印度宇航研究院简介

印度宇航研究院(ISRO)是印度航天用固体火箭发动机的主要研制机构.二十多年来它为印度的探空火箭和运载火箭研究了多种固体发动机.该院具备固体发动机及其各项分系统的研制能力,以及有关设计工具和设计软件.该院拥有推进剂厂,复合材料厂,发动机无损评定和组装设施,环境试验设施,地面试车台,包括单分力、六分力、高空模拟试车台.原材料以及发动机生产的其他配套项目,依靠印度工业界有关工厂.固体发动机关     

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.     

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。     

固体火箭发动机及推进剂技术发展概述

简述了固体火箭发动机及固体推进剂技术的发展和应用情况，概要地介绍了固体火箭发动机设计及固体推进剂技术的未来发展趋势。     

固体火箭冲压发动机技术研究进展

近年来,固体火箭冲压发动机获得飞快发展,本文综述了其技术研究进展,为后续固体火箭冲压发动机技术及相似技术的发展提供借鉴。主要介绍了固体火箭冲压发动机的燃气流量调节技术、贫氧推进剂技术、高效燃烧组织技术、转级技术等关键技术。总结发现国内外关键技术已取得了较全面突破,逐渐进入工程实用阶段,但燃烧基础问题研究不足。因此,有必要进一步深入开展推进剂细观燃烧、多相湍流燃烧、金属颗粒燃烧等基础科学研究,进而促进固体火箭冲压发动机技术发展。     

2021年度固体火箭技术进展

从本刊刊载情况看,2021年对于固体火箭发动机技术及其相关领域的发展有几个值得一提的事情.首先,我国自主研发的?3.2 m分段式固体火箭发动机和?3.5 m整体式复合材料缠绕固体火箭发动机相继试车成功,标志着我国打通了?3 m以上大型固体火箭发动机研制的关键技术链路;其次,2021年在以超燃、推力可调可控特种发动机等为...     

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。     

关于固体火箭多分力试车台的动特性研究(横推力测试系统)

1、前言测定火箭发动机地面燃烧试验的推力方向控制力(以下称横推力)一般用多分力试车台。我所使用奥蒙德公司(ORMOND)生产的MCT3055—44K 的六分力试车台对于二次喷射JCR 型固体火箭发动机的地面试车进行了包括横推力在内的各个方向推力的静态数据测试,取得了良好的结果。     

发动机点火时间失控的分析与排除

介绍了某大型液体火箭发动机的试车台,在发动机试车前的模拟测试中,由于时间控制继电器失效,造成点火时间及程序失控的故障。通过对隐患的分析和排除,保证了试车任务的完成。     

固体火箭发动机水熄火试验研究

本文简要介绍了固体火箭发动机水熄火多次起动研究的试验系统,给出了发动机水熄火的初步试验结果。试验结果分析认为,双基推进剂比含铝量较高的复合推进剂容易实现可靠水熄火,而且有可能在较短的时间里应用于某些固体火箭发动机的多次起动,本研究为固体发动机多次起动技术的进一步深入研究打下了基础。     

铝基火箭发动机

美国某空军基地飞行动力实验室,对铝基复合材料做壳体的战术固体火箭发动机,进行试车,取得成功。发动机点火14秒钟,消耗推进剂1600磅。发动机外壳结构为增强纤维铝基复     

固体火箭发动机展望 固体火箭委员会报告

从1955年到1975年这二十年期间,固体推进剂火箭发动机的技术进展很快,它在战术、战略和宇宙应用各方面取代了液体推进剂火箭。一般来说,选用固体火箭发动机比液体火箭发动机价格便宜,并且反应时间短。看来液体火箭的主要用途不得不退缩到要求多用途、极高性能、多次起动和关机以及节流控制的任务方面。将来,固体火箭发动机在某些任务方面还可能被低价格的空气喷气推进或液体火箭所取代。虽然美国航空与宇舰学会的固体火箭委员会对国际政治、国家的看法和重点以及联邦政府的予算均无法进行估计,但该委员会最近仍试图予测固体发动机的未来。为此,他们询问了固体火箭发动机方面的专家们对今后10～20年固体火箭发动机在应用、经济、性能发展趋     

