考虑应力-强度干涉的发动机管路设计方法

在静强度设计的基础上,根据应力-强度理论,对高压补燃液氧煤油发动机总装管路设计在考虑材料机械性能的不均匀和工作压力脉动的条件下,对动态可靠性进行了数学建模,提出了采用动态安全系数的校正方法。通过试验验证,这种方法能够保证发动机工作可靠性设计要求,为发动机管路设计提供了一种新的方法,也可以推广到其它结构件的设计当中。     

飞马座空间运载火箭的推进系统

飞马座空间运载火箭的推进系统为三级固体推进剂火箭发动机,本文对发动机的设计、制造和试验作了全面介绍,重点讨论了三级发动机的设计特点,即为了提高系统可靠性和降低生产成本,采用大的设计安全系数和在其它型号上使用过的成熟技术。     

火箭结构可靠性设计分析

本文为火箭结构可靠性设计分析的综合性报告。从实用观点,考虑到可靠性设计的合理性以及传统安全系数设计的方便性,提出可靠性安全系数法。可靠性安全系数常比传统安全系数小,因而,在满足所要求的可靠性指标情况下,常可使结构重量减轻。 文中讨论了结构可靠性设计指标与分配;简介了可靠性设计的一般方法;通过可靠性安全系数,把可靠性设计与试验检验直接相联系,列出了试验检验算式。此外,综述了结构强度统计中的一些具体问题。文中给出了有关结构强度变差系数及可靠性安全系数图表,供查用。     

圆柱壳体的可靠性设计

通过对传统安全系数在结构设计中不合理之处的分析，提出需要研究安全系数与可靠性的关系，根据给定的结构可靠性要求，确定相应的可靠性安全系数，并以此进行圆柱壳体结构的可靠性设计。     

燃烧室压强随机分布的模拟及响应

采用混合同余法与变换抽样法对固体火箭发动机纤维缠绕燃烧室压强的多种随机分布进行了模拟，并结合蒙特卡罗随机有限元方法分析了该在正态分布压强作用下的力学响应。其结果中用于此类结构的可靠性评估与设计。     

新型弹簧床结构的HAN基发动机技术

为改善硝酸羟胺(HAN)基发动机催化剂在长时间工作的工况下容易发生破碎而产生空穴的现象，本文提出一种新型弹簧床结构发动机设计方法，对发动机催化床进行改进优化设计。该设计可实现，常温环境下弹簧所提供的最大弹力不足以压碎催化剂；同时在高温环境下，弹簧的最小弹力足以克服催化床受到的流动阻力，可大幅提高发动机工作寿命、性能和可靠性。为验证该设计方法的有效性，分别开展了传统结构和新型弹簧床结构的HAN基1N发动机温启动试验。试验结果表明：在相同试验条件下，传统结构1N发动机温启动次数不超过150次，而使用新型弹簧床结构的1N发动机温启动次数超过了500次，且工作性能更优。试验结果证明了该设计方法的有效性，为HAN基发动机长寿命可靠工作奠定了良好的技术基础。     

基于安全系数的轴全概率法可靠性设计

本文应用可靠性理论对轴类零件的设计方法进行了研究,在考虑轴类零件静强度和疲劳强度的情况下利用全概率法对基于安全系数的设计公式进行了推导,并对设计参数的取值进行了说明。最后,通过算例对可靠性算法优于传统安全系数算法的理论进行了论证。     

基于发动机试车时序的某钝感点火器燃烧时间可靠性评估

针对新一代火箭上面级膨胀循环发动机使用的钝感点火器,为评估点火器的可靠性水平,通过点火器验收试验获取的强烈燃烧时间数据和膨胀循环发动机试车获取的起动加速性数据,利用假设检验的方法证明发动机建压时间S和点火器强烈燃烧时间r都呈正态分布状态,根据概率统计理论,其差r-s也为正态分布。采用应力-强度分布干涉理论,分析计算点火器基于发动机试车时序的点火可靠性为0.999 970。根据本文的分析和计算,认为验收的点火器发火性能可靠,能够保证发动机建压的可靠性,点火器强烈燃烧时间能满足发动机系统要求。     

论现有远地点发动机用于新航天飞行器的有关问题

为了使正进入鉴定阶段的远地点发动机(TE-M-616)用于广播试验卫星,本文介绍了该新航天飞行器对远地点发动机的各系统及分系统提出的要求。由于加拿大通讯技术卫星和广播试验卫星对远地点发动机在环境和性能要求上有所不同,为了解决此问题,必须使远地点发动机经受住最恶劣的环境。喷管设计以及远地点发动机与航天器的对接都利用现有设计结构。根据对远地点发动机分析的结果,已经表明,若保持安全系数不变,只需要对现在进行的试验计划做一些修改和补充。另一方面,对于航天器提出的技术条件必须进一步审核,以便使新航天飞行器设计有最大可能利用现有的远地点发动机。     

