几种国外火箭发动机推力矢量测量装置概述

理想状态下,火箭发动机推力作用线与发动机中心轴线重合,但由于加工精度、高温高压燃气在喷管中的不对称流动以及喷管喉部烧蚀等原因,导致发动机推力实际作用线偏离发动机理论中心轴线,从而产生推力偏心.火箭发动机的推力是一个空间向量,在火箭发动机工作过程中,它的大小、方向和作用点位置都是随时间不断变化的.推力矢量对飞行器的飞行轨...     

火箭冲压组合动力系统特征点推阻特性初探

推阻力是火箭冲压组合动力系统的重要特性,研究推阻特性及影响因素对动力系统研发极为重要.对模型动力系统在高空高速点下的推阻力进行了仿真和试验研究,获得了动力系统在火箭发动机模态、火箭/冲压发动机模态及冲压模态、不同余气系数下的推阻力.结果表明:所研究的模型在火箭发动机模态下,火箭发动机推力室在动力系统内产生的推力大于火箭发动机的设计推力;火箭/冲压发动机共同工作条件下,推力大于火箭发动机设计推力与同一余气系数冲压发动机模态推力之和;冲压模态下,动力系统的推力随余气系数减小而增大;理论计算与试验结果相符.     

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.     

某型号固体发动机推力测试偏差与侧向力干扰问题分析与试验

分析了影响某固体发动机静止试验推力测试偏差的因素.分析结果表明,由于试车架结构问题,发动机工作过程产生的偏斜力与偏心力以及各个方向的振动是推力测试偏差过大的主要因素.据此优化设计试车架结构,控制并减少安装偏差,消除侧向力对工作传感器的干扰,提高推力测试的可靠性,以满足固体火箭发动机推力测试技术要求.     

液体火箭发动机试验推力测量传感器并联影响研究

介绍了推力测量传感器并联工作原理,进一步确定并联作为液体火箭发动机试验推力测量中多只传感器的电路连接方法。通过对多只传感器并联的选配与分析,在保证灵敏度与输出阻抗比值一定的情况下,该方法可以提高推力测量精度,同时输出力值不受偏心载荷影响。     

单级双推力固体发动机用于导弹改型的前景

本文简述了单级双推力固体火箭发动机的主要特点和早级导弹改型的希望,说明单级双推力固体发动机是单级改型导弹的理想动力装置。此夕I、,还以某近程低空导弹为例,将其原单级固体发动机改为单级双推力固体发动机,对计算结果进行了分析比较。     

不同尾翼受发动机羽流作用对弹体飞行性能的影响

针对某型靶弹在试验飞行时采用不同尾翼布局所得的截然不同的飞行结果，开展了固体火箭发动机喷流干扰对飞行器飞行性能影响的研究。结果表明，发动机喷流与发动机推力偏心、偏斜的共同作用将对飞行器飞行姿态和弹道产生影响，且影响程度与飞行器尾布局有很大关系。     

RBCC发动机纯火箭模态流场数值仿真研究

基于某火箭基组合循环(RBCC)发动机结构及气动参数开展了飞行高度30 km、飞行速度8 Ma时,发动机纯火箭模态三维流场数值仿真.对进气道、燃烧室、尾喷管、火箭发动机等组件流场结果进行分析,并计算了发动机总体推力.结果表明:纯火箭模态下,RBCC发动机进气道存在气流分离,喉部总压恢复系数约为0.34;燃烧室存在两股气流掺混,二级进出口总压损失约38.5％;二级燃烧室流场结构复杂,使得尾喷管入口截面气流参数分布不均,其总压畸变值为0.648;纯火箭模态下该RBCC发动机轴向推力约1 700 N.     

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。     

双组元变推力液体火箭发动机的比冲特性

变推力液体火箭发动机可以增大工作适应性和可操作性。对变推力发动机要求在变推力时具有高的比冲、稳定可靠和需要的响应特性。本文讨论了双组元变推力液体火箭发动机比冲的影响因素和在变推力情况下获得尽可能高的比冲的关键技术,介绍了登月舱下降发动机 LMDE 的比冲特性。     

RBCC发动机火箭推力增益之探讨

为提高火箭基冲压组合循环(RBCC)发动机火箭冲压模态下火箭推力增益,基于模拟飞行Ma=4来流条件的数值计算结果,分析了火箭射流与冲压主流超/超剪切流动的特性,探讨了火箭推力增益的组成,并给出了提高火箭推力增益的措施:1)冲压流道、火箭工作参数的选取必须确保两股超声速剪切流之间的流动匹配,在有限空间内快速、低损的实现高能火箭射流与低能冲压主流间的动量及质量输运,最大限度地提高发动机喷管排气速度及压力;2)采用高室压火箭,通过增加推力室室压,提高火箭燃气膨胀程度,减小火箭推力增益损失。     

