美国研究用微波作加热源的火箭推进器

 据英《新科学家》1999年11月6日报道: 美国宾夕法尼亚州立大学的航空航天发动机工程师米歇尔·米西正在研究用微波作加热源的发动机。这种以微波为基础的推进器, 可作为未来容易操纵的小型宇宙飞船的推进系统。这种发动机其实也属化学火箭, 只是热能主要来自微波而不是化学反应。它的优点是获得的推进剂温度比一般的化学火箭高得多, 因此得到的单位质量流的推力也就大得多。用微波作加热源的发动机, 几乎可以用任何气体作推进剂, 如氦、氮、氨, 甚至可以用水蒸汽、氢或许多其他物质, 这是一般的化学火箭做不到的。更有利的是, 微波火箭可以按比例缩小而不会损失大多数性能。     

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.     

固体火箭推进剂侵蚀燃烧动态实时测试方法

该文描述了一种固体火箭推进剂侵蚀燃烧的测试方法，将被测推进剂试件置于一特殊结构的发动机中，当发动机点火后，实验发动机中的气体发生器产生高速气流，经过渡段流入试验段使推进剂试件点燃，试件的燃烧是沿燃烧表面的法向进行的。通过安装在试验段的石英窗，用固态图像传感器对燃面的退移进行光电转换，所输出电信号由计算机进行采集和处理，可以得出推进剂随时间变化的燃速曲线及侵蚀函数。     

火箭发动机喷管内膨胀过程中的化学反应—近平衡流动的判据

现在关于火箭发动机的热力计算,一般都假设喷管内的膨胀过程是平衡流动、或假设为凝结流动,在这两种假设条件下可以分别计算出火箭发动机的比冲量。至于在什么条件下可以采用平衡流动的假设,在什么条件下应该采用凝结流动的假设,通常都未作必要的论证。本文应用气体动力学的基本方程和化学动力学的基本公式,导出了一个判别平衡流动的准则方程,它可以作为采用平衡流动假设的理论依据。     

双基火箭推进剂燃烧产物平衡成分的快速计算方法

求解双基火箭推进剂的燃烧产物成分,要解高阶联立方程,工程上一般用迭代法计算,但计算工作量非常大。本文采用图解法求经验公式。并用作者提出的经验公式计算火药特性系数,使本方法适用于所有的双基火箭推进剂。通过对中、美、苏、英、法、西德几十种火箭推进剂配方的计算证明,本方法计算的结果准确度高,与计算机求解的准确值比较燃烧产物主要成分分压力的最大相对误差=0.09%,用它计算燃烧产物的热力参数,最大相对误差=0.19%,超过工程计算的精度要求。因此,对双基火箭推进剂来说本方法可以代替迭代法。     

双基推进剂火箭排气羽流的微波衰减

本文从电磁波在火箭发动机排气羽流等离子体中的传输特性,分析了电磁波频率、羽流等离子体振荡频率和磁撞频率对电磁波衰减的影响。概略地论述了自由电子密度和碰撞频率的有关理论,分析了一些实验规律,指出了固体推进剂设计与降低电磁波衰减的关系,对研究微波衰减小的固体推进剂设计有一定参考意义。     

“中国航空学会2009年火箭推进技术学术会议”征文

"中国航空学会2009年火箭推进技术学术年会"拟于2009年8月上旬在云南昆明召开,会议主题是:组合推进技术。会议正在征文,范围包括:组合推进技术进展,火箭推进技术需求分析,液体火箭发动机技术,航空发动机技术,固体及特种推进剂技术,固体火箭发动机技术,冲压发动机技术,火箭推进领域信息化技术,燃烧、流动与传热仿真技术,火箭推进试验技术。     

对固体火箭发动机点火药量问题的研究

本文通过对影响固体火箭发动机点燃的主要因素的分析、探讨,从而提出了一条新的计算点火药量的公式。本公式综合考虑了药柱形状、主装药和点火的能量、药柱的温度、推进剂的性能、燃烧室自由容积以及燃烧面积等因素的影响。经过对十多种型号的固体火箭发动机的计算,都能得到比较满意的结果。可供设计、试验作参考。作为固体火箭发动机心脏的点火装置,共点火药量的确定,是一个很重要的问题,     