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     

中国空间用固体火箭发动机的发展

中国从１９５８年开始复合固体推进剂火箭发动机的探索和研制工作。根据航天技术发展的需求，促使复合固体推进剂火箭发动机从小到大逐步发展起来。在三十多年的研制过程中。解决了壳体材料和成型工艺、推进剂配方和装药工艺、喷管和推力向量控制技术，安全点火和高空点火技术、各种环境试验技术、无损检测和质量保证技术、地面试验和测试技术等。已形成了固体火箭发动机研究、设计、试验、生产配套的基本条件，同时为中国卫星发射提     

残余限燃环对大型分段式固体火箭发动机凝相沉积的影响

采用Euler-Lagrangian方法描述固体火箭发动机两相流动过程,数值分析了某大型分段式固体火箭发动机地面试车后在后段燃烧室筒段出现大量的Al_2O_3凝相颗粒沉积现象,计算过程中考虑了气相湍流脉动对凝相颗粒的影响,并通过缩比分段式固体火箭发动机地面粒子沉积试验对计算结果进行验证,数值计算与试验结果基本吻合。二者结果表明,由于前后段燃烧室推进剂燃速差异性,导致在大型两分段式固体火箭发动机工作末期,前段燃烧室高温燃气中的大量微小颗粒受到湍流脉动的影响而被后段燃烧室筒段壁面捕获形成凝相沉积。同时研究表明,燃烧室分段部位的残余限燃环高度对后段凝相沉积量影响非常明显,通过降低分段部位限燃环残余高度,能够明显降低发动机工作过程中后段燃烧室的凝相沉积量。     

固体火箭发动机撞击安全性数值分析

针对固体火箭发动机撞击安全性问题,采用数值分析方法,建立了某两型高能固体火箭发动机轴向与径向撞击模型,完成了不同速度、不同撞击角度下的发动机安全性分析计算,得到了在不同撞击条件下固体火箭发动机推进剂的燃烧、爆炸等反应特点。对比相同工况下的火箭撬试验结果,计算结果与实际试验接近,验证了数值模型及参数的正确性。利用已验证的模型和参数,采用相同的计算方法,通过对模型在不同速度下进行多次仿真计算,得到两型发动机的撞击临界速度。研究表明,对于高能固体推进剂固体火箭发动机,随着尺寸与装药量增大,其撞击安全性降低,在相同尺寸时,径向撞击比轴向更容易发生反应。研究结果为高能固体火箭发动机的设计及撞击安全性分析提供了参考。     

1991年度情报研究课题论文简介

《先进SRM的高空模拟试验及试车台述评》(邹德兴)。该文系统评述了国外SRM高模试验技术的发展情况、先进的固体发动机对高模试验的要求及建设高模台的技术途径、方案、技术关键等。《大型SRM的连接结构与密封技术》(单建胜)。文章以大量实例介绍了国外大型SRM喷     

主动式活塞凝胶流量标准装置的建立

凝胶推进剂是一种非牛顿粘弹性流体,具有粘度高、压力触变性等特点,在发动机实际试车中采用了科氏力质量流量计对凝胶推进剂在实际管路中的流量进行测量。西安航天计量测试研究所结合凝胶推进剂本身的压力触变特性,对凝胶流量计的校准进行了深入地研究。基于主动式活塞液体流量标准装置的结构,通过增设加压/泄压装置,加装在线密度计,设计了一套针对火箭发动机凝胶流量计的标准装置。该装置可以充分模拟凝胶流量计的实际使用工况,实现凝胶流量计的实流模拟校准,进而提高了瞬态流量的测量准确度。本套凝胶流量标准装置具有流量稳定、重复性好及测量范围大等特点,其质量流量测量范围为19.44~3 611 g/s,完全满足我国航天发动机在实际热试车和高空模拟试车中对凝胶推进剂质量流量测量的要求。     

固体火箭发动机排气二次燃烧的抑制技术

介绍了无烟固体火箭推进剂研究的最新进展——固体火箭发动机排气二次燃烧的抑制技术,内容包括二次燃烧的产生机理、抑制机理和国外技术现状等.国外经验表明,采用少量的抑制剂可以达到对高能无烟推进剂发动机排气二次火焰的抑制.     

西德固体火箭技术的发展趋势

本文叙述了西德固体火箭当前的发展和技术状况,包括推进剂、发动机部件和系统。并与文献上公布的西方标准做了比较。本文介绍了技术上最重要的部分,例如冲压火箭和气体发生器用的推进剂、推力矢量控制、高加速推进和性能予测等。在此基础上并根据西德的财政和组织情况,就未来武器和方案选择方法的各个方面,讨论和分析了固体推进剂火箭技术的发展趋势。