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《固体火箭技术》2005,28(4):312-314
第1期火箭研究及应用基于全模式遗传算法的导弹/固体冲压发动机一体化优化赵建民,等(1)…………………………………………………两种不同注水方式的燃气蒸汽式发射系统内弹道性能比较张仁军,等(5)…………………………………………………太阳能热推进的研究与发展…………………夏广庆,等(10)发动机发动机喷管喉衬烧蚀及热结构工程计算………付鹏,等(15)大长径比固体火箭发动机点火瞬态过程分析…钟涛,等(20)大型固体火箭发动机研制的关键技术……………阮崇智(23)收敛-扩张喷管中运用次流推力矢量控制技术的计算研究邓远灏,等(29)…………… 相似文献
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本文提出了计算无喷管固体火箭发动机压力建立过程的 P(x,t)模型,它的控制方程是一组一维非定常两相非平衡流和一组一维非定常两相非平衡流动力学方程,该方程采用 MacCormack 显示差分格式求解.本文还建立了在跨音速和超音速气流流动下的侵蚀燃烧模型,该模型适用于无喷管固体火箭发动机.利用本文的模型可精确预示无喷管固体火箭发动机点火瞬变过程的内弹道性能,并可研究无喷管固体火箭发动机的内流场变化规律. 相似文献
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关于无喷管固体火箭发动机,Price E.W.早在1954年就发表了理论探讨的文章。1960年由美国NASA资助,开始做7英寸发动机的实验研究。研究结果表明,无喷管发动机的性能是可以预计的,能达到相当高的水平。它结构简单,经济效益也很好。目前.无喷管发动机主要用于小型火箭或大发动机的点火发动机上。从1976年开始美国还将它用到组合式火箭——冲压发动机的预先研究工作中去[2]。美国几种无喷管火箭的性能列于表1、2和图1[3]。无喷管火箭发动机的研究,有理论价值,也有实用意义。 相似文献
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本文分析了喷管型面结构对固体推进剂火箭发动机性能和效率的影响。本研究使用三种分析方法,它们是:赫克力斯的Ⅰ_(SP)法(HIMET),固体性能程序(SPP)和普度大学 Jo-seph Hoffman 博士的直接寻求法。这些分析方法确定发动机中的流动和热损失,并以比冲(I_(SP))损失表示。在本分析中,分别考虑了扩散、摩擦、热、粒子滞后、侵蚀和化学不平衡等方面带来的损失。对采用抛物线、园弧线和特征线的喷管型面的发动机进行了性能比较。在固定喷管外轮廓(长和直径)不变的条件下研究了典型的低空和高空工作的发动机。这些计算结果对喷管型面设计有了有益的深入理解。本研究指出:第一,最佳起始扩散角随所采用的喷管型面和分析方法而变;第二,对于给定的喷管外轮廓,不论是抛物线型面、园弧线型面还是特征线型面,所获得的最大比冲基本上是相同的;第三,如果喷管型面不是最佳,就会出现明显的性能损失;第四,分析的Ⅰ(SP)预示方法能有效地用于固体推进剂火箭发动机的喷管型面设计;第五,可延伸出口锥能改进主喷管的性能。 相似文献
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1 前言向火箭发动机喷管的超音速部分喷射二次流体使其改变推力方向的二次喷射推力方向控制(SITVC)方法主要用于难使整个发动机作方向运动的固体火箭。SITVC的性能受二次流体的种类、喷管的膨胀比、喷射流量、喷射位置,喷射孔形状等多种喷射参数的影响。二次流体使用液体时(LITVC),可通过喷射剂的蒸发在喷射 相似文献
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固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀研究进展 总被引:2,自引:0,他引:2
在固体火箭发动机工作过程中,由于热化学烧蚀和机械剥蚀的作用,将导致发动机喷管产生烧蚀行为,直接关系到固体火箭发动机的结构可靠性。为了较为深入地了解固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀行为及其机理,对国内外固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀研究进行了归纳和总结,详细阐明了喉衬烧蚀试验方法、喉衬烧蚀机理及喉衬烧蚀模型;总结了常用的喉衬烧蚀试验方法,并分析了各自优缺点;从热化学烧蚀和机械剥蚀两方面介绍了喉衬烧蚀模型研究进展,分析了目前喉衬烧蚀模型的研究水平。最后,对固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀需要开展的工作提出了建议,包括发动机烧蚀率的试验评估方法,喉衬耦合烧蚀计算方法及过载条件对喷管烧蚀的影响规律等,以期为后续研究工作提供一定的借鉴和参考。 相似文献
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喷管形状结构对固体推进剂火箭发动机效率和性能会产生影响,这篇文章对这种影响提供了理论分析判断方法。这个理论方法利用比冲(Isp)确定发生在发动机中的流动和热损失。在分析中考虑了由于扩散、摩擦、热、粒子滞后,烧蚀和化学不平衡引起的损失。本文用抛物线、园弧和特征流线方法(MOC)构成喷管形状,对发动机性能进行比较。这些形状的差别是用最佳初始膨胀角和最佳折回角(初始角与出口角之差)来表示,在喷管形状参数(长度和直径)同定的情况下,研究了典型的低空和高空的发动机。这些计算的结果对喷管形状设计给出了有益的理解。研究指出: 第一:最佳初始膨胀角和最佳折回角随型面类型而变化。第二:对于抛物线型、园弧型和特征流线型的喷管,固定形状参数可以得到的最大比冲基本上是相同的。第三:如果喷管不是最佳形状,就出现明显的性能损失。第四:这个理论比冲预测方法能有效地运用到固体推进剂火箭发动机喷管形状设计中去。 相似文献
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本文介绍使用轴对称喷管流场计算程序计算固体火箭发动机喷喉圆柱段长度对发动机性能的影响,以及通过发动机实验对该计算结果的验证。研究结论是:喷管最好用圆弧连接上下游型面;如果必须有圆柱段,则应使 l/r_1<0.3为宜。 相似文献
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1.0 绪言先进洲际导弹的设计要求使用比现用导弹系统发动机性能更高的固体火箭发动机。这些高性能的发动机将(1)采用高固体含量的先进推进剂,(2)有较高的火焰温度和(3)在相当高的燃烧室压力下工作。因此,先进发动机的喷管和推力向量控制部件所面临的环境将远比现有系统要恶劣得多。为了正确地评价这些先进设计的性能,必须对这些部件在相当苛刻的工作条件下进行大量的鉴定试验,以便模拟实际应用的情况。为此,空军火箭推进实验室(AFRPL)终于研制了 相似文献
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本文介绍了斜切喷管性能预示模型的适用范围。影响模型适用范围的因素是三维流压强和(或)边界层的分离.使用专用设计的固体火箭发动机,进行了多种斜切喷管结构静态点火试验。由试验结果确定了性能模型的适用范围. 相似文献
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美国固体火箭球窝摆动喷管的发展述评 总被引:3,自引:0,他引:3
前言球窝摆动喷管是美国最早研制的固体火箭推力方向控制技术之一,直到现在仍为民兵导弹服役发动机使用。这说明球窝摆动喷管是一种成功的固体火箭推力方向控制技术,有许多结构上的优点和良好的控制性能。七十年代后期发展的热球窝摆动喷管技术,更进一步表明 相似文献