小型试验固体火箭发动机研究

从理论上分析了影响固体火箭发动机性能散布的主要因素,设计了相应配套的小型试验固体火箭发动机,用于提高燃速测试精度,并应用于大型发动机的研制和批产。理论分析和测试结果表明,燃速的测试精度以及复合固体推进剂自身的燃速散布是影响固体火箭发动机性能的最主要因素,把握了复合固体推进剂燃速,可减小性能散布,确保大型固体火箭发动机批次研制和生产性能的稳定性和准确性。     

液体火箭发动机替代固体捆绑式火箭发动机助推器研究

本文将讨论应用简单的挤压式液体火箭发动机助推器替代现有固体捆绑火箭发动机的可能性,并且探讨如何制造同固体火箭发动机相同经济效益的火箭发动机,而不出现固体火箭发动机的安全和操作缺限。固体火箭发动机经济效益好并被广泛使用。但是它表现出明显的安全和操作缺限,用现有经费模型探讨固体火箭发动机的经济效益,并说明其原因。为此促使我们比较分析简单的挤压液体火箭发动机级,此液体火箭发动机级采用固体火箭发动机有相同经济效益的烧蚀冷却液体火箭发动机。本研究所选择的液体推进剂是过氧化氢和煤油,它具有可与固体火箭发动机相竞争的经济和性能特性。研究表明没有实际的液体推进剂组合可以获得固体火箭发动机那样的的密度比冲,应用过氧化氢和煤油的液体火箭系统是现有或未来运载火箭增加推力的一种经济的方案。     

单室双推力固体火箭发动机装药

从理论上分析了单室双推力固体火箭发动机产生两级推力的机理.给出了在喷管膨胀比不变的条件下,采用改变燃烧面积和改变推进剂燃烧速度的方法设计出的若干种斗室双推力固体火箭发动机的装药型式.扼要介绍了单室双推力固体火箭发动机近年来应用新技术、新材料和新工艺的情况.     

单室双推力固体火箭发动机的现状和动向

从单室双推力固体火箭发动机的应用、性能、推进剂、壳体材料、成型工艺、推力矢量控制等方面着手,讨论这种发动机的技术现状、应用情况和发展趋势,并同单室单推力发动机作了详细的对比.给出了国内外若干种主要单室双推力发动机的性能数据.今后发展动向:多数单室双推力发动机仍将以采用端羟基聚丁二烯推进剂为主;少烟无铝复合推进剂和微烟的硝胺类改性双基推进剂的应用将会有所增多;发动机壳体仍以采用超高强度钢为主;加快使用推力矢量控制装置.     

织女星火箭进行发动机点火试验

近日,Zefiro 9-A(Z9-A)发动机在位于意大利撒丁岛的试验场成功进行了首次点火试验,这是织女星火箭飞行鉴定试验前的最后第二次发动机点火试验。此次试验检验了弹道性能(压力及推力曲线)、内部热防护效率、推力矢量控制性能,以及传导热与动力环境发动机性能。Z9-A固体火箭发动机是织女星火箭的第三级发动机。发动机点火燃烧了120 s。结果验证了这种改进型发动机预期性能的提升,以及发动机喷嘴坚固性的改进。这种使用新喷嘴设计和优化推进剂加注方式的改进型发动机,完全符合织女星火箭第三级发动机的飞行特性,但为使发动机适应水平状态,使用了截平喷嘴。预计2009年2月,Z9-A发动机将进行第二次飞行鉴定试验,而火箭飞行鉴定试验计划将于2009年末进行。织女星火箭是一枚三级固体推进火箭,有一液体推进剂上面级,起飞质量137 t,能将1 500 kg有效载荷送入高度700 km的极轨,可用于发射各种科学和地球观测任务航天器。织女星小型火箭为4级火箭。其中有三级使用固体推进剂,一级使用液体推进剂。使用固体推进剂的分别为P80一级、Zefiro-23二级和Zefiro-9三级;使用液体推进剂的一级为AVUM。Z9-A发动机整体高...     

固体火箭发动机静电的产生与防范

论述了固体火箭发动机产生静电的机理，分析了发动机在系统中的电磁环境，同静电起电有关的位置环境，提出了发动机发生静电激发点火的模式。以复合材料壳体并装有丁羟推进剂药柱的固体发动机为例，对其静电发火可能性及防范措施作了分析。按照有关的静电感度标准和试验方法，对发云南壳体，药柱，片状或粉状推进剂和火工品，进行了静电特性的试验。     

非壅塞固体火箭冲压发动机工作特性研究

通过数值计算方法，研究了非壅塞固体火箭冲压发动机的高度特性，速度特性和导弹工作的稳定性。运用直连式实验，考察了这种发动机燃气流量的自适应调节特性。结果表明，非壅塞固体火箭冲压发动机是一种性能优良的冲压发动机。     

固体火箭发动机撞击靶板安全性数值分析

为研究固体火箭发动机撞击安全性,建立了固体火箭发动机撞击靶板的计算模型,模型中发动机的推进剂装药采用点火增长反应速率方程.采用非线性有限元流体动力学方法,对发动机径向撞击靶板过程进行了数值模拟,分析了不同撞击速度下发动机中推进剂装药的反应情况.计算结果表明,发动机径向撞击靶板爆炸的临界速度范围为150～200 m/s;低强度多次撞击过程中推进剂会发生延迟爆轰情况.     

