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固体火箭发动机可靠性设计系统的研究与实现 总被引:2,自引:0,他引:2
可靠性设计是固体火箭发动机设计中的一项重要工作,但长期以来这些工作主要依靠多个设计人员共同完成。为了实现固体火箭发动机可靠性设计自动化,本文首先结合固体火箭发动机可靠性设计的工程实际,提出了软件系统的主要功能,然后在总结工程实践中常用的可靠性分配、预计、评估等方法的基础上,确定了系统各模块的计算模型,最后采用C++Builder等软件开发工具,开发了固体火箭发动机可靠性设计系统。实践表明,该系统易于操作,便于工程应用。 相似文献
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介绍并评价了固体火箭发动机初步设计中沿用的八种优化准则。分析了固体弹道式导弹和有翼战术导弹中影响推进系统目标的主要特征参量。概要说明了组织固体火箭发动机初步设计优化过程的要点。 相似文献
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为了有效解决目前舰载导弹固体火箭发动机缺乏适用的环境温度方程问题,从而为舰载导弹固体火箭发动机的应力应变计算、累积损伤分析、寿命评估、可靠性分析、药柱结构完整性分析等提供所需的环境温度数据,文章利用温度测量装置采集了舰载导弹固体火箭发动机舰面值班时的环境温度数据,通过对实测环境温度数据的分析研究,找出了该环境温度的变化规律和特点,并以此为基础提出了一种适合舰载导弹固体火箭发动机的环境温度方程。 相似文献
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本文简要介绍国外预估固体火箭发动机寿命的几种模型,其中大多数均得到实际验证,可用于评估环境因素对固体火箭发动机的影响. 相似文献
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介绍了光学辐射温度计和激光衰减法测量固体火箭发动机尾流温度和粒子参数的基本原理.利用所建立的实验系统测量了固体火箭发动机实验时的温度和粒子参数.实验表明,测量结果是可信的. 相似文献
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为了研究一次火箭室压、一次燃烧产物组分、不同燃烧室构型对于固体火箭燃气超燃冲压发动机性能的影响,采用全流道一体化数值模拟的计算方法,研究了纯气相一次燃烧产物的火箭室压、不同碳颗粒比例的一次燃烧产物、40%的碳颗粒含量的一次燃烧组分下分流道以及波瓣结构两种混合增强方式三种因素对于中心支板式固体火箭燃气超燃冲压发动机补燃室流动燃烧以及发动机性能的影响。结果表明:一次火箭室压增大的同时,由于一次火箭喷管面积比相应地随之增大,一次火箭喷管出口射流的平均压强并未增加,避免了壅塞现象的产生,同时随着一次火箭室压的增加,发动机的推力以及比冲均呈上升趋势;碳颗粒的含量越少,发动机的性能越高,发动机的性能对于推进剂的要求较高;两种混合增强方式对于补燃效率的提高意义明显,合理设计混合增强装置有助于发动机性能的提高。 相似文献
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优化设计是固体火箭发动机CAD的重要环节,其优化设计是按照导弹的总体提出的战术和技术要求,朝着一定的设计目标经过多次的方案计算而选出的最佳参数。在已有的优化设计中常避开燃面计算,而计算一些简单形状的药柱(一维或二维)进行优化,因而不能适应目前广泛使用的三维空间。本文对翼柱形固体火箭发动机优化设计进行研究,以发动机的质量比冲为衡量标准,并进行了实例计算,结果令人满意。 相似文献
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在固体火箭发动机总体参数优化设计过程中,数学模型的建立是非常重要的,数学模型建立的好坏直接影响优化计算的精度和适用性。发动机的数学模型包括能量模型和质量模型。能量模型采用了两种方法:(1)美国SPP法中的SPP经验法。(2)统计方法(Landsbaum法)。在统计方法中,采用多元回归分析的方法,编制了计算机程序,进行最佳拟合,得到一种计算固体火箭发动机实际比冲的通用公式[2]。 相似文献
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固体火箭发动机用橡胶制品是导弹系统的重要零件,其可靠工作的期限和贮存期是固体火箭发动机定型的重要依据之一。文中讨论了橡胶制品的自然老化与加速老化的特点,介绍了固体火箭发动机用橡胶制品加速老化试验的方法和步骤,并给出了试验结果与结论。 相似文献
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为满足固体火箭发动机设计过程对集成的需求,开发了一个基于WEB的发动机集成设计平台,提出了采用J2EE技术构建基于WEB的集成设计平台方案,建立了集成设计平台体系结构,分析了体系结构中每一层内涵,重点对集成平台功能框架层进行了详细分析,给出了基于J2EE的平台软件实现方案。平台实现了发动机设计过程中应用集成、信息集成和过程集成,能够支持优化设计和分布式设计人员的协同工作。通过在某翼柱型装药固体火箭发动机设计中的应用实例表明,该平台能够有效提高设计效率和质量,显著缩短设计周期。 相似文献
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介绍了纳米材料在固体发动机上的应用情况及前景,重点论述了纳米材料在固体发动机壳体结构材料、外防护材料、喷管烧蚀材料以及大固体推进剂中应用的是新技术进展和潜力。 相似文献