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。     

固体火箭发动机燃烧室压强及喷管扩张比优化设计

以固体火箭发动机冲质比为目标函数，采用复合形法优化技术，对在一定高度范围内工作的纤维缠绕壳体固体发动机的燃烧室平均压强和喷管扩张比进行了优化计算。该方法特别对第一级工作的发动机总体方案优化的初步设计具有重要的参考价值。     

飞行状态下固体火箭发动机比冲计算

以固体导弹飞行试验的外弹道测量数据和遥测数据为基础，将外弹道计算模型与固体发动机内弹道计算型相结合，建立了飞行状态下固体发动机比冲的计算模型，算例表明，该模型适用于固体发动机性能的快速工程分析。     

高压强固体火箭发动机设计技术研究

简述了国外高压强固体火箭发动机技术的发展和应用情况，提出了我国开展高压强固体火箭发动机研究的设想，详细分析并阐述了高压强固体火箭发动机设计技术研究内容、方法和途径。     

固体火箭发动机性能预示

编制了固体火箭发动机性能预示软件，以美国的ＡＩＭ发动机和法国的ＳＥＰ发动机为例进行了比冲预示，并与美、英、法、德、意等国软件的达到了国外同等水平的预示精度，可用于导弹总体设计、发动机优化设计。     

比热比对推进剂标准比冲与发动机真空比冲影响趋势分析

在固体火箭发动机择优比测中,推进剂比冲与发动机真空比冲是发动机择优的关键指标。在标准比冲修正和真空比冲计算中,比热比是影响标准比冲和真空比冲计算的重要参数。分析了不同燃烧室室压和环境压强下,BSF?315 mm标准发动机固体推进剂修正标准比冲随比热比的变化,以及地面试车成功后,比热比对真空比冲计算的影响。结果表明,推进剂实测比冲修正到标准比冲时,在不同燃烧室平均室压下修正标准比冲,存在一个比热比值,使得推进剂修正标准比冲计算存在极小值,当比热比大于该极小值后,随着比热比的增加,修正标准比冲增大。研究结果和所得结论对同一单位推进剂配方选型,以及不同单位推进剂、发动机实物比测,具有指导与借鉴意义。     

基于视加速度的固体火箭发动机飞行比冲估算

建立了基于遥测视加速度的推力及比冲计算模型,模型中考虑了附加质量对发动机推力的影响,对固体火箭发动机飞行试验推力及比冲进行了计算,并与利用标准内弹道预示程序重新预示的发动机推力及比冲进行了对比,两种方法计算结果一致。算例表明,利用飞行试验遥测视加速度计算发动机推力及比冲的计算模型正确,有关参数的选取和处理方法可行;该方法可准确再现发动机飞行过程的实时推力和比冲;可有效用于发动机飞行试验结果的快速分析与评估。     

一种确定固体火箭发动机尺寸的方法

提供一种确定战术导弹用助推进一退航式固体火箭发动机尺寸的方法。该分析方法根据微分速度和加速度要求，建立数学模型，来确定助推器的尺寸。通过实例证明此方法具有先进性和有效性。     

战术火箭/固体火箭发动机一体化优化设计

在综合考虑发动机内弹道性能与火箭外弹道关系的情况下，融内外弹道为一体，系统分析了发动机装药参数，燃烧室设计参数、喷管设计参数、尾翼参数对发动机性能及全弹性能的影响，针对远程战术火箭，建立了火箭总体／固体火箭发动机一体化优化的模型。在所建模型基础上，以火箭弹总体性能最佳目标，对总体和发动机设计参数以及药柱几何参数同时进行优选，完成了九个变量的寻优计算，取得了满意结果。     

战术导弹固体发动机的关键技术问题

讨论了战术导弹固体发动机在高能推进剂、碳纤维壳体、轻质小力矩柔性喷管和双脉冲发动机等关键技术方面取得的进展。其中，HTPB推进剂的性能达到比较完善的水平，已用于各类战术导弹。高能、低特征信号GAP推进剂通过了实验发动机试验。碳纤维壳体达到了实用水平。发动机能量管理和向量控制技术的研制与开发工作正在开展之中。     