美国科学家研制核聚变动力宇宙飞船

据英《新科学家》2003年1月25日报道 :美国阿拉巴马州亨茨维市的NASA马歇尔宇宙飞行中心的工程师BillEmrich领导的科研小组最近宣布 ,如果NASA的宇宙飞船用核聚变能量作发动机的动力起飞 ,从地球轨道到达火星的旅行时间将从6个月大大减少至不到6个星期。据推算这种核聚变装置产生的能量比任何化学燃料火箭发动机产生的推力大300倍 ,而使用的核聚变燃料重量仅为化学燃料的几分之一。这意味着星际间航行可以不再需要苦苦等待“最短航程”的最佳发射时机 ,想什么时候发射火星宇宙飞船就可以在什么时候发射。核聚变火箭的原理是在飞船上保持…     

装药设计软件的设计与实现

为了配合国营某厂在固体推进剂研制和应用基础技术设计理论方面的提高,对火箭发动机内弹道进行预估仿真计算,应用相关软件技术和基础理论,开发设计了火箭发动机装药设计软件,可利用推进剂的性能参数,进行火箭内弹道的仿真模拟,同时可进行药型设计,预估P-t曲线、预估R-t曲线、计算内弹道参数及点火药量等,为内弹道测试服务,进一步提高了固体推进剂技术的研发水平。     

掌中火箭

美国科学家用硅晶体制造了一种小到可以放在手掌上发射的火箭。它的直径仅2毫米。火箭上携带的传感器,个头比米粒或沙粒小得多。它携带的是普通的燃料或推进剂,能使火箭飞行几秒种。发射时,点燃导火线即可。别看它那么小,射程却可达到50米远。现在,他们又在考虑用燃烧缓慢、可以使火箭飞行更长时间的烟火材料做燃料。这种火箭可以从空中、地上甚至从手掌上发射。研制这种小火箭的目的是:一旦发生战争,士兵一次就能发射成百上千个微型火箭到作战区去,看看那里是否有化学武器等敌情。因为到达战区后,带在火箭上的传感器可以和火箭分离,在飘落…     

航天飞机

航天飞机之所以被称为航天飞机,是因为它既能进入地球卫星轨道作航天飞行,又能象常规飞机在地面机场着陆。它是一种用火箭和飞机上的主发动机推动的、可重复使用的空间载人运载工具。航天飞机由飞机和助飞附体组成。这种飞机实际上是宇宙飞船和一般飞机的混合体。它的形状短而粗,有三角翼和尾翼,本身装有三台主发动机。其助飞附体包括一个外储箱和并排在两侧的两枚固体燃料火箭。因为主发     

压力指数对固体火箭发动机推力调节影响分析

结合固体火箭变推力发动机的结构特点,介绍了喉栓式变推力发动机的调节机理,完成发动机结构及数学模型的建立。并且对影响发动机调节的主要因素压力指数进行了详细分析。通过对正压力指数推进剂、负压力指数推进剂进行了分析计算和对比,获得推力调节对推进剂压力指数的要求及研究方向,对固体变推力发动机的进一步深化研究起到指导作用。     

火箭发动机含缺陷推进剂发展研究

推进剂是典型的粘弹性材料,它的失效和破碎会导致燃烧面积突然增大,使燃烧室压力增大,影响发动机预定推力,严重时,会引起爆炸等灾难性事故,因此显得尤为突出。本文就火箭发动机含缺陷推进剂发展进行综述,以其为今后发展起到一定作用。     

