固液混合火箭发动机缩尺效应研究

全尺寸固液混合火箭发动机试验耗费大,通常采用缩比发动机进行试验。为确保缩比试验代替全尺寸试验的准确性和有效性,对固液混合火箭发动机进行了相似性理论研究。结果表明当缩尺发动机与全尺寸发动机几何相似、采用相同的氧化剂和燃料组合,且氧化剂流率与药柱内径比值相同时,理论上缩比试验一定程度上能够反映全尺寸发动机的特性。     

固体推进剂药柱的可靠性—力学模拟发动机的设计和试验

评价固体推进剂药柱的可靠性,主要是依据对其力学性能的评估。用全尺寸药柱进行试验,通常是很困难的,并且费用昂贵。本文介绍了一种能反映全尺寸发动机的特型小尺寸、低成本模拟发动机的研究和试验。这种发动机可模拟全尺寸发动机药柱(88%固体含量的CTPB推进剂)的条件进行力学性能试验。进行了大量的、承受多种载荷条件(温度循环和/或加压)的模拟发动机试验。给出了试验结果,并首次给出了与尚在发展中的理论计算有关的分析。     

固体发动机低温点火适应性模拟试验技术

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。     

H_2O_2/HTPB缩比固液火箭发动机药柱燃速试验研究

对采用90%H2O2/HTPB基推进剂组合的缩比固液火箭发动机开展了药柱燃速试验研究,得到了不同点火方式和不同氧化剂流率下的药柱燃速。试验结果表明,在相同的氧化剂流率下,催化点火方式比点火药点火方式药柱燃速要高,燃烧室压力更为平稳,同时建压时间要长。根据点火药点火方式下不同氧化剂流率的药柱燃速拟合得到了燃速公式,并运用燃速公式对300 mm全尺寸发动机进行了装药设计及内弹道性能计算,得到的理论性能曲线与试验结果吻合很好,验证了本文采用的燃速研究方法及结果。     

NEPE推进剂发动机振动安全性试验研究

为了评估NEPE推进剂全尺寸发动机在经受弹射和飞行振动载荷下的安全性,在不同试验条件下进行了NEPE推进剂165 mm发动机的振动试验。理论分析认为,NEPE推进剂全尺寸发动机在振动条件下因药柱温度升高及静电积聚而发生危险的可能性很小,通过相关试验验证了该结论,说明采用NEPE推进剂165 mm发动机进行全尺寸发动机振动安全性评估可行。     

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。     

喉衬材料抗热震性能缩比考核试验方法

发动机研制中需对喉衬材料抗热震性能进行考核,发展了一种用小型固体发动机模拟全尺寸发动机热载荷对喉衬材料抗热震性能进行考核的缩比试验方法.通过保证推进剂、燃烧室压强、点火升压速率和喉衬型面等参数与全尺寸发动机接近,来保证热载荷的相似,同时适当兼顾喉衬应力的状态.采用该方法较好地再现了某型发动机出现的喉衬组件断裂飞出的故障...     

固体火箭发动机药柱结构完整性研究进展

从推进剂及粘接界面力学性能、推进剂及粘接界面失效、发动机药柱及推进剂数值仿真方法、发动机药柱结构试验技术四方面，对药柱结构完整性发展现状进行了全方位多角度的评述，分析了目前固体发动机药柱结构完整性研究所面临的挑战，指出未来应重点发展推进剂和粘接界面力学特性及失效的多尺度表征和测试方法、先进数值仿真方法和发动机药柱结构试验技术，以及开发药柱结构完整性评估一体化平台。     

关于燃速相关性问题

燃速是影响固体发动机工作压强诸参数中最活跃的因素，需要在推进剂药柱制造过程中严格加以控制。重点讨论了燃速仪燃速rs、小型试验发动机燃速r127和全尺寸发动机燃速rm之间关系，给出了rm／rs、rm／r127比值与燃速仪燃速rs的相关关系，可以作为预估燃速时参考。     

无喷管固体火箭发动机性能特征及其关键技术探讨

本文分析了无喷管发动机的性能特征,对涉及发动机内弹道性能的侵蚀燃烧、药柱变形、流动特性等关键理论和技术问题进行了全面的探讨。文中预示了无喷管发动机的研制趋向,并根据我国目前的研制现状提出了方向性参考意见。     

稳健优化设计及其在固体火箭发动机装药设计中的应用

为了提高固体火箭发动机在干扰因素作用下的性能精度,将稳健优化设计方法引入固体火箭发动机装药设计中。首先介绍了稳健优化设计的基本概念和设计流程,通过装药设计实例分析了稳健优化设计特点及适用性。结果表明,稳健优化设计既可较好地保证设计约束的可行稳健性,又可降低发动机性能在随机因素作用下的散布范围。为解决固体火箭发动机推力不平衡问题提供了很好的解决方法。     

