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固体火箭发动机壳体既是推进剂贮箱又是燃烧室,同时还是火箭或导弹的弹体,是构成发动机质量的最主要部分,对发动机性能影响极大。发动机壳体材料大体经历了四代发展过程,第一代为高强度金属材料(超高强度钢、钛合金等);第二代为玻璃纤维复合材料;第三代为有机芳纶复合材料;第四代为高强中模碳纤维复合材料。目前,大多数固体发动机壳体都采用复合材料结构,如欧空局2012年发射成功的织女星以及日本在 相似文献
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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。 相似文献
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李肇元 《桂林航天工业高等专科学校学报》2005,10(3):4-7
论文简略介绍了静力轴压下园柱壳屈曲应力的工程计算方法,对某固体火箭发动机壳体的复杂受载条件对壳体屈曲应力的影响进行了分析,并对该火箭发动机壳体屈曲应力如何估计提出了建议。 相似文献
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美国的锡奥科尔公司研制出了一种低成本的70毫米复合材料壳体火箭发动机,准备替换九头蛇70无制导火箭系统使用的MK66火箭发动机。这是复合材料壳体发动机首次用于战术武器系统。这种新型发动机是根据美国陆军的一项合同研制的。采用复合材料壳体是为了增大非敏感... 相似文献
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本文对固体火箭发动机壳体可能采用的封头进行了较系统的讨论。给出了椭球封头、Cassinian封头、三心封头、多心封头及等强度封头的型面方程、内力表达式、表面积和客积表达式。并对发动机壳体设计者感兴趣的问题进行了分析讨论,得到了一些可供设计参考的有益结果。 相似文献
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《宇航日刊》1986年1月6日报道:对采用金属基复合材料壳体的火箭发动机已进行了点火试验,试验是在大西洋研究公司卡姆登的实验室进行的。这标志着美国空军预研计划已进入一个重要阶段,这种复合材料壳体的采用可以大大减轻战术导弹的重量,增加射程和有效载荷。被试验的发动机燃烧了14秒,消耗了1600磅推进剂,这表明该发动机可以经受住导弹点火时所产生的温度、压力和振动的考验。该发动机的研制是飞行动力实验计划的一部分,LTV 公司从1981年就开始参与这项工作。这项计划包括设计、制造和试验三 相似文献
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1.引言用声发射(AE)技术对压力容器和压力边界进行结构评价是声发射的应用中很有吸引力的领域之一。本文介绍了由NAIS系统最先提出的评价缺陷程度的方法应用于东京大学的M—13火箭发动机壳体的爆破实验的情况,目的是为了评价由于水压压力上升时该发动机壳体的有害度,而且讨论了断口特征和得到的声发射结果之间的关系。更进一步讨论了在高压 相似文献
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高空滑行期间氧化剂泵壳体冷却方案研究 总被引:1,自引:0,他引:1
详细分析了高空多次启动泵压式液体火箭发动机氧化剂泵壳体在滑行期间的热环境,应用数值分析方法对氧化剂泵壳体与涡轮壳体温度进行耦合计算,提出了采用吹气冷却和排放冷却的氧化剂泵冷却方案。经过地面模拟试验及分析后认为,采用排放冷却可满足发动机二次启动可靠工作且在结构上较易实现。 相似文献
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《固体火箭技术》2020,(2)
