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赫克力斯(Hercules)公司研制了一种无损试验方法,用埋入式应力传感器系统测定全尺寸老化试验发动机的推进剂模量。该方案包括两项实验计划,一项为标定试样试验;另一项为全尺寸发动机试验。第一项计划用来确定传感器响应和推进剂模量间的关系。其方法是将三种型号的赫克力斯传感器预埋在已知拉伸模量值的推进剂中制成标定试样,进行定水压试验和高速降压试验。根据试验数据作出定压载荷下三种型号传感器响应和推进剂模量的关系曲线。然后根据降压试验数据和定压试验结果提出一项确定标定试样模量的程序。第二项计划采用一台三叉戟-Ⅰ第三级老化试验发动机,发动机绝热层粘贴有几个赫克力斯传感器,采用标定试样所用的低定压试验和快速降压试验方法,根据埋入传感器的响应确定发动机推进剂的模量。实测推进剂模量值和从应力松弛模量主曲线算出的值相当接近。 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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评价固体推进剂药柱的可靠性,主要是依据对其力学性能的评估。用全尺寸药柱进行试验,通常是很困难的,并且费用昂贵。本文介绍了一种能反映全尺寸发动机的特型小尺寸、低成本模拟发动机的研究和试验。这种发动机可模拟全尺寸发动机药柱(88%固体含量的CTPB推进剂)的条件进行力学性能试验。进行了大量的、承受多种载荷条件(温度循环和/或加压)的模拟发动机试验。给出了试验结果,并首次给出了与尚在发展中的理论计算有关的分析。 相似文献
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NEPE推进剂发动机振动安全性试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了评估NEPE推进剂全尺寸发动机在经受弹射和飞行振动载荷下的安全性,在不同试验条件下进行了NEPE推进剂165 mm发动机的振动试验。理论分析认为,NEPE推进剂全尺寸发动机在振动条件下因药柱温度升高及静电积聚而发生危险的可能性很小,通过相关试验验证了该结论,说明采用NEPE推进剂165 mm发动机进行全尺寸发动机振动安全性评估可行。 相似文献
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高室压脉冲液体火箭发动机特性试验 总被引:2,自引:1,他引:1
为了研究高室压脉冲液体火箭发动机工作原理,增压规律以及脉冲特性,通过一系列冷热流试验对试验发动机进行了研究。冷流试验中使用水和氮气作为工质,试验发动机实现自主脉冲工作,验证了差动式可移动活塞应用在推力室中具有增压效果。热流试验中使用气氧/酒精为推进剂,使用传统挤压式推进剂供给系统。在可移动喷注器行程0.8mm条件下,获得9次连续脉冲,燃烧室峰值压强5.511MPa,高于推进剂供给压强(氧气路3.761MPa,酒精路4.424MPa),表明在相同的推进剂供给压强下,高室压脉冲液体火箭发动机能提高燃烧室压强。 相似文献
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固体推进剂宽温-气体围压试验系统设计与试验 总被引:1,自引:0,他引:1
针对固体推进剂常压条件下力学性能满足要求,而发动机药柱结构完整性破坏频发的难题,研制了固体推进剂宽温-气体围压试验系统,对某HTPB推进剂进行了不同环境压力、温度和拉伸速率下的定速拉伸试验,获得了环境压力、温度和拉伸速率对推进剂应力-应变曲线的影响规律。研究表明,围压环境下推进剂应力-应变曲线没有明显的"脱湿"点,推进剂的抗拉强度明显提高;快速拉伸条件下,围压环境极大地降低了推进剂的延伸率,23℃常温8 MPa围压环境1000mm/min拉伸速率条件下推进剂最大延伸率相对常压条件降低45%;低温围压快速拉伸条件下推进剂的力学性能最为恶劣,-50℃低温8 MPa围压环境500 mm/min拉伸速率条件下推进剂最大延伸率降至11%。相关方法和结论可为固体发动机精细结构完整性分析和贮存寿命预估提供参考。 相似文献