高能X射线对固体推进剂性能的影响

本文介绍了在固体火箭发动机高能X射线无损检测中,固体推进剂接受射线剂量的理论估算和实验测定,以及对丁羟、丁羧及聚硫三种系列推进剂受高能X射线照射后其然速、抗拉强度、延伸率等性能变化的实验研究。     

药柱的燃速弧线特征

存放多年的双基推进剂药柱,经实验发现,在肉厚方向有一种称为“燃速弧线”的特征,也称为“虹效应”,爆热也有此特征,它会引起固体火箭发动机压强曲线和推力曲线的变异,从而对导弹的战术性能发生影响。     

轴承位置对涡轮泵转子系统稳定性的影响研究

针对低温液体火箭发动机涡轮泵转子非线性系统开展了轴承位置对稳定性的影响研究。建立了涡轮泵转子非线性系统的动力学模型,分别研究了理想安装时和非理想安装条件下泵端和涡轮端轴承位置变化对转子系统稳定性的影响,给出了失稳转速随轴向位置的变化规律,为液体火箭发动机涡轮泵转子系统结构设计、故障诊断与安装维护提供理论依据。     

固体火箭发动机喷流中电子密度的实验研究

研究如何利用固体火箭发动机工作产生的非均匀等离子体喷流流场,改变飞行器的目标光电特性是导弹等飞行器突防的一个重要课题.对此进行了一些初步的探索性实验,获得了两种不同固体火箭发动机喷流流场电子密度的有关数据,其中双基推进剂约为109cm-3量级,复合推进剂10^10～10^11cm^-3量级.试验表明,将固体火箭发动机作为等离子体发生器是一种行之有效的方法,可以获得需要的电子密度值.     

侏儒导弹的动力装置

本文介绍了美国侏儒导弹三级固体发动机的研制进展和主要性能,着重分析了发动机采用的石墨/环氧复合材料亮体、NEPE推进剂和碳/碳喷管等三项先进固体火箭技术。     

水下固体火箭发动机的负推力现象研究

针对水下固体火箭发动机工作环境压强高的特点,结合固体推进剂的燃烧特性,采用UDF方法定义喷管入口边界条件,建立了固体推进剂燃气质量生成与水下超音速气体射流的耦合计算模型。将该模型的计算结果与水下固体火箭发动机的实验测量结果进行对比,验证了该模型的合理性。研究发现,水下固体火箭发动机在点火初期会出现负推力现象,负推力产生的原因是发动机点火初期,喷管内被过度压缩的燃气冲出喷管后,在喷管尾部形成一个超音速燃气泡,超音速流动使泡内压强降低;同时受到流动惯性作用的影响,气泡持续膨胀使泡内压强进一步大幅降低,发动机前后端面上的压差最终导致负推力现象产生。     

固体发动机内药柱开槽对燃气流的影响

本文介绍了对先进固体火箭发动机预选药柱前段的1/8缩比模型进行的一系列冷气试验及结果。该模型模拟两个不同燃烧时间的药柱燃面。文中评价了药柱几何形状对前端中心气流的影响;确定了不同轴向位置的压力、速度和湍流分布。试验结果表明,药柱开槽可使下游气流迅速与中心气流相混合。而且,在下游药柱段表面上没有明显“射流”现象。     

固体火箭发动机质心测量技术述评

综述了国内外测量导弹、飞行器及固体火箭发动机质心可行的各种方法,分析了它们的误差来源,介绍了一些精度指标测定方法及几种现行的测试装置,最后提出了大型固体火箭发动机质心测量方案的建议.     

三氧化二铝颗粒在喷管内的沉积

本文根据一系列复合推进剂固体火箭发动机的中止燃烧试验,提出了三氧化二铝颗粒在发动机喷管内的沉积计算模型,并通过轴对称喷管两相跨音速流场计算及喷管传热分析,预示喷管内的沉积规律及沉积对喷管壁内温度场的影响。预示结果与实验结果基本相符。文中还比较了燃烧室压力,推进剂中铝含量对沉积影响的实验结果和理论预示结果,它们也基本相符。     

固体火箭发动机飞行比冲的再现

飞行时的发动机平均比冲通过以加速度为基础的再现火箭速度来计算,推导比冲公式使用的模型中,考虑了推进剂和惰性物质的排放量、理想飞行速度方程及计算的速度损失。但是,一些固体火箭发动机出现了尚不明了的地面与飞行间的比冲损失。求大力神—4固体助推器比冲的经验表明:燃烧过程中比冲的变化可以计算这部分损失。推导了变化比冲的理想速度方程并加以讨论,指出比冲变化的原因。     

用添加剂抑制固体火箭发动机排气二次燃烧的研究

介绍了采用化学添加剂抑制固体火箭发动机排气二次火焰的实验研究。10种化学添加剂的实验结果表明,其中5种对二次火焰有抑制作用。进而又以它们对一种双基推进剂和一种中能无烟推进剂装药发动机羽流二次火焰的抑制效果,以及羽流对电磁波衰减的影响,进行了实验验证。另外,还用附加药片法对添加剂的消焰效果做了实验,证明这是一种简便实用又不影响推进剂燃烧性能的抑制剂施加方法。     

柔性无卤含磷体系EPDM绝热层在固体火箭发动机中的应用

介绍了所研制的柔性无卤含磷体系EPDM绝热层在某固体火箭发动机中的应用,包括绝热层的主要性能指标,绝热层与推进剂的化学相容性,绝热层界面粘接性能;绝热层模压制件工艺实验结果及绝热层在地面静止试验发动机上的试验情况,实验结果表明,该绝热层密度低、烧蚀性能和成型工艺性良好,并且环保、特征信号低完全满足某固体火箭发动机的绝热问题。