降低信号特征,因此,对特征信号的测试技术研究显得尤为重要.     

固体火箭发动机环境试验研究

固体火箭发动机是当前科技研究的尖端领域,对其进行深入的系统研究有着非常重要的现实意义。该文从探讨固体火箭发动机环境实验深入研究的重要意义出发,详细阐述了这项系统研究的重要性和重要地位。而后又深入分析了现阶段环境实验数据提出的必要性。最后,在这个基础上,笔者进一步阐述了固体火箭发动机环境实验任务建设策略。     

固体火箭发动机推力测试系统

为判断固体火箭发动机性能能否满足产品图和技术条件的要求,给出安全储存可靠评价,开发研制了固体火箭发动机推力测试系统。利用该系统对50-310mm口径火箭发动机的工作时间和推力进行测试,数据采集系统采用GJB770A--97的发动机静止试验法。经过实装测试,试验台发动机装配点火数据采集处理及时有效,测试结果的推力时间曲数据准确,一致性好。能够满足目前固体火箭发动机推力检测的需要。     

星形装药固体火箭发动机优化设计

本文根据固体火箭发动机工程设计计算方法进行发动机性能分析,以重冲比为目标,满足各种技术条件下使药型参数、喷管直径、膨胀比达到最优。用 SUMT 法建立发动机最优化设计程序,在 TQ—16机上计算,结果表明,计算效率和最优结果令人满意。     

火箭发动机固体推进剂老化研究

针对影响长期储存固体火箭发动机性能的固体推进剂老化问题,探讨了固体推进剂老化的主要因素;从固体推进剂组分的影响、环境湿度、储存温度等方面分析了其影响固体推进剂老化的机理;对推进剂老化预估研究方法进行了比较详尽的总结和评述,重点分析了固体推进剂老化失效预估的力学性能法、活化能法、凝胶含量法、傅里叶红外光谱分析法和动态粘弹分析法,并对这些研究方法的内容和结果的可信度进行了分析.最后从深入研究固体推进剂的老化机理以及结合现代分析仪器的应用等方面对固体推进剂老化研究的发展趋势进行了展望.     

固体火箭发动机高速旋转试验台设计

结合现有试验台的改造和重新设计,从方案设计、动力源选择、轴系部件设计、传感器选用与安装等角度,分析了在高速旋转试验台设计中应考虑的主要问题.提出了新的改进设计方案,实践检验是完全可行的,该设计方案实现了高速旋转条件下固体火箭发动机推力、压力的同时测量,解决了密封问题,试验过程中的振动和噪声减小,并且试验台的运行和维护性能也得到提高.     

单室双推力固体火箭发动机的优化设计

本文采用惩罚函数法(SVMT 调用 BFGS 法)对单室双推力固体火箭发动机进行了最优化设计。设计中以发动机的最小重冲比为目标函数,以战术技术要求、结构强度、工艺限制等为约束条件;设计变量为装药几何及内弹道性能等10个参数。程序在 TO—16机上运行并获得成功。本文提供了相应的算例。     

固体火箭发动机复合材料壳体破坏分析及优化

利用有限元计算软件ANSYS对轴向压力和弯矩联合作用下某型号固体火箭发动机复合材料壳体组合结构进行数值模拟。数值计算与实验结果对比分析表明:由于原结构的复合材料铺层设计不够合理,造成部分复合材料铺层局部应力过大,而导致结构未达到设计载荷即发生局部失效破坏。本文在结合实验分析和实物模型数值模拟计算的基础上,提出两种措施对原结构进行优化改进:增加局部补强纵向铺层数目以提高局部承载能力,从而提高整体承载能力;改变个别铺层材料以增强该层材料本身承载能力,最终提高整体承载能力。数值计算结果显示,两种改进结构均能提高整体结构承载能力15%～20%,实物实验表明改进结构可达到原结构设计承载能力的115%以上。     

固体火箭发动机撞击点火数值模拟计算

装填高能复合推进剂的固体发动机,在跌落和撞击等情况下可能发生燃烧或爆炸. 为了对发动机低速撞击下的安全性进行评价,建立了发动机撞击靶板点火计算模型,采用热力耦合算法实现机械能和热能之间的转化,采用Arrhenius方程描述推进剂自热反应过程. 对直径为200 mm和480 mm发动机撞击靶板过程进行数值模拟计算,获得了与火箭橇实验结果一致的速度阈值范围. 结果表明计算模型能较好描述发动机撞击点火过程. 计算结果表明,装药量大的发动机撞击后更容易发生点火,发动机撞击点火速度阈值与装药量的对数成线性关系.     

固体火箭发动机装药结构完整性研究进展

针对固体火箭发动机装药结构完整性的计算与评估问题,总结与分析中外复合固体推进剂本构模型、结构完整性解析模型、结构完整性数值仿真.研究表明:首先,复合固体推进剂具有力学性能复杂的特点,分析影响复合固体推进剂力学性能的主要因素,为建立合适的本构模型提供方向;其次,复合固体推进剂不可压缩、大变形、黏弹性性能,对装药结构完整性...     

固体火箭发动机安全保险装置设计综述

介绍了固体火箭发动机安全保险装置国内外发展现状,归纳了安全保险装置的工作原理,为设计新型安全保险装置提供了思路,并指出了以后的发展方向.     

抑制中频不稳定性的固体火箭发动机设计

本文通过固体火箭发动机声振增益和阻尼机理的分析,中频不稳定性影响因素及其抑制的实验研究,在不降低发动机重量比冲和体积比冲的前提下,给出一种喷管和挡药板的合理结构设计,抑制了中频不稳定燃烧现象。其结果对固体火箭发动机的设计有实用意义,是抑制具有轴向振模的中频不稳定性的一种有效方法。     

固体火箭发动机壳体的断裂设计问题

固体火箭发动机壳体在采用了超高强度钢之后产生了低应力爆破问题,其原因是由于发动机壳体上存在微小的表面裂纹所致。本文就固体火箭发动机壳体上几种表面裂纹,如发动机筒体上的轴向表面裂纹,在弯曲应力状态下的发动机壳体的表面裂纹,在复合应力状态下的发动机壳体表面裂纹,进行了分析讨论,并提出了相应的断裂力学计算公式。在此基础上,我们对固体火箭发动机壳体的断裂设计阐述一些看法。     

固体火箭发动机喷口参数的数值计算

采用高精度数值分析格式,对二维轴对称、粘性、湍流流动方程进行研究。通过对固体火箭发动机喷管内流动的数值模拟,得到发动机喷口截面上的静温、静压和马赫数等流动参数。数值计算的入流边界条件分别设定为发动机燃烧室燃气的质量流量和总压,2种边界条件下的计算结果相比较差异不大,计算结果与试验测试结果的相对误差较小。通过理论计算与试验的比较,表明该研究方法具有切实可行的工程应用价值。