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论述了可贮存双组元发动机 MAI-200试验研制概况:水力试验和点火试验结果。该发动机推力为200N,推进剂为N_2O_4/偏二甲肼。 相似文献
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本文介绍了惯性顶级(IUS)固体火箭发动机用的丁羟推进剂及推进剂/包复层/绝热层界而系统的研制情况及生产历程;介绍了根据发动机设计要求选择推进剂配方的情况和推进剂的主要性能;还介绍了研制期间对配方和工艺的某些小的修改及修改原因。本文亦讨论了推进剂/包复层/绝热层的界面系统,包括包复层化学的主要特性和控制迁移现象以提高粘结系统的完整性的方法。 相似文献
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本文回顾了旨在改进星船上推进系统应用的低推力化学火箭发动机的性能而正在进行的研究计划。通过建立燃烧和流动物理过程的新的预估方法;采用高温材料;改进部件设计优化性能;利用高性能推进剂等项措施.提高低推力化学火箭发动机的性能和工作寿命。改进的预估方法是通过局部和全局的预估值与试验数据的比较得到的。预估值是从有限反应速率动力学的 RPLUS Navier-Stokes 的计算机程序和联合军队、宇航局的方法中得出的。数据是从激光珍断系统和发动机试车实测性能得到的。结果表明,喷注器和燃烧过程的模型需要改进,流动显影技术,例如二维激光—感应莹光(LIF)显影技术对解决流动对称和剪切层的燃烧过程有所帮助。高温材料的制造工艺还在探索中,利用这些材料的小发动机正在进行设计、生产和试验工作。防氧化的铼涂铱保护层用化学气桕沉积工艺制成,从而使燃烧室工作温度升高800K。在地球可贮存推进剂(四氧化二氮和-甲基肼或无水肼)的发动机上,取消液膜冷却,改善燃烧效率.并控制喷注器的热沉温度,通过组合件的重新没计。获得了性能增益。铼铱两种材料互相扩散情况和抗氧化特性表明,推力室要求的几十小时的使用寿命是可以达到的。推力为22、62、440和559N 的火箭发动机已经设计、生产和试验了。试验证明,比冲性能提高了98~196N·S/kg。更高性能的推进剂通过了鉴定。这些推进剂(定义为空间可贮存推进剂),包括作为氧化剂的液氧,作为燃料的氮氢化合物或碳氢化合物。为此,专门设计和生产了液氧/肼发动机,其特征速度效率高达95%,面积比204:1时换算的真空比冲为3381N·S/kg。利用液氧/液氢推进剂,尤其在载人飞船上,其比冲性能可以得到进一步的提高,然而,某些特殊的设计必须改进,并通过飞行考核进一步完善。 相似文献
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固体火箭发动机模态分析中的推进剂建模研究 总被引:1,自引:0,他引:1
应用有限元软件Marc建立了某固体发动机有限元计算模型,对其中难以用有限元模型准确描述的推进剂,采用了两种简化建模方法。一种是仅仅考虑推进剂质量,忽略其刚度等属性,将推进剂简化为均匀附加在发动机壳体有限元模型节点上的集中质量;另一种是将推进剂作为几何实体,考虑其质量和刚度,建立推进剂实体模型。模态计算结果与试验比较表明:推进剂的壳体节点集中质量模型,能较好地模拟发动机的弯曲特性,由于忽略了推进剂刚度,对于呼吸振动特性的模拟不太理想;相比之下,推进剂的实体模型,由于同时考虑质量和刚度,对弯曲和呼吸振动特性的模拟较好一些。计算还表明,要逼近高阶振型,需要将推进剂弹性模量修正得更高一些。 相似文献
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讨论了液氧/烃三组元推进剂助推发动机的设计思想,这种液氧/甲烷助推发动机的初步设计还使用了液氢.试验表明,液氧/甲烷/液氢三组元推进剂发动机具有燃烧稳定、燃烧效率高、冷却性能好、能与铜合金燃烧室壁很好兼容等优点,因而可消除或大大减少设计可重复使用的高压烃类助推发动机时可能出现的风险. 相似文献