固体火箭发动机材料现状和前景展望

介绍当今导弹和航天用固体火箭发动机主要构件燃烧室绝热壳体和喷管材料应用现状,讨论了该领域金属材料、聚合物基复合材料、碳基和陶瓷基复合材料的技术发展趋势和应用前景。     

固体火箭发动机材料现状和前景展望

介绍当今导弹和航天用固体火箭发动机主要构件燃烧室绝热壳体和喷管材料应用现状,讨论了该领域金属材料、聚合物基复合材料、碳基和陶瓷基复合材料的技术发展趋势和应用前景。     

固体发动机复合材料壳设计

1 引言 发动机壳体是导弹的一个消极部件,其设计目标是在技术和成本允许范围内尽可能地减轻质量。轻质壳体可使发动机质量比较高,从而提高导弹的性能。使用复合材料比金属材料可以大大减轻壳体质量。复合材料     

MBDA加快“长矛”与“流星”导弹的研制

在今年的范堡罗航展上，欧洲导弹制造商MBDA首次展示用于F-35的“长矛”（Spear）新一代空面导弹的全尺寸模型。MBDA公司透露．这种导弹长约2m，以涡喷发动机为动力，配有折叠弹翼．能以高亚声速飞行．     

弹翼张开气动特性研究

导弹在高速飞行中的弹翼张开过程是一类非定常、非线性的复杂空气动力学问题。为了研究弹翼张开过程中的空气动力特性，我们在FL-1风洞开展了弹翼张开气动特性试验技术研究，并针对典型的折叠弹翼进行了风洞试验。试验结果表明，弹翼张开过程中，导弹的气动特性发生了显著变化，随着弹翼张开速度的增加，准静态试验的误差逐渐增大。     

大后掠机翼外侧翼下导弹气动特性分析

位于大后掠翼战斗机机翼下的导弹,在飞行中受到的气动载荷,会对结构疲劳特性产生显著影响。为了研究导弹的气动载荷,建立了某型战斗机挂载导弹的气动仿真模型,设计了 3种导弹构型,分别为带前后弹翼导弹、只带后弹翼的导弹与只有弹体不带弹翼的导弹。对飞机翼下挂载 3种不同构型的导弹进行了气动特性的数值模拟与分析,并对比了导弹的气动载荷分布规律。计算结果表明:位于大后掠机翼下方的导弹,由于机翼下方的洗流作用,会受到较大的气动载荷,导弹的气动载荷以侧力和滚转及偏转力矩为主要分量；滚转力矩的方向会导致导弹与发射装置连接处靠近飞机对称面一侧受力较大,容易降低疲劳寿命；导弹的气动载荷主要由后弹翼产生,可在设计弹翼时适当减小后弹翼的面积,从而降低战斗机后掠翼洗流对翼下挂载导弹气动特性的影响。     

弹用涡轮喷气发动机火箭橇试验研究

为了研究弹用涡轮喷气发动机动态启动加速过程，开展了发动机火箭橇试验研究。通过火箭橇试验，可掌握导弹发射条件下弹用涡轮喷气发动机启动加速特征，暴露发动机在启动加速方面的设计缺陷。火箭橇试验能够真实的模拟导弹发射条件，它对于弹用涡轮喷气发动机研究具有十分重要的意义。     

超音速旋转弹翼式“X-X”型导弹弹翼部分的诱导滚转力矩

本文研究的对象是以小迎角、小侧滑角和一般超音速飞行的旋转弹翼式“X-X”型导弹。当它偏转弹翼进行俯仰和偏航控制时,弹翼部分的不对称绕流会在弹翼上产生不对称载荷分布,从而诱导出滚转力矩。本文主要依据空气动力学中的细长体理论;在这个理论关于厚度问题、迎角问题和侧滑角问题的基础上,著重对两对弹翼偏转一定角度后,因气动干扰而在弹翼上产生的各种气动载荷进行了研究,并由此得出了弹翼部分诱导滚转力矩的计算公式。可以看到,它的大小与导弹的飞行条件、气动外形和操纵情况有关,一般情况下它是不大的。     

直线伺服系统在弹翼张开气动特性研究中的应用

本文介绍了在弹翼张开气动特性研究中直线伺服系统（主要包括宝德六轴控制卡、Copley直线伺服、光栅尺）的实际应用情况，简述了弹翼张开的控制要求及风洞导弹模型弹翼张开的动态和静态性能的实现。如：最大速度、最大加速度、跟踪精度、定位精度、运行平稳度等重要指标。分析了该直线伺服系统的特点及在风洞应用中应注意的问题，对直线伺服系统在风洞研究中的应用前景进行了展望。     

高性能有机纤维复合材料及其界面性能

综述了高性能有机纤维复合材料在固体火箭发动机壳体的发展应用及其表面改性方法、界面性能的表征，并用实验数据探讨增强材料、树脂系统及复合材料界面对壳体性能的影响，最后指出应当综合地考虑各方面的影响作用才能达到提高固体火箭发动机高性能有机纤维复合材料壳体性能的最终目的。     

碳／环氧复合材料弹翼的质量控制

影响碳／环氧复合材料弹翼的质量因素较多，而且很复杂。本文着重介绍了弹翼在试生产过程中，不断改进工艺方法以及工艺装备，使复合材料弹翼质量得到了有效控制，各项技术指标均满足了设计和使用要求。     

