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双金属丝点火的多次启动固体发动机在战略、战术导弹、空间武器、弹头再入姿态控制等方面具有广阔的应用前景,为此,对其进行了研究.在先后完成试验装置设计、单丝、多股编织丝、单脉冲及双脉冲发动机试验并解决了阻燃层、双金属丝点火器装配等关键技术问题的基础上,使设计的双脉冲工作试验发动机地面试验获得圆满成功,从而为研制实用型多脉冲固体火箭发动机创造了条件. 相似文献
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以喷射棒式双脉冲发动机燃烧室、级间隔离装置和喷管一体化为研究对象,采用数值仿真技术对Ⅱ脉冲点火过程三维流场特性进行分析研究。计算结果表明,点火初期燃气压力波峰超前于火焰峰到达级间隔离装置,并以压强冲击波形式传播,Ⅱ脉冲燃烧室相对高压区位置不断发生改变;级间孔打开过程对药柱末端压强影响较大,但对Ⅱ脉冲燃烧室压强整体上升过程影响较小;级间孔打开后,燃气经级间孔加速后形成高度欠膨胀射流,并在Ⅰ脉冲燃烧室内形成非对称带状低压区;级间孔分布的非对称性,导致压强及温度在发动机燃烧室中呈现显著的三维分布特性;高温区出现在隔板附近,而在装药前端、装药末端及外围级间孔轴线附近出现低温区。 相似文献
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固体发动机低温点火适应性模拟试验技术 总被引:1,自引:0,他引:1
考虑影响固体发动机低温点火适应性的推进剂低温力学性能、药柱固化降温应变以及药柱在发动机点火升压条件下应变等3个关键因素,设计了可用于全尺寸发动机低温点火适应性研究的ф202 mm模拟试验发动机。通过选取合适的药柱设计参数和发动机初始压强,可对全尺寸发动机在低温点火下药柱应变状态进行模拟。模拟发动机已成功应用于A、B和C等全尺寸发动机低温-40℃或-50℃点火适应性研究中,获得了各发动机低温点火试车时的结构安全余量,可在类似发动机低温点火适应性研究中推广应用。 相似文献
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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。 相似文献
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对大气层外自旋拦截器的末制导控制进行了研究。考虑变质量后质心位置变化产生的扰动力矩对拦截器姿态的干扰,以及弹体自旋运动对直接力分量的影响,建立了拦截器运动模型和相对运动方程。基于现有的脉冲发动机,根据理论所需冲量确定脉冲发动机数和相应的最佳布局,以及等效控制力大小与方向。用衰减记忆滤波算法提取高精度视线转率,选用比例导引律,相对距离变化率采用近似计算,设定视线转率门限避免发动机点火过于频繁。设计了包括脉冲发动机点火策略的算法,可在满足脱靶量要求前提下最大限度减少脉冲发动机消耗和对导弹姿态角的影响。仿真结果表明:该法能有效实现大气层外自旋拦截器在末制导段的精确制导控制。 相似文献
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针对空间碎片撞击航天器典型结构形成的碎片特征问题,开展了单层板和多层板在4.4~5.8 km/s速度下的超高速撞击试验,利用激光阴影照相技术和碎片软回收方法获得了不同试验状态下碎片尺寸及质量分布等信息,同时采用数值仿真方法分析了碎片的形成机理。研究结果表明,碎片数量随弹丸及靶材尺度的增大、撞击速度的提高而增加,且随碎片尺寸的减小呈指数关系增长。碎片尺寸与其形成机理有关,小碎片主要是在应变率较高的冲击加载和相变作用下形成,对撞击速度的变化更为敏感;大碎片则是在较低应变率下,因靶材的穿孔损伤造成局部强度下降,在冲击作用下材料沿薄弱处撕裂并脱落而形成。 相似文献
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液氧/液甲烷推进剂组合具有高比冲性能以及其他优异的综合使用性能,已经成为未来空间化学推进的重要发展方向之一。点火技术作为液氧/液甲烷姿控发动机的重大关键技术,对发动机可靠启动、响应特性、脉冲一致性等关键指标具有重要影响。欧美国家已经开展系统以及相关组件的预先研究,其中美国已经完成了系统级的地面自由飞行试验。国内也已开展了低温推进系统技术论证,并开展了主发动机、姿控发动机以及点火器、低温贮箱、低温阀门等关键组件的研发。针对液氧/液甲烷低温推进剂组合进行了点火技术分析筛选和试验研究,验证了电火花点火与激光诱导等离子点火两种方案的原理可行性。试验表明在入口条件从气态到液态的宽广范围内两种方案均能实现可靠、可重复点火,两种点火方式对于LO_x/LCH_4发动机均原理可行。试验得出可靠点火的火花能量边界特性、混合比边界特性、响应特性以及脉冲特性,为后续液氧甲烷发动机设计提供依据。 相似文献
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推导出制导火箭弹为获得期望着角所需的脉冲发动机数量解析公式,并根据此公式对比研究了火箭弹分别采用同时点火和依次点火时俯仰角初始值、期望着角和脉冲发动机推力对脉冲发动机数量的影响。研究表明,同时点火方式优于依次点火方式;飞行末段姿态调整时间较长时,期望着角和初始俯仰角对发动机数量的影响很小;随着脉冲推力的增加,所需的脉冲发动机数量递减。 相似文献
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我国新一代大推力液氧/煤油补燃发动机采用双推力室方案,发动机起动时存在推力室点火不同步情况.以500 t级液氧/煤油补燃发动机为研究对象,针对起动时推力室点火不同步问题,对发动机推力室燃料路的控制方案进行了研究.建立了描述补燃循环发动机起动过程的数学模型,搭建了双推力室发动机起动仿真平台.通过对推力室燃料路两种控制方案的对比分析:指出了从降低发动机系统对双推力室不同步点火的敏感程度考虑,采用2个燃料节流阀分别控制各分支燃料路的方案较优;推力室燃料路采用一个燃料节流阀的控制方案时,推力室冷却套流阻偏差不宜大于1 MPa. 相似文献
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对硝酸羟胺(HAN)基单组元1N发动机的设计进行了研究。给出了发动机总体设计中喷注方式、催化床、支架、身部材料和控制阀等要点。介绍了发动机研制中突破的关键技术:采用3孔喷注器对流量进行均匀分配,提高发动机温起动次数,缩短响应时间;催化床分隔为前床和后床,分别使用不同直径大小的催化剂,减小空腔,提高发动机性能;挡板和分隔板应用耐高温铂铑合金材料,提高发动机性能和寿命。高空模拟热试车表明:设计的HAN基1N发动机可实现平稳点火,并获取了发动机的稳态和脉冲工作性能。发动机研制已完成了模样阶段并转入初样阶段,并被国内快响小卫星采用。 相似文献
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在固体火箭发动机技术应用到水雷动力装置研制中,为及时解决某水下发动机点火设计与试验,采取双药盒点火模式,对于点火药量的确定,结合理论计算,以及经验公式的估算后,与相类似的发动机进行比较计算,根据使用条件进行了修正,直接应用到全尺寸发动机地面试验。试验结果表明,发动机点火正常,能够保证药柱正常燃烧,发动机及时工作,工作压强与推力曲线完整、有效,点火一致性良好。目前采用的这种工程方法是可行、合理与有效的。 相似文献