卡尔曼平滑在动态推力测量中的应用

本文首次将卡尔曼平滑应用于固体火箭发动机地面热试车时的动态推力测量,提供了一个便于工程应用且有较高精度的动态推力测量新的数据处理方法。首先,根据固体火箭发动机理论推导出了推力的动态模型;研究了噪声方差和初始条件的确定方法及估计的稳定性、敛散性。继而进行了数字仿真试验,并对实际发动机推力采样数据进行了处理。分析与处理结果表明:卡尔曼平滑应用于动态推力测量是行之有效的。     

RBCC发动机火箭及火箭冲压模态热力循环分析

为了研究RBCC发动机火箭模态及火箭冲压模态的工作特性,基于发动机地面自由射流试验结果,利用一维气动理论构建了发动机火箭及火箭冲压模态的性能分析模型,对发动机6 Ma来流条件的试验数据进行了处理,获得了发动机轴向的沿程气流参数,分析了发动机的热力循环、工作效率、有效能分布以及部件和排气中的有效能分配比例。结果表明：一维计算得到的推力与试验结果误差在5%以内;火箭冲压模态下火箭燃气的引入可以有效提升发动机的热循环效率(约提升20%),火箭燃气的引入对有效能产生率和有效能的分配比例影响不大,火箭冲压和冲压模态的有效能产生率分别为0.45和0.48;火箭模态推力增益产生的主要原因是火箭燃气的能量添加至冲压流道中,形成了有效的热力循环,产生了机械能增量,最终表现出推力增益,约为29%。     

旋转助推钻地弹侵彻混凝土靶试验研究

通过改变头部形状,利用旋转火箭发动机末端加速旋转来探索新型的旋转助推钻地弹.建立了旋转助推钻地弹作用混凝土试验平台,进行了试验研究,得到了作用过程中侵彻速度与弹丸转速和火箭发动机推力之间的经验关系式.结果表明,旋转火箭发动机在助推钻地弹上应用原理上可行;在喷喉倾角不变的前提下,侵彻速度随着火箭发动机推力和旋转速度增加而...     

固体发动机瞬态参数的变化规律

本文采用非定常—维两相平衡流模型,对固体火箭发动机在瞬态工作条件下的压强、推力、比冲、推力系数等参数的变化规律进行了研究,得出了上述瞬态参数的计算方法,计算得到的部分结果得到了实验验证,证明此方法可行。     

液体火箭发动机试验负推力修正

推力大小是表征火箭发动机性能的关键指标.液体火箭发动机地面试验中,推力参数的测量准确性关系到比冲的准确计算和对发动机性能的正确评价.发动机试验中影响推力准确测量的因素很多,其中负推力是一项重要因素.主要介绍液体火箭发动机试验中,推力测量系统的组成与测量技术,重点讨论产生负推力的因素和负推力修正技术.     

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.     

织女星火箭进行发动机点火试验

近日,Zefiro 9-A(Z9-A)发动机在位于意大利撒丁岛的试验场成功进行了首次点火试验,这是织女星火箭飞行鉴定试验前的最后第二次发动机点火试验。此次试验检验了弹道性能(压力及推力曲线)、内部热防护效率、推力矢量控制性能,以及传导热与动力环境发动机性能。Z9-A固体火箭发动机是织女星火箭的第三级发动机。发动机点火燃烧了120 s。结果验证了这种改进型发动机预期性能的提升,以及发动机喷嘴坚固性的改进。这种使用新喷嘴设计和优化推进剂加注方式的改进型发动机,完全符合织女星火箭第三级发动机的飞行特性,但为使发动机适应水平状态,使用了截平喷嘴。预计2009年2月,Z9-A发动机将进行第二次飞行鉴定试验,而火箭飞行鉴定试验计划将于2009年末进行。织女星火箭是一枚三级固体推进火箭,有一液体推进剂上面级,起飞质量137 t,能将1 500 kg有效载荷送入高度700 km的极轨,可用于发射各种科学和地球观测任务航天器。织女星小型火箭为4级火箭。其中有三级使用固体推进剂,一级使用液体推进剂。使用固体推进剂的分别为P80一级、Zefiro-23二级和Zefiro-9三级;使用液体推进剂的一级为AVUM。Z9-A发动机整体高...     

单室双推力固体火箭发动机的现状和动向

从单室双推力固体火箭发动机的应用、性能、推进剂、壳体材料、成型工艺、推力矢量控制等方面着手,讨论这种发动机的技术现状、应用情况和发展趋势,并同单室单推力发动机作了详细的对比.给出了国内外若干种主要单室双推力发动机的性能数据.今后发展动向:多数单室双推力发动机仍将以采用端羟基聚丁二烯推进剂为主;少烟无铝复合推进剂和微烟的硝胺类改性双基推进剂的应用将会有所增多;发动机壳体仍以采用超高强度钢为主;加快使用推力矢量控制装置.     

粉末火箭发动机推力调节试验研究

为了验证粉末火箭发动机的多次点火启动及推力调节等技术,利用设计的发动机开展了试验研究。研究结果表明,在高能火花塞作用下,粉末火箭发动机可实现多次点火启动及关机,且启动及关机的次数、时间间隔等可随意调节;通过调节粉末燃料和氧化剂的流量,可实现粉末火箭发动机的推力调节技术,推力调节比达到6.5。