战术固体火箭发动机药温测量研究

介绍了一种战术固体火箭发动机药温测量技术，测量系统主要由一个温度传感器和一个与嵌入式计算机相连的特殊的测量单元组成，该系统随某型号发动机进行了温度循环试验和温度冲击试验，同时用ANSYS软件对试验过程进行了模拟计算，试验测量结果与计算结果符合很好，还邮药柱等效温度概念和计算方法，并给出了通过发动机外壁温度和药柱内壁温度计算等效温度的拟合公式，发动机最后进行了地面试验，获得圆满成功，证明该测量系统是可靠的，具有实用价值。     

固体推进剂远地点发动机的研制和关键技术

自1984年开始,中国研制的系列远地点发动机共9次参加卫星发射,均获成功,表现出很高的可靠性,高空比冲达到2834N·s/kg,质量比为0.895,性能达到了先进水平。该文介绍了远地点发动机的特点、技术水平和主要经验。其中采用丁羟推进剂、玻璃纤维壳体和碳/碳复合材料喉衬被证明为成功的技术选择。在研制过程中,在高空比冲的预示和测量,玻璃纤维壳体基体树脂的研制,高空点火和安全点火机构的研制,防止发动机自旋引起的烧蚀等技术问题方面,积累了丰富经验。对于在高空工作的发动机具有现实参考意义。     

塞式喷管在固体火箭发动机上的应用研究

针对固体火箭发动机要求，比较了3种可能的环排塞式喷管结构形式，认为环排瓦状塞式喷管是目前最可行的方案。以高空工作的固体发动机喷管为例，设计了一个8单元环排瓦状塞式喷管和与其对比用的钟形喷管，在相同尺寸限制奈件下，塞式喷管的面积比大大高于钟形喷管。通过数值模拟的方法对设计的环排瓦状塞式喷管的流场和性能进行了研究，分析了不同反压下塞锥流场特点和塞锥表面的压强分布。计算结果表明，塞式喷管在设计点效率为97．41％时，其真空效率为78．63％。这比对比用钟形喷管的一维理想真空效率高出近2．0％。     

大型固体火箭发动机研制的关键技术

介绍了大型固体发动机推进技术的现状和发展趋势。研讨了发动机设计总体布局与各部件匹配及协调、优化设计、推进剂性能、装药燃烧室的界面脱粘、喷管热结构设计与材料、全轴摆动柔性接头喷管和鉴定阶段发动机性能逆运算等技术问题,并总结了多年的研制经验。     

固体火箭发动机燃烧室和喷管热防护安全限设计系统

随着固体推进技术的发展，越来越多的战术导弹采用了单室双推力固体火箭发动机，燃烧室和喷管的受热情况严重，必须对其进行深入研究，以保证发动机可靠工作。文中对此建立了集药柱几何计算、内流场、传热与烧蚀于一体的计算系统，并形成了成熟的软件，对一具体算例进行了绝热结构和烧蚀结构防护层的安全厚度设计，与工程实际应用厚度的比较表明，此系统用于工程中方便可靠。     

含缺陷固体发动机两相流场计算方法研究

通过对国内外含缺陷固体发动机性能预示方法的分析比较，提出采用“N－S方程＋粒子仿真”方法来计算两相流动的新途径，并对某轴对称两相流动的流场进行仿真计算，计算结果表明，该计算方法可行，计算模型合理，能够较为准确地反映两相流中颗粒相对气体流动的影响。     

固体发动机燃烧时间的一种解析算法

给出了以双切线法和二阶导数法相结合来确定发动机燃烧时间的一种解析算法，它适用于一般发动机燃烧时间的处理，通过该解析法与双切线法的比较，证明该方法具有实用价值。     

固体火箭发动机性能偏差计算及可靠度评定

推导了固体火箭发动机推力、比冲、总冲、流量和压强等标准偏差计算公式，并根据发动机使用要求，在分析影响这些偏差的主要因素基础上，进一步简化了这些偏差计算公式。应用误差分析理论并根据单因素试验结果给出了预示发动机推力性能偏差及可靠度综合评定方法。