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随着计算机在分析与仿真中的广泛应用,固体火箭发动机工作过程中许多复杂而难以观察的现象已能得到揭示.因此,计算机的应用已成为设计与研制高性能固体火箭发动机的十分重要的手段.本文综述了应用计算机在一些固体火箭发动机的性能预示、设计优化、性能检验和故障分析等方面所取得的成就,并就今后我国在设计与研制固体火箭发动机中如何加强计算机化提出了若干建议. 相似文献
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卅年来,固体火箭发动机一直是航天推进领域的支柱之一.由于它具有成本低、可靠性高、现实性强等特点,在各种航天推进系统,特别是运载火箭助推器、空间发动机和分离、逃逸发动机中得到广泛应用.本文详述国外航天用固体火箭发动机的发展历程、应用背景和发展前景. 相似文献
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提纲式地阐述固体火箭发动机气体动力学,特别是二相流的发展和应用.认为气体动力学是固体火箭发动机理论设计、性能计算和专题研究的重要基础,流场计算已成为固体火箭发动机设计和研究中众所瞩目的中心问题.提出了固体火箭发动机流场计算一体化的观点.反应湍流边界层理论是固体火箭发动机气体力学的新领域.轴对称二相流的理论和实验研究已取得显著成果,但有必要继续进行和不断完善.工程应用迫切要求从速建立许多研究专题的二相模型.三维、二相、计算气体动力学是今后发展的方向;它与固体火箭发动机一体化工作过程的计算机图象显示相结合,将成为本世纪90年代及21世纪初的新水平. 相似文献
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本文预示了SRM-1、SRM-2和SRM-3固体发动机的真空比冲效率(或无因次比冲),并对前两种高模试车失败的发动机进行了分析,所得实测真空比冲效率与预示值基本一致,相对偏差均未超过0.3%.同时,通过真空比冲数学模型及模拟参数分析,得出了缩比试验发动机不能模拟的三个主要参数(L~*,d_t,t_b)及实施模拟的办法.在此基础上提出了大型发动机带缩比试验发动机进行高模试车的建议. 相似文献
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针对海防导弹的存放、使用环境和作战条件,论述了助推和巡航用固体火箭发动机对推进剂的燃速、燃速压力指数、燃烧产物的烟雾,以及综合考虑能量水平与热防护的推进剂配方等方面的特殊要求。 相似文献
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本文系作者参加一九八三年六月廿七日至廿九日于美国西雅图召开的AIAA/SAE/ASME第十九届联合推进会议期间所了解到的有关固体火箭发动机和固体推进剂燃烧研究方面的情况。文章重点介绍了:一、不稳定燃烧研究;二、硝胺推进剂的燃烧;三、含铝推进剂的燃烧;四、固体推进剂燃速特性的研究。 近年来,美国为了适应固体火箭发动机研制的需要,通过它的研究机构和大学的研究实验室,继续不断地开展了不少燃烧和点火方面的研究。在这次联合推进会议上,固体火箭发动机和固体推进剂方面的文章有四十多篇,涉及到固体动力装置的各个方面。其中燃烧方面已经发表的文章有十多篇,反映了美国在这方面的研究动向。通过这次会议和会后参观乔冶亚理工学院空间工程系的实验室、斯坦福大学张以棣教授的实验研究工作,以及与宾西法尼亚州立大学Kuo K、K、教授座谈等活动,对美国在这方面的一部分情况有了一个粗浅的了解。现简要叙述如下。 相似文献
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本文提及X射线底片法和实时显象法检测固体发动机的局限性,介绍了具有优良探伤性能的固体发动机工业CT系统,简要推导和阐述了系统生成发动机薄断层密度分布图象原理、常用图象再建方法、系统基本组成和关键部件,评述了系统探测固体发动机的性能和检测各类缺陷的能力,讨论了其优缺点.对固体发动机工业CT系统的近期动向作了简要说明. 相似文献
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日本计划于1989年初用M-3SⅡ-4运载火箭发射绕极轨道飞行的极光研究飞行器EXOS-D;于1989—90年之间使用M-3SⅡ-5发射飞往月球的空间工程实验飞行器MUSES-A.为了这两次发射,日本正在研制两种新型固体顶级发动机,它们分别命名为KM-D和KM-M.这两种发动机采用了许多新技术,标志着日本固体火箭技术的新水平. 相似文献
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针对固体火箭发动机装药贮存寿命预估的难题,开展了固体火箭发动机贮存可靠性、装药老化性能、药柱结构完整性分析等几个方面的研究,建立了GM-RBF网络模型、基于修正Ar-rhenius的交变温度预测模型、基于加速老化和结构完整性分析的装药贮存寿命预估模型,从不同角度来对装药贮存寿命进行组合预测.在此基础上,设计和开发了预测系统,通过实验数据和仿真分析,得到实例的装药贮存寿命区间为10.5~13.2y.研究表明:这种组合预测的方法避免了单一算法的局限性,提高了预测精度. 相似文献
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本文论述了用钛合金制造固体火箭发动机壳体的优越性,评述了美国及其它西方国家钛壳体的研制和应用概况,简要介绍了我国钛壳体的试制现状。认为,现代宇航发动机壳体采用钛合金仍然具有重要意义。 相似文献
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整体式冲压发动机是将固体助推火箭与巡航用液体燃料冲压发动机组合成为一个整体的新型动力装置,它是超声速、小体积、中远程导弹动力系统的最佳选择.整体式冲压发动机的出现将冲压发动机的应用推向一个新阶段,引起世界各国的广泛重视.近几年我国在整体式冲压发动机很多关键技术的研究上有所突破.液体冲压发动机和助推火箭共用一个燃烧室,使燃烧室中无法安装专门的机械式火焰稳定器和空气冷却衬筒,这为解决燃烧室的点火起动问题、振动问题及热防护问题带来了很大的困难.试验表明:冲压发动机的点火起动问题有多种解决方案,其中火焰稳定性准则的满足是点火起动的重要条件;燃烧室的进口流场,燃油浓度分布等对振动有很大的影响;计算表明,冲压发动机在飞行状态时,流经燃烧室壳体外表面的高速气流的冷却作用可大大降低燃烧室壳体的温度,在相同的冷却效果下,可降低对热防护层的要求. 相似文献
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用固体发动机比冲的理论计算方法计算了发动机比冲与平均工作压强的关系,由发动机质量比的表达式,推出质量比与发动机最大工作压强和平均工作压强比以及药柱装填分数的关系。计算和试验结果表明:发动机比冲随着平均工作压强增加而增加;发动机质量比随着药柱体积装填分数增加以及量大压强和平均压强比的减小而增加。结论:提高平均压强和药柱装填分数以及降低最大压强与平均压强比是提高发动机性能的技术途径。 相似文献