低温点火条件下药柱结构完整性分析与试验

固体发动机在低温点火条件下,药柱承受低温和压力载荷的联合作用,结构完整性受到严峻考验,极易发生故障。基于三维粘弹性有限元法,采用MSC. Patran/Marc有限元软件,分析了某模拟发动机药柱在低温和低温点火升压两种载荷下的结构完整性,利用固体发动机冷增压试验系统对该型发动机进行了冷增压试验,考虑温度和压力载荷的不耦合特性,将试验结果与数值仿真结果进行了比对分析。研究表明,药柱在低温点火条件下安全系数为2.46,结构完整性满足要求;试验结果与仿真计算结果一致性较好;相关研究方法和结论可为固体发动机设计、分析与试验提供参考。     

固体火箭发动机结构可靠性综合评定法

提出了一种将固体火箭发动机各组件试验数据折算成等效的整机试验数据,进行其结构可靠性综合评定的方法。运用此法对某大型固体火箭发动机整机结构可靠性进行了评估。结果表明,评定的整机结构可靠度显著提高了。从而证明此方法可供工程设计使用。     

一种固体火箭发动机内弹道性能数字仿真研究

研究了固体火箭发动机内弹道性能数字仿真方法，包括确定其随机变量，提出根据试验数据修正压强和推力的计算公式和数字仿真模型。该方法可用于固体发动机方案选择、性能评定及流场计算。对某固体火箭发动机的内弹道性能进行了数字仿真，得出了燃烧时间平均压强和平均推力、最大压强、比冲和总冲等内弹道性能参数的均值和方差。计算结果和实验数据符合较好，说明该仿真模型计算可靠。     

多脉冲固体火箭发动机陶瓷舱盖结构分析

针对多脉冲火箭发动机用陶瓷舱盖材料拉压模量不同的特性,利用ANSYS软件建立了平面轴对称有限元模型,分析了隔舱接触面上的压力与摩擦力对舱盖危险点应力的影响。结果表明,无论舱盖凸面受压还是凹面受压,轴心凸面处始终是结构的危险位置;增大结构预紧力并减小接触面的摩擦力可改善舱盖的应力分布。     

固体发动机壳体工作状态塑性流动数值模拟

采用二维轴对称模型及有限元数值计算方法，对固体火箭发动机壳体在高压下的应力分布进行了分析和计算，获得了发动机壳体在工作条件下的塑性形变及应力场的分布。其结果可供基于塑性形变的壳体评估及可靠性设计参考。     

固体火箭发动机结构可靠性评估方法的探讨

对战术导弹固体火箭发动机的结构可靠性评估方法及其应用作了述评，并以某空空导弹发动机为例进行了计算、比较。与其他方法相比，有验前信息的贝叶斯法能较好地反映发动机的实际结构可靠性水平，是一种较为合理、有效的评估方法，并提出了基于应力－强度干涉仪模型的变量分析法将是发动机结构可靠性评估的一个发展方向     

微铝含量推进剂配方与刮涂成型装药工艺

为满足瞬间变换内弹道和燃烧产物而能量不变的特殊发动机装药要求，设计了微铝含量复合推进剂配方。经地面热试车考核，发动机性能满足设计要求，为今后高装填密度，高质量比的发动机装药开拓出一条新途径。     

旋转发动机内弹道计算初探

提出了一种旋转固体火箭发动机的内弹道计算方法。在推导出旋转条件下的燃面变化规律的基础上,采用龙格库塔法求解了内弹道计算基本方程,并编制了计算程序。旋转和不旋转情况下的计算结果对比表明,旋转使发动机内压强增高,工作时间缩短,拖尾段加长。最后还就实验研究方法和实验结果处理进行了探讨。     

珠承全轴摆动喷管的设计和分析

介绍了固体火箭发动机推力向量控制珠承全轴摆动喷管的结构方案和结构分析,论述了珠承接头的设计计算方法,评述了珠承全轴摆动喷管的优缺点和在固体火箭发动机上的应用前景.     

H2O2-PE固液火箭发动机低频不稳定燃烧研究

介绍了85％H2O2-PE固液火箭发动机的低频不稳定燃烧特征;应用发动机质量守恒方程对发动机低频耦合振荡燃烧现象进行了一维模拟,分析了氧化剂喷射压降对低频不稳定燃烧的影响。利用扰动分析确立了固液火箭发动机的稳定工作限。提出了抑制低频耦合振荡燃烧的方法。     

固体火箭发动机凝聚相微粒分布研究现状

凝聚相微粒尺寸分布对固体火箭发动机燃烧室效率和喷管效率有影响。本文介绍了引起固体火箭发动机两相流动损失的凝聚相微粒尺寸分布、测试方法的研究现状。