关于多级火箭的最大的最大速度方案

基于多级火箭的速度公式(见[1]中第94页公式(4.2)及[2]中第68—69页公式(1.2)),我们在[2]和[3]中解决了下述寻求多级火箭的最大速度方案问题;设一多级火箭的最后载荷G、第i级的喷射速度K_i、火箭余量x_i及推进剂储箱容量B_i均已给定,并设第i级推进剂量为y_i。假定给了推进剂总量为A,如何分配各级推进剂量,使火箭飞行末速度达到最大?     

小型液体火箭常规推进剂机动应急保障模式及方案探讨

该文分析了现有航天发射场加注系统的现状,考虑到今后小型商业火箭的发展需要,提出了小型液体火箭常规推进剂机动应急保障模式。通过分析小型液体火箭常规推进剂机动应急保障模式的优点,同时研究了机动应急保障总体方案,通过研制模块集成化的加注装备,可适应小型液体火箭的推进剂机动保障,应该具有广泛的应用前景。     

W_2>W_3时三级火箭和一般多级火箭最大速度值的一般变化规律的探讨

对于两级火箭和W_2≤W_3时三级火箭,其最大速度值的一般变化规律,在[1][2]中已相应给出,从而也就给出了这些情况下最大速度方案的另一种计算方法。本文虽然只给出了W_2>W_3时三级火箭最大速度值的具体变化规律,但显见本文的方法对解决任意级火箭的上述问题也适用。所以对任意级火箭而言,不但其V_(max)(A)随A的变化规律可以写出(它是分段表示的,但每一段上都是由初等函数表示)。而且我们从中又得到了任意级火箭最大速度方案的另一种计算方法。     

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。     

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.     

低成本小型商用火箭应用前景及短周期测发流程探讨

该文通过分析运载火箭推进剂燃料的发展方向和趋势,认为常规推进剂在退出历史舞台之前的相当长时间里,用于小型商业火箭的发射是一种很好的方式。小型商业火箭具有可以简化测发流程,缩短任务周期的优势。小型商业火箭通过创新功能设计、箭地一体化设计,可缩小设备规模,简化发射操作程序,提高火箭发射操作的安全性。     

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。     

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。     

基于田口法的AZ61A镁合金热挤压圆管成型工艺参数优化

为减小AZ61A镁合金圆管成型的生产成本,采用田口法对AZ61A镁合金圆管成型热挤压实验进行了工艺参数优化。以挤压载荷最小为评价标准,分析了材料加热温度、主缸末速度、主缸初速度、润滑剂对挤压载荷的影响。基于工艺参数对挤压载荷的信噪比,获得了最优工艺参数组合。结果表明,材料加热温度对挤压载荷的影响最大,其次是主缸末速度。优化后的工艺参数组合为:材料加热温度400℃、主缸初速度为2mm/s、主缸末速度0.5mm/s、润滑剂为氮化硼。     

低温火箭“跑长途”

<正>低温火箭,又叫"冰箭",采用无毒、无污染的液氢、液氧等低温化学推进剂,性能极佳。不过,目前国内外的低温火箭在轨时间大多只有几十分钟到几小时。这是因为低温火箭在飞行时会面临严酷的热环境,低温推进剂受热会大量蒸发,这极大地影响燃料供给。另外,火箭在飞行时每隔一段时间要向外排气,维持贮箱压力不超限。但在太空微重力环境中,气     

基于PID技术的推进剂贮存环境监测控制系统

简要介绍了光离子化检测器的工作原理,研究分析了利用光离子化检测器对火箭液体推进剂贮存环境进行实时监控的可能性,并设计出了切实可行的液体推进剂监测控制系统。     

液体火箭压差控制交叉输送特性研究

为提高火箭总体运载性能,利用AMEsim软件研究液体火箭交叉输送系统的动态特性,采用模块化思想,通过增压、贮箱、管路输送系统等功能模块,构建了基于AMEsim软件的交叉输送流体网络系统,并采用实验数据对压力和流量进行有效性验证;通过模拟推进剂压差控制模式下在网路系统中的流动特性,得到了交叉输送过程中管路内压力的变化特性;为保证芯级贮箱出流量最小,分析了对芯级贮箱临界压力的影响因素,得到其关于初始加注量、体积流量、飞行过载的关系。结果表明:临界压力值与助推级初始加注量、飞行过载成反比,与体积流量成正比;在临界压力下,助推级初始加注量对水击压力无显著影响;随着体积流量的增加,芯级管路水击压力逐渐减小,助推级水击压力则逐渐增加;飞行过载增大时,芯级与助推级水击压力均呈增高趋势。     

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...     

奥克托金粒度对聚3-硝酸酯甲基-3-甲基氧丁环基推进剂力学性能的影响

用单向拉伸实验和动态热机械分析,研究了奥克托金(HMX)粒度、粒度级配技术和键合剂(BA-663)应用对PNIMMO(聚3-硝酸酯甲基-3-甲基氧丁环)基推进剂静、动态力学性能的影响。结果表明,对HMX进行粒度级配后,PNIMMO基推进剂的力学性能优于应用单一粒度HMX的推进剂,应用键合剂BA-663后,推进剂的力学性能得到进一步改善。     

HMX粒度对PNIMMO基推进剂力学性能的影响

用单向拉伸实验和动态热机械分析,研究了奥克托金(HMX)粒度、粒度级配技术和键合剂(BA-663)应用对PNIMMO(聚3-硝酸酯甲基-3-甲基氧丁环)基推进剂静、动态力学性能的影响。结果表明,对HMX进行粒度级配后,PNIMMO基推进剂的力学性能优于应用单一粒度HMX的推进剂,应用键合剂BA-663后,推进剂的力学性能得到进一步改善。     

主悔教授简介

主悔,男,1963年8月生,江苏沛县人,中共党员,博士,三级教授,现任三峡大学党委常委、副校长。1981年本科毕业于徐州师范学院（现江苏师范大学）化学专业;1991年硕士毕业于航天工业部第四研究院固体火箭发动机及推进剂专业;2005年博士毕业于武汉理工大学管理科学与工程专业。     

复杂化学组分火箭推进剂热力特性的计算程序

电子计算技术的广泛应用,使火箭推进剂理论性能的计算不仅精度越来越高,而且能计算多相复杂体系和喷管内的复杂流动,从而使理论计算结果更符合实验数据。有的结果目前实验尚不能测知。编制适合我国电子计算机用的程序,是实现火箭推进剂设计自动化的重要部分。本文TW—1通用程序是为此目的编制的。     

固体火箭推进剂在振动过程中的能量耗损和热量计算

固体火箭推进剂在点火过程及发射过程中,将会受到振荡应力或应变的作用。本文给出了在受到周期性应力或应变作用下,推进剂厚壁圆筒的能量耗损及放出热量的公式。     

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。     

初等因子个数定理及应用

n级方阵A的特征根λi,重数为ni,它所对应的初等因子的个数mi=ni 秩(A-λiE)-n,利用它得到了矩阵A与对角矩阵相似的充要条件和微分方程的求解定理.