弹翼张开气动特性计算报告

用欧拉方程解计算了导弹模型在不同弹翼张角下的全弹空气动力系数，对其变化趋势进行了研究。     

新型航天材料结构演化与安全评定

本成果不仅可用于航天产品先进复合材料结构和时效分析 (如固体火箭发动机缠绕壳体与弹翼 ) ,而且可用于普通复合材料和结构分析 ,如建筑、机械、压力容器 ,特别是航空结构 ,飞机在飞行一定周期后 ,确定其剩余寿命。本成果创造性地利用剩余刚度预报剩余强度和寿命 ,建立了剩余刚度衰退理论 ;建立了材料主要力学性能的随机概率模型 ;给出了刚度强度以及寿命的定量关系 ;分析了诸多载荷并考虑自由边缘效应情况下的材料可靠性分析规律。研制出ＨＩＴ—ＹＡＮ分析含缺陷复合材料层合板的分析软件 ;建立了层板脱层失效分析的能量理论 ,为复合材料…     

道·联合技术复合材料产品公司提出第一个复合材料出口壳体

道·联合技术复合材料产品公司提出第一个复合材料出口壳体道·联合技术复合材料产品公司完成了用复合材料制造的第一个涡轮风扇发动机风扇出口壳体。根据美国高级研究设计局１４８０万美元的合同，采用先进的树脂传递模制技术生产出直径２．８ｍ的壳体。该公司认为用常规...     

固体火箭发动机复合材料裙技术研究发展

介绍了固体火箭发动机壳体裙的结构、用途及采用复合材料裙体的优点。详细讨论了玻璃纤维和混杂纤维等增强材料在国外发动机裙上的应用，以及国内在该领域所取得的研究成果和复合材料裙的单独成型及整体成型工艺，同时展望了国内布带缠绕高性能复合材料裙的技术发展趋势和应用前景。     

小型弹用涡轮发动机发展综述

小型涡轮喷气和涡轮风扇发动机可为高亚音速、中远程导弹提供理想的巡航动力,是各军事强国竞争的焦点。弹用涡轮发动机具有成本低、寿命短、尺寸小、转速高、增压比低、容积热强度大、起动和点火方式多样等特点,已被广泛应用于巡航、反舰和空地等多种战略与战术导弹。从国内外主要产品及其技术参数、性能与结构基本特点、应用现状、发展趋势等方面,对20世纪70年代以来100~700daN推力范围内弹用涡轮发动机的发展情况进行梳理和分析。指出更低成本、更少油耗和更优结构将是未来导弹推进系统继续追求的目标;螺桨风扇发动机高速性好、耗油率低,脉冲爆震涡轮发动机循环效率高、结构简单,是未来先进弹用涡轮发动机重要的发展方向。     

美国超高强度钢大型壳体的加工

前言 大型固体火箭发动机壳体的加工工艺直接关系到发动机以至火箭导弹的可靠性和经济性。近三十年来,美国大型固体发动机超高强度钢壳体的加工成形和连接方法日益受到重视,不断演变,渐趋成熟。本文拟从导弹或助推器的发展对壳体加工的影响,简介各种成形和连接工艺的应用与特点。     

弹用涡喷发动机飞行试验启动加速性能仿真

结合导弹飞行的应用实际，利用有限的部件特性，建立了弹用涡喷发动机启动加速至巡航状态全过程的动态性能仿真模型。对仿真模型计算结果进行了分析，模型计算结果与飞行试验数据吻合较好。该模型的建立对导弹发射过程发动机性能的分析具有重要的现实意义。     

考虑角反射器效应的导弹RCS计算研究

对导弹弹翼进行面元划分,采用物理光学法进行考虑弹翼耦合效应的RCS计算,结合计算弹体后向散射的物理光学法和等效电磁流法,采用综合相位法建立一种考虑角反射器效应的导弹RCS计算方法。对角反射器模型进行计算并与文献对比,验证了算法的正确性。并对导弹模型进行RCS计算与分析,结果表明,弹翼的后向散射和耦合效应对导弹RCS的贡献在大部分角度范围超过弹身的贡献,在导弹进行雷达隐身设计时需要重点考虑。     

敏捷转弯伞弹系统动力学建模与分岔特性分析

传统弹箭类飞行器由于机动能力限制,难以实现快速、小半径、大角度的敏捷转弯。通过导弹上加装可控翼伞作为控制面,提出一种翼伞-导弹系统,实现导弹敏捷转弯。首先针对由导弹、翼伞、伞绳、连接点组成的伞弹系统进行动力学建模,给出9自由度伞弹系统动力学模型。通过纵向平面内的弹道仿真,对比分析了在翼伞襟翼偏转角0°、25°和50°情况下伞弹系统的运动情况,结果表明翼伞-导弹系统可以实现敏捷转弯。通过对伞弹系统动力学模型进行分岔分析,研究了不同襟翼偏转角情况下,以翼伞安装角为连续变化参数时系统的分岔曲线,得到导弹实现敏捷转弯的最小转弯半径及最大转弯末速所对应的目标平衡点,分析了目标平衡点附近的吸引域变化情况。弹道仿真结果表明通过合理选取翼伞襟翼偏转角及安装角,可以使质量为73 kg的导弹实现最小转弯半径14.50 m,最小速度损失20.4 m/s。伞弹系统对于提高传统战术导弹的敏捷转弯性能具有重要参考意义。