一种软隔层双脉冲固体火箭发动机点火冲击仿真分析

为实现对双脉冲固体火箭发动机Ⅱ脉冲点火冲击过程中燃烧室全域的数值计算,搭建了1种流固耦合求解器。该求解器基于ANSYS Workbench平台,使用用户自定义函数(UDF)功能进行了推进剂点火、燃烧和加质等模型的建立以及边界条件的定义。结合动网格技术,实现了对采用隔层式隔离装置的Ⅱ脉冲燃烧室的全域数值计算。计算结果表明,Ⅱ脉冲点火冲击过程呈现典型的大变形域流动特性,同时,流场中压强、温度等属性受到推进剂燃烧、加质和隔层形变的影响作用明显;固体区域中,隔层的各形变阶段可以明显区分,推进剂直角处应力集中现象显著。     

N2O4参数变化对液体火箭发动机工作性能的影响研究

利用液体火箭发动机稳态工作模型分析了长期贮存条件下四氧化二氮（N2O4）推进剂参数变化对发动机工作性能的影响。建立了发动机燃烧室和燃气发生器燃烧热力计算模型以及其它组件的工作模型,结合最小二乘优化与迭代计算的方法,实现了对采用参数变化的N2O4推进剂的发动机全系统稳态工作过程进行数值仿真。结果表明,N2O4中硝酸含量的增加以及流阻系数的增加都会使发动机整体性能降低;发动机参数变化基本与氧化剂化学组分变化量呈线性关系,硝酸含量每增加1%,比冲和推力分别减少0.036%和0.054%;流阻系数增加时系统会通过调节燃气发生器混合比使发动机推力、比冲等整体参数的变化幅度小于各组件性能参数的变化幅度。这为更加合理制定推进剂技术规格提供了依据。     

侵蚀燃烧综述

引言 在所有固体推进剂的稳态燃烧模型中,都假定平行于固体推进剂表面的速度分量平均值为零。然而,实际上固体火箭发动机的设计往往采用侧面燃烧装药,因而不可避免地存在着平行于燃烧表面的气流速度对于推进剂燃烧速率的影响。这种现象通常称为侵蚀或浸蚀(erosion),而所谓侵蚀燃烧或浸蚀燃烧(erosive burning),是指推进剂装药的法向燃烧速率(通常简称燃烧速率)对平行于燃烧表面的气流状态的敏感性而言。     

N_2O_4参数变化对液体火箭发动机工作性能的影响

利用液体火箭发动机稳态工作模型分析了长期贮存条件下四氧化二氮(N_2O_4)推进剂参数变化对发动机工作性能的影响。建立了发动机燃烧室和燃气发生器燃烧热力计算模型以及其他组件的工作模型,结合最小二乘优化与迭代计算的方法,实现了对采用参数变化的N_2O_4推进剂的发动机全系统稳态工作过程进行数值仿真。结果表明,N_2O_4中硝酸含量的增加以及流阻系数的增加都会使发动机整体性能降低;发动机参数变化基本与氧化剂化学组分变化量呈线性关系,硝酸含量每增加1%,比冲和推力分别减少0.036%和0.054%;流阻系数增加时系统会通过调节燃气发生器混合比使发动机推力、比冲等整体参数的变化幅度小于各组件性能参数的变化幅度。这为更加合理制定推进剂技术规格提供了依据。     

固体火箭发动机内弹道下降段的不定常二相流动计算

固体火箭发动机装药燃尽后的内弹道下降段对其性能具有重要的作用.本文首先针对采用含铝推进剂的发动机建立其两相流动的理论模型,再用数值方法对其内弹道进行了预估计算,同时还与气相计算模型进行对比.     

改性双基推进剂药柱表面静动态应变测量方法

针对推进剂药柱材料线胀系数大、应变大,传统的电测技术测量其表面应变时死片率高的问题,该文采用近似将应变片植入推进剂装药的粘贴技术,建立了一种改进的测量改性双基推进剂药柱表面应变的电测法。应用该法测量了单孔推进剂药柱在静载荷和冲击载荷作用下的应变响应过程,分析了推进剂材料的延滞回复现象。结果表明:该方法可以准确地测量药柱的的静态、准静态及动态应变等粘弹性力学特征,适于固体火箭发动机推进剂药柱的结构完整性研究。