一、固体发动机

美国民兵导弹第一级和第三级固体发动机性能数据/1978年(试刊),1～6 综述了民兵导弹第一级和第三级固体火箭发动机的性能数据。包括第一级发动机的质量验证试车数据和民兵Ⅲ第一、三级的壳体、喷管、点火器、推进剂等项性能数据。     

美国六、七十年代固体火箭发动机技术发展的特点

一、发展初期的一些特点从五十年代后期第一个战略型号开始研制起,到六十年代中期,可以作为美国大型固体火箭发动机的发展初期。美国的固体战略导弹,主要是海军的潜地弹道导弹系统和空军的洲际地地弹道导弹系统(见附录)。它们几乎是同时研制和平行发展的。潜地弹道导弹从北极星A1到A3,洲际弹道导弹从民兵Ⅰ到民兵Ⅱ,这是美国固体火箭发动机技术很重要的一个     

固体推进剂火箭发动机的推力损失预测

本文介绍了关于固体推进剂火箭发动机比冲测定的一种综合分析方法。它是基于流体力学的基本原理,因而不受以前的发动机试车测试数据的限制。这个方法包括从一个标准的自由能量方程计算理论比冲Ⅰsp 和减去由于(1)二相流(凝聚相的滞后),(2)喷管扩散,(3)表面摩擦,(4)热传导,(5)化学不平衡,及(6)喉部烧蚀引起的损失。现有的既有效又易利用的计算机程序可以用于准确地确定这些推力损失。为了确认这个方法的可靠性,实测的和计算的Ⅰsp 之间进行了广泛的比较。试验的比冲数据是从一系列的吹风试验,和用含金属粉与不含金属粉的推进剂的38发缩比尺寸的点火试验及从三叉戟,海神,民兵和宇航发动机的16发全尺寸的发动机得出的。在所有的发动机中比冲的预测值和试验值相差都在0.6%之内,这说明那方法对于预测性能利用子固体推进剂火箭发动机设计和分析中是很准确的。     

航天飞机固体火箭发动机设计评述

为航天飞机固体火箭发动机的研制制定设计条件是很必要的,这些设计条件具有三个新颖独特的特征: (1)固体推进系统首次用于载人宇宙飞行。 (2)航天飞机固体火箭发动机是当今最大的固体火箭发动机。 (3)固体推进系统首次设计成可回收修复并重复使用。这些新颖的特征规定了在航天飞机固体火箭发动机研制中,需要采用以往的成熟工艺及制造方法,保证可靠性是头等重要的。本文评述了航天飞机固体火箭发动机,从用于STS-1飞行的原设计到目前研制的新一代固体火箭发动机。这种新一代固体火箭发动机采用了石墨环氧纤维缠绕壳体。     

阿里安5的推进系统

阿里安5的推进系统由三个部分组成,即固体推进剂发动机、低温主级的火神发动机和可贮推进剂级的沃坦(Wotan)发动机。 一、固体推进剂发动机 固体推进剂发动机是两个固体加速级(即助推器)的主要部件。这种发动机长26米,直径3米,重约260吨,其中230吨为推进剂。     

欧洲空间局固体发动机研制情况简介

1972年,欧洲空间研究协会(后合并成欧洲空间局)开始研制固体火箭发动机,1977年和1978年发射的欧洲科学卫星(Geos—1和—2)首次采用了固体远地点发动机。该发动机由意大利斯尼亚(SNIA—BPD)公司研制,丁羧推进剂,常规的径向燃烧药柱设计。由于它性能卓越,1974年又开始研制一种更大的固体发动机,定名为马奇(MAGE),意图是让欧洲同步卫星使用自己的固体远地点发动机。     

美国空间推进系统的飞行剖面热真空试验

前言空间推进系统是指在100公里以上高度工作的推进装置,它可以包含一台火箭发动机,也可以由几台火箭发动机组装而成。该系统按用途分为两类:第一类用作运载器,包括由液体(或固体)发动机组成的各上面级以及由固体(或液体)发动机组成的远地点推进装置;第二类用作辅助推进器,包括     

惯性末级大型固体发动机推进剂和壳体问题

在全尺寸研制计划中,为首次点火准备的一台大型固体发动机,由于端羟基聚丁二烯推进剂不能适当地固化而出现了软裂纹,以导致一台推进系统发生拖延。改进捏合过程和配方工艺之后,3月16日在沙弗法(Shaffer)称之为“很好、很成功”的试验中对该固体发动机进行了点火。联合技术分公司的化学系统分部(波音公司的固体发动机子承包商)报道:在阿诺德(Arnold)对装载超过20,000磅(约7,460Kg)推进剂直径92英寸(约2.34米)的固体发动机进行了近似真空状态约150秒的点火。按照沙弗法的观点,点火持续的时间被认为是惯性末级高危险范围的一个方面。该试验已经使用化学系统分公司惯性末级推力向量控制执行     

确定微型固体火箭发动机燃烧时间的CAA与CAD技术

应用计算机辅助分析(CAA)与计算机辅助绘图(CAD)方法,确定微型固体火箭发动机燃烧时间t_b。该方法自动化程度高、精度好,有可靠的理论依据。用它替代传统的没有任何理论根据的手工画角分线法,以提高小型固体火箭发动机内弹道数据处理的精度和速度是十分必要的。实践证明这是一种科学的可行的方法,值得推广。     

固体火箭发动机的实际和预示压力—时间历程之间的差别

固体火箭发动机(SRM_S)中实际的稳态压力——时间历程经常不遵循用经典方程和方法所预示的曲线形状。每个发动机偏离预示压力的最大幅度和时间均不相同。对具有圆柱和星孔形状的分段推进剂药柱的航天飞机固体火箭发动机,本文提出了关于这种偏差的数据。本文对端面燃烧药柱的有关类似情形的数据也进行了讨论。     