复杂星孔球形药柱燃面近似解析计算方法

球形星孔药柱是固体火箭发动机广泛采用的一种药型,多呈现复杂的三维特性。为进行设计参数的快速选择与优化,以一种具有复杂星孔的球形药柱为基础,给出了药柱燃面变化规律的近似解析计算方法,依据该方法能够在设计初期快速计算药柱燃面的变化规律,并能依此进行发动机工作性能预估,进而对设计参数进行调整和初步优化;近似解析方法与三维CAD方法所得到的燃面变化规律基本吻合,燃烧面积最大偏差小于4%。     

长期自重载荷作用下固体发动机药柱的位移分析

为了分析固体发动机药柱在长期自重载荷作用下的位移水平,采用加速老化试验,得到该推进剂松弛模量随贮存时间的变化规律;考虑固体导弹发动机的实际贮存情况,探讨了有限元计算中处理发动机滚转的方法;应用三维粘弹性有限元分析方法,对贮存一定时间后的发动机进行了数值仿真,从中获得发动机药柱在长期自重载荷作用下的位移情况。计算结果表明,固体发动机每0.5 a定期翻转,蠕变基本回复到原来的3%以内,药柱的位移增加不大,说明贮存过程中每0.5 a翻转1次是一种好方法,可为固体发动机的设计和使用提供参考。     

战术火箭/固体火箭发动机一体化优化设计

在综合考虑发动机内弹道性能与火箭外弹道关系的情况下，融内外弹道为一体，系统分析了发动机装药参数，燃烧室设计参数、喷管设计参数、尾翼参数对发动机性能及全弹性能的影响，针对远程战术火箭，建立了火箭总体／固体火箭发动机一体化优化的模型。在所建模型基础上，以火箭弹总体性能最佳目标，对总体和发动机设计参数以及药柱几何参数同时进行优选，完成了九个变量的寻优计算，取得了满意结果。     

"爱国者PAC-3"型导弹主发动机装药药型反设计

对“爱国者PAC-3”型低空拦截导弹主发动机的装药药型进行了反设计,分析计算了开槽管形装药药型的优点。比较3种典型的开槽管形药型的压强-时间曲线,发现采用5槽大槽深非通透药型具有较好的综合性能,证明了“爱国者PAC-3”主发动机采用这一药型的原因所在。     

固体火箭发动机撞击变形及装药内部热点形成数值分析

以热粘弹理论和动力有限元法为基础,结合机械撞击载荷下固体推进剂裂纹摩擦热点细观模型,分析计算了发动机壳体和装药结构撞击变形及装药内部热点形成,确定了产生高温热点撞击临界速度。计算模型中考虑了推进剂初始弥散细观裂纹离散、裂纹扩展对推进剂宏观力学性能影响、基体粘性加热对热点形成影响等问题。通过与高能炸药Steven撞击试验结果进行对比分析,证明了理论模型及计算方法的有效性。计算了某小型发动机撞击试验临界速度。     

固体火箭发动机药柱主动段飞行时应力应变分析

为了探讨固体火箭发动机药柱主动段飞行时的形变、应力和应变变化规律,以星形药型发动机为例,采用三维粘弹性有限元法,根据推进剂药柱的燃烧规律,通过计算发动机药柱在整个工作过程中不同烧蚀情况下各构成部分的结构响应,得到了主动段飞行时发动机药柱在不同环境温度、燃气内压与轴向过载联合作用下位移、应力和应变场随时间的变化规律。结果表明,低温点火发射时,内压增压至峰值时为发动机最危险时刻。     

固体火箭发动机预固化技术及其应用

依据HTPB复合推进剂界面特性 ,提出改变固化反应温度与时间来调节交联程度 ,使系统的官能团逐步进行化学反应 ,形成化学键和氢键 ,改善了生成物的力学性能。论述了预固化技术和粘接模型。将其应用于固体发动机推进剂 衬层界面粘接、发动机装药成型和推进剂药柱修补技术 ,经地面热试车和飞行考核 ,以及试件的十年储存试验考核 ,性能可靠 ,满足设计要求     

采用高低燃温组合装药降低喷管内表面温度和烧蚀研究

根据不同推进剂及目前热防护材料的性能特点,采用了一种组合药柱的新方法,用来降低喷管内表面的温度和烧蚀率。该方法的主要设计思路是将药柱形式分为前后两段,靠近发动机头部段使用高能推进剂,靠近喷管段使用低燃温推进剂。低燃温推进剂占总推进剂质量百分比的很少一部分。使用这样的组合药柱形式,低燃温推进剂燃烧产生的气体会在喷管内表面形成一层低温帘幕,从而降低喷管内表面的温度和烧蚀率,使高能推进剂在固体火箭发动机设计上得到应用,并有助于提高发动机的质量比。