固体火箭发动机壳体缓释技术是提高固体火箭发动机服役安全性的重要技术手段之一。文章梳理了国内外固体火箭发动机壳体缓释技术方面的研究进展,根据各技术能够提供的排气泄压通道面积大小,将壳体缓释技术分为整体失强、头/筒分离和局部排气三大类,系统地对比了各项技术的设计思路、工作原理和实用效果。结合国外地地导弹、空空导弹和舰空导弹等导弹发动机壳体缓释技术应用实例和低易损性试验结果,阐明了壳体缓释技术对固体火箭发动机服役安全性的提升作用。最后,给出了使用发动机壳体缓释技术进行安全性总体设计的设计思路,并提出了固体火箭发动机安全性设计中应重点考虑排气通道临界面积和排气通道开启时刻两个关键因素。文中所述的研究进展可为固体火箭发动机服役安全性设计和优化提供参考。 相似文献
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日本新型Mitsubishi M5卫星运载火箭第一级发动机的初期试验已完成。三级式M5火箭用的M—14固体发动机长13.65m,直径2.5m,由气体发生器控制,采用可动喷管推力向量控制系统,推力为4120kN,进行了历时41s的点火试验。M—24第二级发动机将在今秋首次试验。采用高拉伸钢壳体的M—14飞行结构发动机将在1995年试验。 相似文献
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根据空军火箭推进实验室的合同 F021611—78—C0061,已研制了一种固体燃料火箭发动机,用于空中发射高性能战术导弹。该发动机采用了凯夫拉纤维缠绕壳体,高固体含量的 HTPB 推进剂,直径为20.5英寸。它包括连接凯夫拉壳体的飞机发射吊耳连接器,塑料的火箭式点火器,EPDM 绝热层和含90%固体,其中22%铝粉的推进剂配方。到目前为止,已制造了五台壳体,其中两台为发动机。一台已进行了水压爆破试验,有两台以假发射/系留飞行加载的安装形式进行结构试验,两台用作发动机,并在环境温度和一65℉温度条件下成功地进行静态试验。低温发动机试验包括在燃烧初期和末期有两次感应冲击脉冲,以便试验弹道稳定性。发动机的性能极好,得到的比冲与予计的相同。全面鉴定了高固体含量 HTPB 推进剂(TP—H1203)在-65℉温度下的力学性能。对推进剂的松弛模量、双轴拉伸,高速/加压的单轴拉伸性能进行了测量;还对裙部剪切强度,人工脱粘的拉伸强度及绝热层/包复层/推进剂系统之间的模拟人工脱粘端面强度进行了测量。由于发动机和推进剂的实验成功,因此,研制计划扩大了。其中包括将壳体结构重新设计以便完全适合于系留飞行加载环境,并解决在结构加载试验中所发现的强度/刚性问题。这一新的工作将包括另外制造两台壳体,进行结构试验及实验室材料试验和缩比的结构评价等项目。石墨纤维将与凯夫拉为基的叠层片成为整体,使壳体结构足以承受局部超过37,000磅的径向载荷。 相似文献
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采用改进型团体火箭发动机(SRMU)的第一枚大力神-4B运载火箭,于1997年2月22日成功地发射了一颗导弹早期预警卫星.这次发射成功,标志着美国自1986年"挑战者"事故以来,在推进系统方面取得重要进展.由阿里昂特公司制造的改进型固体火箭发动机有以下几个主要特点:(1)发动机分段较少;长约34m的新发动机采用了3段式纤维缠绕石墨复合材料壳体,而大力神-4A用的发动机采用7.5个分段的钢壳体。(2)现场接头较少而且性能较好。大力神-4B用的改进型发动机只有3个关键的现场接头,而大力神-4A有物发动机有7个接头.另外,新发动机的现… 相似文献
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分析了国内固体火箭发动机壳体的研究、生产现状,指出国内导弹第一、二级发动机壳体采用纤维缠绕壳体取代钢壳体已成为必然趋势。通过对国内碳纤维研究、应用现状及碳纤维缠绕壳体与玻璃纤维缠绕壳体性/价比分析,提出就国内对于性能要求不是很高的发动机,采用玻璃纤维缠绕壳体比采用碳纤维缠绕壳体更符合我国目前的技术现状。 相似文献
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航天飞机固体火箭助推器(SRB)技术的重大发展,通过空间运输系统五号(STS-5)的首次实用飞行,已经得到了验证。挑战者号(STS-6)首次飞行使用的固体火箭发动机,除了使用1981年哥伦比亚号首次发射回收后经过整修的点火系统和喷管部件外,采用了一种重量较轻的壳体。这是第一次使用以前飞行用过的壳体。过去几次飞行用过的壳体仅在地面试验中 相似文献
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