美国固体火箭球窝摆动喷管的发展述评

前言球窝摆动喷管是美国最早研制的固体火箭推力方向控制技术之一,直到现在仍为民兵导弹服役发动机使用。这说明球窝摆动喷管是一种成功的固体火箭推力方向控制技术,有许多结构上的优点和良好的控制性能。七十年代后期发展的热球窝摆动喷管技术,更进一步表明     

固体火箭发动机CAD系统研究与实现

介绍了一种系统固体火箭发动机CAD(SrmCAD)的组成和功能。系统采用数据库管理数据的传输和存储,可联编不同语言开发的子系统和专用程序,功能较全。利用本系统可快速构造固体火箭发动机系统,并进行全面的性能计算,为武器系统的开发缩短了周期,提高了性能。     

1979年美国固体火箭成就

1979年美国在固体火箭领域中取得了下列成就:一、大型固体火箭发动机相继研制成功1.航天飞机固体火箭助推器它是用于载人空间飞行的最大固体火箭发动机,全长37.5米(125英尺),直径3.7米     

《固体火箭技术》2002年度总目录

第一期火箭研究及应用微重力火箭气动加热计算乐发仁 ,杨军 ,姜贵庆 ,卢睿 ( 1)……………………………发动机固体推进剂远地点发动机的研制和关键技术阮崇智 ( 4 )…………………………………………………一种姿态控制发动机扩散段流场的数值摸拟杨树兴 ,徐勇 ,莫波 ( 10 )……………………………………固体发动机高空模拟试验瞬时真空推力的修正分析与计算杜国如 ( 15 )…………………………………………………正交设计遗传算法在固体火箭优化设计中的应用孙丕忠 ,张育林 ( 19)………………………………………固体火箭发动机药柱翼槽内的…     

固体推进剂点火研究综述

一、引言固体推进剂点火研究(包括理论和实验研究),对于固体火箭发动机点火器的设计者来说,是一个关心的问题。可以从中了解到固体推进剂被点着的过程,提供点火器设计时需要考虑的影响因素和必要的数据,以提高设计质量,减少用全尺寸发动机试验来确定点火器性能的试验次数。随着点火器设计工作的深入,大型固体发动机的使用,开展点火研究工作,     

航天飞机新型火箭发动机试验成功

NASA于4月10日在马歇尔空间飞行中心的东部试验区成功地进行了一台长6m、直径1.21m的航天飞机先进固体发动机(ASRM)缩比固体火箭发动机试车,试车全程约30s. 这次试车开始了支持航天飞机先进固体发动机研制计划的一组(10次)试验.前5次试车将鉴定新型发动机喷管的候选材料,称为喷管鉴定试验-1(NEr-1).4月10日试车的试验发动机重约18140kg,包括重     

飞行状态下固体火箭发动机比冲计算

以固体导弹飞行试验的外弹道测量数据和遥测数据为基础，将外弹道计算模型与固体发动机内弹道计算型相结合，建立了飞行状态下固体发动机比冲的计算模型，算例表明，该模型适用于固体发动机性能的快速工程分析。     

大型固体推进剂火箭发动机在三轴稳定爬高时产生的非轴向推力特征

固体火箭发动机在三轴稳定姿态控制时所产生的非轴向推力已根据 BurnerⅡ、BurnerⅡA 和 Block 5D—1共23发运载火箭顶级的爬高经验数据确定。从25发代表4种不同设计的发动机(三种球形发动机,一种加长的球形发动机)的三轴稳定点火试验中获得了基本数据。附录以表格形式给出了随固体火箭发动机工作时间变化的合成侧向力、横向侧向力的大小、方向、总冲以及滚动力矩的大小、方向和总冲。正文中绘出了各组数据均值和3σ偏差的曲线图。对现有的可用的地面试验的侧向力、滚动力矩大小和总冲等数据进行了鉴定,并与上述的经验数据进行了比较。在全部球形发动机范围内,选用了阿诺德工程发展中心(AEDC)的地面试验数据,其侧向力、滚动力矩和总冲均小于上面所估计的经验数据。在加长的球形发动机范围内,选定的 AEDC 地面试验数据表明,鉴于试验和经验两组数据均只有极小批量,所选定的 AEDC 的侧向力、滚动力矩和总冲的实验数据与发动机的经验数据非常吻合。     

《固体火箭技术》第27卷（2004年）总目录

第 1期火箭研究及应用火箭架线作业装置的设计与试验程养民 ,等 (1)………………RBCC引射模态DAB模式二次燃烧数值研究王国辉 ,等 (5 )………………………………………………发动机喷管扩散段型面对固体发动机性能的影响陈林泉 ,等 (9)……固体发动机喷管延伸锥展开前级间分离的热环境分析韩丽霞 ,等 (12 )……………………………………………高压强固体火箭发动机性能 /成本优化设计李晓斌 ,等 (16)……………………………………………固体火箭发动机内弹道性能仿真何景轩 ,等 (2 0 )……………小型固体火箭发动机低压自毁效果研究刘平 …     

固体火箭发动机喷管橡胶堵盖承压状态仿真方法研究

针对固体火箭发动机喷管橡胶堵盖的受力状态,提出了一种基于Abaqus仿真建模及有限元仿真计算方法.通过橡胶堵盖组成材料(橡胶及夹布)应力-应变曲线及数据拟合,归纳出选择材料本构时应注意的问题;根据堵盖的实际产品状态、结构形态,提出了相关假设,建立了一种简化的有限元模型,并对某固体火箭发动机橡胶堵盖0.3 MPa的承压工...