固体火箭发动机试验技术与质量

本文从提高发动机质量的要求出发，联系实际，论述改进试验技术，提高试验准确可靠性的重要意义，必要性，可行性及其途径与措施。     

固体火箭发动机复合材料部件批生产中的质量控制

对固体火箭发动机复合材料的常见缺陷及产生缺陷的原因、批生产中的质量控制关键进行了论述,对我国开展固体火箭发动机批生产的质量控制提出了几点看法。     

先进固体火箭发动机

本文介绍的先进固体火箭发动机(ASRM)是一个直径为3810mm的分段式发动机,为提高航天飞机的可靠性和设计安全裕度,对该发动机做了大量的设计改进,它的推力特性使得不必要在最大动压期间调节航天飞机主发动机(SSME),这可减少或消除大约175个航天飞机系统的临界状态1/1R失效模式,它将能提供5443kg的有效截荷增量,为保证该发动机的高质量、高重现性和可靠性,需要建立新型的全自动化的加工设施,ASRM的设计和计划安排是在A和B两阶段研究的基础上提出的,ASRM航天飞机的研制飞行,暂定于1994年下半年进行。     

固体火箭发动机结构质量的优化设计

讨论了使星形装药固体火箭发动机的结构质量最轻和装填密度最大的优化方法，即在总冲和工作时间给定条件下，在外径一定时使发动机的质量尽可能降低，以提高整个火箭武器的质量比。     

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。     

基于Web的固体火箭发动机质量信息系统

介绍了分布式应用的原理。探讨了基于Web的固体火箭发动机质量信息系统的体系结构。同时给出了以大型关系数据库Oracle为后台支撑建立Web环境下的固体火箭发动机质量信息系统的具体实现方案。     

多脉冲固体火箭发动机

介绍国外几种典型结构的多脉冲固体火箭发动机的发展概况．讨论该种发动机的药柱、隔离系统、点火系统、绝热层等关键技术和地面点火试验情况。     

固体火箭发动机动力分析方法

介绍国外固体火箭发动机动力特性分析常用的几种计算方法,包括实模态分析方法、复模态分析方法、振动响应分析方法,并以实例计算给出固体发动机动力分析的全过程。     

复合材料固体火箭发动机壳体和喷管的质量控制

本文论述了纤维缠绕复合材料发动机壳体和喷管中出现的主要缺陷,形成的原因,以及减少各类缺陷应采取的措施,从保证产品质量出发,提出了对原材料、预浸带的质量检验、产品制造工艺的控制以及产品的验收试验这三个主要环节进行全面质量控制的方法,以便最终实现固体发动机壳体和喷管的高度可靠性。     

固体火箭发动机壳体真空电子束焊接

固体火箭发动机壳体的制作工艺,板材滚卷冲压成形—氩弧焊组装工艺,其制成品——壳体的纵缝易产生应力集中而破坏;带材螺旋卷滚成形—氩弧焊组装工艺,其难点在于壳体的焊后热处理变形问题;近期采用板材强力旋压或数控加工成形—真空电子束焊组装工艺加工制作壳体并利用高分辨率微焦点软X射线照相技术解决真空电子束焊焊缝的质量检测问题,导致固体火箭发动机壳体制造工艺的重大变革,使壳体质量得到显著的提高。     

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。     

印度航天用固体火箭发动机

本文介绍了印度航天用固体火箭发动机的发展历程、技术水平和应用情况,着重介绍了SLV、增强型SLV和极轨道卫星运载火箭用的固体发动机情况。     

固体火箭发动机的点火故障

本文介绍了固体火箭发动机点火过程中由点火装置引起的部分故障,包括发火管结构损坏、能量输出较大、能量释放件爆炸和受真空环境条件影响造成的故障等,并对其故障原因进行了分析,还提出了点火装置设计中应采取的措施.     

固体火箭发动机的优化设计

为了加大射程,有必要对固体火箭发动机装药用计算机进行优化设计.根据最典型的指标要求(恒推力、定总冲)和约束条件(外圆直径受限),对固体火箭发动机装药的优化设计进行了讨论.以套筒型装药和两级式单孔管状药为例,介绍了计算机进行优化设计的方法和步骤,给出了程序框图.该方法程序简单,实用性强,但不适用于变推力的固体火箭发动机.     

基于Web的固体火箭发动机质量信息系统安全性研究

提高固体火箭发动机质量信息系统的安全性，对于固体火箭发动机的研制与生产具有重要的信息保护作用。针对基于Web的固体火箭发动机质量信息管理与评判系统。分析了操作系统，网络和数据库等三个方面的安全性，利用三维模型提出了系统安全性方案的基本框架，该方案的试运行表明，该方案的使用具有积极的意义和作用。     

固体火箭发动机的比冲预示

固体火箭发动机的实际比冲预示已有许多计算方法.然而对空—空导弹这类小型发动机,用这些计算方法,均不能准确地预示其发动机的实际比冲。本文在收集国内外大量发动机试验数据的基础上,编制了计算程序,得到发动机实际比冲计算的通用公式。用该式预示的发动机比冲与其试验比冲相比较表明,准确度较高,相对误差在3％以内,可用于固体火箭发动机,尤其适合于空—空导弹小型发动机的实际比冲预示。     

固体火箭发动机结构可靠性综合评定法

提出了一种将固体火箭发动机各组件试验数据折算成等效的整机试验数据,进行其结构可靠性综合评定的方法。运用此法对某大型固体火箭发动机整机结构可靠性进行了评估。结果表明,评定的整机结构可靠度显著提高了。从而证明此方法可供工程设计使用。     

固体火箭发动机内绝热层烧蚀质量损失计算

运用较完备的烧蚀模型，采用了动边界显式差分格式，对固体火箭发动机内绝热层的烧蚀及其温度场进行了耦合计算。计算得到烧蚀率、炭化率、烧蚀厚度和炭化厚度，以及根据绝热层的工作时间计算出内绝热层的质量损失及发动机工作完成后一段时间内后效炭化质量损失。采用该方法不仅能使内绝热层设计更为合理，而且为后效推力的研究打下了基础。     

单室双推力固体火箭发动机装药

从理论上分析了单室双推力固体火箭发动机产生两级推力的机理.给出了在喷管膨胀比不变的条件下,采用改变燃烧面积和改变推进剂燃烧速度的方法设计出的若干种斗室双推力固体火箭发动机的装药型式.扼要介绍了单室双推力固体火箭发动机近年来应用新技术、新材料和新工艺的情况.     

固体火箭发动机燃气喷射推力向量控制燃气阀

80年代初,法国欧洲动力公司使用新研制的碳/碳和碳/陶瓷复合材料设计了能经受3600K火焰温度的燃气阀,并于1986年进行了两次试验,均获成功,对脉冲式和比例式这两种不同的工作模式的燃气阀作出了评价,本文先介绍研究计划的内容,然后详细地说明燃气阀的设计、关键部件点火前的试验、点火试验的结果和试验后的分析。