高速旋转固体发动机低燃速推进剂燃速性能的研究

本文研究了推进剂的降速剂种类及其含量、氧化剂粒度和粒度分布,以及发动机的旋转对低燃速固体推进剂燃速性能的影响.并研究了采用新型药条包覆剂提高推进剂燃速测试精度的方法.在此基础上,研制出稳定的低燃速复合固体推进剂.它具有高的燃速精度,较低的压强指数.文章还指出了发动机的高速旋转(2400r/min)对推进剂的燃速性能和比冲的影响.     

端面燃烧药柱的燃速增大特性

本文综述了近年来国外研究端面燃烧固体火箭发动机中药柱的燃速增大特性所取得的最新成果.在一些端面燃烧装药的固体火箭发动机中,平面的燃烧端面往在演变成锥形燃烧面.实验表明:产生这种现象的主要原因是推进剂中可移动组分的迁移,细颗粒在界面高度集中,以及推进剂的应变造成的.文中还介绍了控制燃速增大,避免在燃烧过程中出现瞬态锥面的各种方法及其实验结果.     

单室双推力固体火箭发动机两级推力的最佳选择

从理论上探讨了单室双推力固体火箭发动机中影响其两级推力的主要因素。建立了导弹/发动机一体化设计的优化模型,对一种推进剂实现双推力,双燃速推进剂实现双推力两种情况分别进行了计算和分析。求出了使导弹射程达到最大,又能够在设计中实现的最佳推力方案。     

复合固体推进剂工艺质量控制

推进剂制造工艺对推进剂性能有很大影响。大型固体火箭发动机的装药生产中，严格进行推进剂工艺质量控制尤为重要。本文分析讨论了装药工艺对推进剂性能的影响和工艺控制方法，并对今后我国固体推进剂工艺质量控制提出建议。     

用于燃气流量可调固冲发动机的贫氧推进剂

在分析了固体火箭冲压发动机的高度特性、壅塞式和非壅塞式固体火箭冲压发动机性能调节特性的基础上, 提出了燃气流量可以调节的燃气发生器, 尤其是非壅塞式固体火箭冲压发动机对贫氧推进剂的特殊要求。分析结果表明： 非壅塞式固体火箭冲压发动机要求贫氧推进剂具有高的燃速压强指数、低的可燃极限和足够好的燃烧稳定性。探讨了贫氧推进剂性能调节的途径。     

HTPB复合推进剂燃速对固体火箭发动机内弹道性能影响

为准确预测不同贮存期HTPB复合推进剂燃速对固体火箭发动机内弹道性能影响,文章通过燃烧实验测量了贮存2a、5a、8a和10a发动机推进剂燃速,通过燃烧室—喷管一体化三维流场仿真技术计算了不同贮存期发动机内弹道性能.实验与计算结果表明,贮存时间越长,推进剂燃速越慢,发动机燃烧室内出现压力高峰的时间越滞后,并且压力峰值越下降.     

美国空军关于航天和航空推进系统的几项研究

据《防御研究与发展评论》1985年5月报道,美国空军火箭推进实验室关于大型固体火箭发动机清洁推进剂(clean propellant)技术可行性的论证和指标,今年7月可确定一项或者多项合同。 此项技术工作提供固体火箭发动机推进剂配方方案,这种方案将能够满足或者超过现有航天固体火箭发动机的性能要求首先必须考虑推进剂的生产成本。以及从技术上论证这种推进剂工艺性和小的公害,排出物对环境无影响或者将影响减到最小。该项计划还为1987财年     

航天飞机轨道机动发动机方案探讨

本文提出了航天飞机轨道发动机设计应遵循的原则.对该类型发动机设计中的几个主要技术问题:发动机推力、推进剂选用、推力室冷却、发动机性能等作了分析.文中列举了可贮存的自燃推进剂及液氧/烃类推进剂分别使用挤压式或泵压式等四种方案,并对这四种方案作了详细的说明和优缺点对比分析.     

加速度对固体火箭发动机内弹道性能的影响

用片型装药火箭发动机和含铝复合推进剂,研究了加速度对固体火箭发动机内弹道性能的影响。研究结果表明,在加速度７０ｇ的条件下,２０１０推进剂的平均效应燃速比ｒ＾－ａ／ｒ＾０高达１．５１５,固体火箭发动机的内弹道性能呈现明显的变化。该项研究对发动机设计有实际意义。     

跨介质冲压发动机理论性能与工作参数分析

针对空水一体跨介质导弹应用需求，提出了一种采用同一金属基固体推进剂，能够实现在空中和水中工作的跨介质冲压发动机方案。分析了空中和水中典型工况下，金属基固体推进剂配方、空/水燃比、金属种类等对跨介质冲压发动机理论性能的影响。针对给定的跨介质导弹飞行弹道和金属基固体推进剂配方，对发动机设计参数进行了选取，并完成了空中和水中工作条件下发动机工作参数计算，从理论上验证了该跨介质冲压发动机方案的可行性。     

固体火箭发动机在航天技术中的应用

固体火箭发动机具有先进的性能、较高的精度和可靠性,因而使它在航天运载系统中得到了广泛应用.本文介绍了美国、西欧、日本研制固体火箭发动机过程及其性能与设计特点.     

