基于视加速度的固体火箭发动机飞行比冲估算

建立了基于遥测视加速度的推力及比冲计算模型,模型中考虑了附加质量对发动机推力的影响,对固体火箭发动机飞行试验推力及比冲进行了计算,并与利用标准内弹道预示程序重新预示的发动机推力及比冲进行了对比,两种方法计算结果一致。算例表明,利用飞行试验遥测视加速度计算发动机推力及比冲的计算模型正确,有关参数的选取和处理方法可行;该方法可准确再现发动机飞行过程的实时推力和比冲;可有效用于发动机飞行试验结果的快速分析与评估。     

固体火箭发动机性能分析及预示

根据固体火箭发动机地面及高空模拟试验,提出了内弹道性能分析及预示方法,并编制了程序.通过算例给出了某发动机内弹道性能P-t、F-t、q_m-t、I_s-t、m_p-t曲线及试验修正系数k_1、ξ_(C_*)和ξ_(CF).计算表明,理论预示推力与测试推力基本一致,平均推力偏差不大于0.4%,平均比冲偏差不大于0.35%.由该程序计算的内弹道性能可提供导弹总体设计使用.     

固体火箭发动机性能预示

编制了固体火箭发动机性能预示软件，以美国的ＡＩＭ发动机和法国的ＳＥＰ发动机为例进行了比冲预示，并与美、英、法、德、意等国软件的达到了国外同等水平的预示精度，可用于导弹总体设计、发动机优化设计。     

整体式固体火箭冲压发动机的理论探讨

通过编制固体火箭发动机热力学计算程序，对整体式固体火箭冲压发动机进行了性能计算，还就空燃比及推进剂中金属粉末含量对发动机比冲坟和冲压燃室温度的影响进行了分析。     

固体火箭发动机飞行比冲的再现

飞行时的发动机平均比冲通过以加速度为基础的再现火箭速度来计算,推导比冲公式使用的模型中,考虑了推进剂和惰性物质的排放量、理想飞行速度方程及计算的速度损失。但是,一些固体火箭发动机出现了尚不明了的地面与飞行间的比冲损失。求大力神—4固体助推器比冲的经验表明:燃烧过程中比冲的变化可以计算这部分损失。推导了变化比冲的理想速度方程并加以讨论,指出比冲变化的原因。     

固体火箭发动机喷管效率计算

采用半经验法计算了固体火箭发动机喷管的效率，即用计算流场的方法确字喷管二维两相流损失和边界层损失，用SPP经验法预示了喷管的化学动力学损失，喷管烧蚀损失和喷管潜入损失。利用该方法对几个实际固体火箭发动机喷管效率进行了计算，计算结果与实际结果比较符合，精度偏差在1％之内。     

固体火箭发动机总体优化设计

本文介绍了对某空—空导弹固体火箭发动机进行的优化设计,优化中以所选的五个设计变量,建立了适用的能量模型和质量模型,编制了参数优化和参数分析计算机程序,采用约束复合形优化方法,可得到稳定收敛的最优解。文中还对五个设计变量进行了参数分析,并确定了各参数的敏感度。本文介绍的优化方法和所编制的计算机程序可用于其它固体火箭发动机的优化设计。     

固体发动机瞬态参数的变化规律

本文采用非定常—维两相平衡流模型,对固体火箭发动机在瞬态工作条件下的压强、推力、比冲、推力系数等参数的变化规律进行了研究,得出了上述瞬态参数的计算方法,计算得到的部分结果得到了实验验证,证明此方法可行。     

液体火箭发动机替代固体捆绑式火箭发动机助推器研究

本文将讨论应用简单的挤压式液体火箭发动机助推器替代现有固体捆绑火箭发动机的可能性,并且探讨如何制造同固体火箭发动机相同经济效益的火箭发动机,而不出现固体火箭发动机的安全和操作缺限。固体火箭发动机经济效益好并被广泛使用。但是它表现出明显的安全和操作缺限,用现有经费模型探讨固体火箭发动机的经济效益,并说明其原因。为此促使我们比较分析简单的挤压液体火箭发动机级,此液体火箭发动机级采用固体火箭发动机有相同经济效益的烧蚀冷却液体火箭发动机。本研究所选择的液体推进剂是过氧化氢和煤油,它具有可与固体火箭发动机相竞争的经济和性能特性。研究表明没有实际的液体推进剂组合可以获得固体火箭发动机那样的的密度比冲,应用过氧化氢和煤油的液体火箭系统是现有或未来运载火箭增加推力的一种经济的方案。     

