固体火箭发动机排气二次燃烧的抑制技术

介绍了无烟固体火箭推进剂研究的最新进展——固体火箭发动机排气二次燃烧的抑制技术,内容包括二次燃烧的产生机理、抑制机理和国外技术现状等.国外经验表明,采用少量的抑制剂可以达到对高能无烟推进剂发动机排气二次火焰的抑制.     

固体火箭冲压发动机二次燃烧试验研究

针对某工程论证需求,分别采用缩比和全尺寸固体火箭冲压发动机,利用地面直连试验系统,开展了壅塞式固体火箭冲压发动机试验研究,采用燃烧效率和试验比冲作为评价指标,对比分析了燃气发生器进气方式与喷嘴结构、空燃比、燃气流驻留时间、尺寸效应等因素对发动机二次燃烧性能的影响。结果表明,设计的一次进气发动机能够实现高效燃烧;在测试范围内,空燃比增大发动机燃烧效率降低;延长燃气驻留时间,提高了发动机二次燃烧性能。     

非壅塞固体火箭冲压发动机二次燃烧室进气方案研究

用k-ε湍流模型以及EBU燃烧模型。对固体火箭冲压发动机二次燃烧三维反应流场进行了数值计算,研究了空气射流与富燃燃气射流动量之比、射流速度和燃气发生器喷管数量对二次燃烧的影响。研究结果表明,当空燃动量比在一定范围内时。若空燃动量比变大,则二次燃烧效率升高;降低空气和燃气射流的速度有利于二次燃烧效率的提高;并且增加燃气发生器喷管数量能增强燃气与空气在头部的掺混效果,为燃烧创造良好的条件。     

固体火箭发动机燃烧稳定性预估的三维计算方法

针对一个变截面开槽管状装药的单室双推力发动机,讨论了应用三维声学有限元法分析,确定燃烧室内腔的声学特性,以及在此基础上进行的发动机燃烧稳定性预估的三维计算方法。应用本文编制的计算程序试算的结果表明:燃烧室内腔前10阶固有振型的预估误差不大于3％;该发动机的燃烧稳定性接近临界状态,与地面试验情况定性一致。     

固体火箭发动机中铝粉燃烧研究概述

介绍了固体火箭发动机中单个铝颗粒燃烧模型的发展与铝颗粒的燃烧特性;阐述了铝粉分布燃烧现象、分布燃烧放热与声场的耦合关系及其对发动机稳定性的增益作用;总结了惰性颗粒的阻尼理论以及在表面旋涡脱落条件下惰性颗粒对压强振荡的放大作用;提出了应从复杂流场中全面考虑铝粉燃烧对发动机的增益与阻尼作用,建立其对发动机工作稳定性影响的综...     

翼柱型药柱固体火箭发动机不稳定燃烧研究

列举了3种高装填、大长径比、翼柱型药柱、复合推进剂固体火箭发动机不稳定燃烧的现象,对其不稳定燃烧现象进行了频谱分析,将3种不稳定燃烧定位为中频、纵向声不稳定。分析认为,不稳定燃烧取决于发动机的设计固有频率及发动机燃烧室内部声能的各种增益和衰减之间的消长关系。抑制不稳定燃烧的有效途径是改变声腔的固有频率和减少声能增益、增大声能损耗。通过采取修改药柱结构以改变燃烧室声腔的固有频率和增大喷管阻尼的措施,使发生的不稳定现象得到了很好的抑制,可为同类发动机研制提供借鉴。     

印度航天用固体火箭发动机

本文介绍了印度航天用固体火箭发动机的发展历程、技术水平和应用情况,着重介绍了SLV、增强型SLV和极轨道卫星运载火箭用的固体发动机情况。     

双组元变推力液体火箭发动机燃烧效率研究

应用一维流管燃烧模型,考虑了液相反应、液滴二次破碎和压力耦合的影响,借助喷注器冷流试验,对双组元变推力液体火箭发动机的蒸发效率和混合效率随工况的变化进行了研究.最后给出了计算燃烧效率和热试车数据的对比,得出了相应的结论.     

固体发动机试车废气烟团抬升及扩散研究

对固体发动机试车排放废气烟团的抬升和扩散，采用计算与环境监测相结合的方式进行了系统研究，给出了烟团抬升计算公式。     

“风云二号”卫星远地点发动机

ＦＹ２－１固体火箭发动机中国“风云二号”气象卫星的远地点发动机，由中国航天工业总公司第研究院于１９８７年开始研制，１９９７年正式使用。     

固体火箭发动机的概率设计

固体火箭发动机的性能参数和结构参数一般都服从正态分布，利用应力－强度干涉理论，通过正态分布密度函数的耦合方程进行发动机结构设计，并推导出具有随机变量指数的发动机工作压强和燃烧室壳体弹塑性爆破压的均值和标准偏差表达式，导出传统安全系数与可靠概率的关系。该设计方法较之传统的采用安全系数的设计方法合理。     

固体火箭发动机内流场研究的新动向

对固体火箭发动机内流场的研究作了总结性的回顾，并对近年业该研究领域的若干新动向作了介绍，即粒子沉积研究、基于非结构网格技术的内流场数值模拟、复杂内流场模拟试验、     

装药燃烧增压过程中脱粘扩展条件实验分析

研究了在高增压燃烧条件下固体推进剂／绝热层界面脱粘进一步扩展的诱导因素，获得了脱粘传播速度与燃烧室点火压强梯度之间的经验关系及临界压强梯度，提出了三种脱粘扩展模式。研究表明，当脱粘槽较窄并且点火增压梯度较大时，脱粘前沿扩展较快。     

固体火箭发动机静电的产生与防范

论述了固体火箭发动机产生静电的机理，分析了发动机在系统中的电磁环境，同静电起电有关的位置环境，提出了发动机发生静电激发点火的模式。以复合材料壳体并装有丁羟推进剂药柱的固体发动机为例，对其静电发火可能性及防范措施作了分析。按照有关的静电感度标准和试验方法，对发云南壳体，药柱，片状或粉状推进剂和火工品，进行了静电特性的试验。     

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。     

固体火箭发动机翼柱形药柱的优化设计

以固体火箭发动机的翼柱形药柱的优化设计为例，通过建立翼柱形药柱的计算模型，固体火箭发动机的能量模型，提出了翼柱型药柱的优化设计方法。药柱的计算采用了混合罚函数法，根据得出的计算结果中各设计变量对目标函数的影响大小，确定出各设计变量提最佳值。该方法还可用地其它型号的翼柱形药柱的优化设计。     

“东方红2号”卫星远地点发动机

ＤＦＨ２－１固体火箭发动机是中国“东方红２号”卫星的远地点发动机,由中国航天工业总公司第四研究院于１９７５年开始研制,１９８４年正式用于“东方红２号”实验同步通信卫星的发射。文章简要介绍了该发动机的主要性能和基本结构。     

固体火箭发动机性能可靠性数字仿真

采用一维准定常流内弹道计算模型作为性能仿真模型，选定燃烧室压强及推力作为输出参数，在广泛收集某固体发动机有关数据的基础上，对决定发作机性能的基本参数进行了统计分析，根据其实际的数据散布程度和对性能影响的大小选定ρｐ，ｃ和ａ作为随机变量，通过严格的统计确定它们的分布特性，然后应用Ｍｏｎｔｅ－Ｃａｒｌｏ数字仿真法，编制出相应的计算程序。在计算机上完成的随机抽样和性能仿真计算分别得到了常温，高温和低温条