端面燃烧固体火箭发动机的爆炸问题研究

本文论述了端面燃烧固体火箭发动机的爆炸问题,总结和分析了端面燃烧固体火箭发动机产生爆炸的重要原因.实验表明:在选择端面燃烧装药的初始增面率时,采用木制假药柱和推进剂短药柱构成的装药会给实验结果带来很大的偏差,导致选出不合适的初始增面率,把它应用在相同尺寸的固体推进剂端面燃烧药柱中时,将会引起发动机产生爆炸.     

超期贮存发动机固体推进剂能量特性试验研究

固体推进剂的老化,会使其燃速、爆热值下降,势必会影响固体火箭发动机的内弹道性能,从而影响导弹的正常飞行。文中介绍了通过3台超期贮存的某型固体发动机的解剖,并对其推进剂的燃速和爆热进行了试验测定;根据试验数据,对该型超期固体发动机进行了内弹道仿真及相关计算,得到了不同贮存期发动机的比冲和推力,为正确评估该型发动机服役寿命提供了参考数据。     

固体推进剂中铝颗粒结团过程研究进展

推进剂燃烧环境中金属颗粒的结团现象对固体火箭发动机性能有重大影响.本文对双基推进剂结团的表面反应层模型及复合推进剂结团的口袋模型进行了述评.鉴于实验中发现的某些燃速和压强效应的异常,本文还对新近提出的亚口袋机理和口袋间机理进行了述评.     

对二级推力程序战术导弹动力装置的探讨

本文叙述了对战术导弹的要求及实现二级推力程序可能的动力装置方案,并对这些方案进行了比较.提出了一、二级推力比和总冲比是选择动力装置方案的重要参数.当推力比大于5时,不宜采用单室双推力方案,尤其是在一、二级推力比较大而总冲比较小的情况下,选用贯穿式双室双推力方案较有利.文中进行了实例对比.当一、二级推力比很大,而总冲比又很小时,采用组合式固体火箭冲压发动机是一种很可取的方案.本文还概述了无喷管固体火箭发动机在组合式固体火箭冲压发动机及其它二级推力动力装置上的应用.     

小型双基固体推进剂火箭发动机点火特性研究

固体推进剂的点火理论已有很多综述和评论。实际固体推进剂火箭发动机中的点火是一个包含多种因素影响的复杂过程,如对推进剂表面的加热经常是对流、辐射、热扩散、热粒子效应以及推进剂表面反应放热的返归等的综合;影响推进剂表面着火的原因也不单单是由于加热速率的大小,而环绕推进剂的介质成分、压力以及点火介质中的烟雾、推进剂的爆发温度、初温、表面状态等因素,也起着一定程度的作用。     

一种固体火箭发动机的设计优化与参数分析

本文提出了一种用于小型单室双推固体火箭发动机初步设计阶段的参数优化与参数分析法.寻优过程以铝粉含量、初始J值、燃烧室压力、壳体直径和喷管喉径为设计变量,用外点惩罚函数法结合模矢法进行有约束寻优.计算结果表明,最优点对应的铝粉含量较低,燃烧室压力较小,壳体直径较大而初始J值适中;设计变量中,对目标函数(发动机总质量)影响最敏感的是燃烧室压力,最不敏感的是喉径与推进剂的铝粉含量.     

碳/碳复合材料喉衬的烧蚀计算

本文叙述了热压碳/碳复合材料和石墨在含铝固体推进剂发动机中由于表面化学反应所产生的化学烧蚀的计算方法.通过试验,证明该方法是符合实际的.     

航天飞机液体推进剂的选择问题

本文对航天飞机可能使用的几种液体推进剂进行了性能、价格、发射航天飞机的推进剂使用维护费用、推进剂毒性以及腐蚀性等的比较,对航天飞机液体推进剂的选择做了一些分析.     

固体火箭超燃冲压发动机理论性能分析

基于布雷顿循环,考虑燃烧产物的离解,针对固体火箭超燃冲压发动机工作过程进行了建模研究,开展了发动机理论性能分析,研究了飞行参数、燃料种类对发动机性能的影响,探究了超燃冲压发动机的工作极限。结果表明：固体火箭超燃冲压发动机的性能随着飞行马赫数的增大和飞行高度的升高而下降;当工作当量比增大时,质量比冲和体积比冲均下降,但比推力逐步上升;当工作空燃比增大时,比推力下降,但质量比冲和体积比冲均逐步升高。燃料种类对发动机性能有显著影响,在空燃比5～27的范围内,固体推进剂的体积比冲存在明显优势,但比推力和质量比冲不及氢气和煤油。相比于氢气和煤油,采用硼基固体推进剂作为燃料的超燃冲压发动机可以在更宽的飞行马赫数范围内工作,预示着固体火箭超燃冲压发动机宽包络飞行的潜力。