固体火箭发动机不点火自毁爆炸危险性研究

根据中能固体火箭发动机的自毁爆炸特点及发动机自毁模拟试验的结果。结合过去固体火箭发动机的研制经验。提出了中能固体发动机不点火自毁爆炸危险性的计算方法。并对三级火箭固体火箭发动机不点火自毁时的爆炸TNT当量,碎片飞散距离和冲击波超压安全距离进行了计算和分析,为导弹自毁爆炸危险性分析提供了参考。     

固体火箭发动机性能偏差计算及可靠度评定

推导了固体火箭发动机推力、比冲、总冲、流量和压强等标准偏差计算公式，并根据发动机使用要求，在分析影响这些偏差的主要因素基础上，进一步简化了这些偏差计算公式。应用误差分析理论并根据单因素试验结果给出了预示发动机推力性能偏差及可靠度综合评定方法。     

涡轮增压固体冲压发动机热力循环分析

针对未来导弹对推进系统高比冲、宽马赫、大空域的要求,将空速域宽广的空气涡轮火箭(ATR)和比冲性能好的固体火箭冲压发动机(SPR)进行集成,提出了涡轮增压固体冲压发动机(TSPR)的概念,对其进行热力循环分析,验证此组合概念发动机的原理可行性,建立了其热力循环分析模型.利用该模型在典型弹道上对ATR、SPR和TSPR的...     

基于热力计算的固体火箭冲压发动机理论性能研究

研究了固体火箭冲压发动机的理论性能,采用编制的热力计算程序对含铝镁和含硼贫氧推进刺进行了计算,分析了在设计点处补燃室温度、冻结流比冲、平衡流比冲随空燃比变化的趋势,以及比冲随补燃室压强变化的趋势.计算结果表明,冻结流比冲低于平衡流比冲;在合理空燃比区内,选取空燃比作为设计值,有利于提高发动机性能;提高补燃室压强和选用高能推进剂都能有效提高比冲,但补燃室压强的提高受进气道设计的制约.     

可燃喷管固体发动机性能初探

可燃喷管固体火箭发动机具有成本低、可靠性高等优点,可用作运载火箭助推器,本文对它的性能进行了初步探索。理论计算的内弹道曲线及喷管型面与实验结果基本一致,实验结果表明,该发动机的比冲稍低于钢喷管发动机的比冲;喷喉圆柱段的燃速比收敛段和扩散段的燃速高,燃烧规律也不相同。     

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。     

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。     

固体火箭冲压发动机二次燃烧试验研究

针对某工程论证需求,分别采用缩比和全尺寸固体火箭冲压发动机,利用地面直连试验系统,开展了壅塞式固体火箭冲压发动机试验研究,采用燃烧效率和试验比冲作为评价指标,对比分析了燃气发生器进气方式与喷嘴结构、空燃比、燃气流驻留时间、尺寸效应等因素对发动机二次燃烧性能的影响。结果表明,设计的一次进气发动机能够实现高效燃烧;在测试范围内,空燃比增大发动机燃烧效率降低;延长燃气驻留时间,提高了发动机二次燃烧性能。     

固体火箭发动机／导弹一体化设计

以某一两级固体地—空导弹作为算例,研究了固体火箭发动机/导弹一体化设计问题。研究以导弹起飞质量最轻和可用过载最大为目标建立了目标函数,利用优化理论完成了7个设计变量的优化设计。优化结果表明,所建立的数学模型是正确的。     

单级双推力固体发动机用于导弹改型的前景

本文简述了单级双推力固体火箭发动机的主要特点和早级导弹改型的希望,说明单级双推力固体发动机是单级改型导弹的理想动力装置。此夕I、,还以某近程低空导弹为例,将其原单级固体发动机改为单级双推力固体发动机,对计算结果进行了分析比较。     

整体式固体火箭冲压发动机的应用性能探讨

研讨了整体式固体冲压火箭发动机的工作原理及技术难点，建立了整体式固体火箭冲压发动机和导弹运动数学模型，并进行了仿真计算和分析；研究了整体固体火箭冲压发动机的应用性能。