固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的建模及特征研究

建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数学模型,提出了燃烧室燃气与空气配比的关系,分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温和涡轮落压比对燃烧室油气比的影响,以及固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计特点。基于涡轮压气机功率平衡条件、静压相等的掺混条件和尾喷管流量匹配条件,建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的非设计状态数学模型。     

航天飞机先进固体火箭发动机的推进剂

综述了美国航天飞机走进固体火箭发动机的推进剂配方研制，制造工艺和工艺过程中的质量控制。     

固体发动机推进剂燃速预估研究

介绍了用随机小尺寸试验发动机平均燃速预估全尺寸发动机燃速的方法，讨论了全尺寸发动机燃速预估精度及其影响因素，并通过实例指出提高全尺寸发动机燃速预估精度的主要途径。     

固体火箭发动机及推进剂技术发展概述

简述了固体火箭发动机及固体推进剂技术的发展和应用情况，概要地介绍了固体火箭发动机设计及固体推进剂技术的未来发展趋势。     

固体推进剂发动机的侵蚀燃烧研究

对高氯酸铵和惰性粘合剂推进剂的侵蚀燃烧进行了实验和模型方面的研究.早先的全耦合模型曾被用于各种尺寸的发动机,并显示出明显的效果.由此导出了由于强喷吹产生的界面剪切应力关系,此式成为一种简化模型的基础,只需知道燃烧表面的平均质量流率,就可以进行局部壁面区的一维分析,并表明推进剂的名义燃速是影响侵蚀燃烧的主要参数,名义燃速对锓蚀燃烧门限值有直接影响。尺寸效应对门限值的影响包含在适当的无因次参数中.     

固体燃料空气涡轮火箭发动机工作模式

根据SP-ATR目前存在的燃气难以兼顾清洁和富燃的问题,文章提出将原本由1股燃气单独承担驱动涡轮和补燃功能的工作模式分解为由2股燃气分别担负驱涡和补燃功能的工作模式。通过对比分析该工作模式的SP-ATR和固冲发动机、涡喷发动机工作特点,提出了适合该形式SP-ATR的性能计算模型,得到其飞行包线,发现该SP-ATR工作包线宽广,可完全包含涡喷和固冲发动机的工作包线。在此基础上,计算得到了SP-ATR在不同空域和速度条件下的飞行性能及变化规律:(1)随飞行高度和速度的增加,其比冲、比推力增加,但性能随外弹道变化幅度较小,整个工作范围性能稳定;(2)在近地面和低空SP-ATR均可实现低空亚音速盘旋和5 km高度以上的超音速飞行,且在比冲高于6 700 N.s/kg,同时保持比推力大于1 100 N.s/kg;(3)高空SP-ATR工作高度速度范围宽,比冲性能与冲压发动机相当,比推力为冲压发动机的2倍,相同飞行速度条件下飞行高度增加比冲增加、比推力增加,具有在更高高度巡航潜力,高空性能优势明显。     

固体火箭推进剂药柱优化设计方法的进展

根据对有关文献的分析,介绍了模型搜索技术结合简化性能模型的优化设计方法,该方法是以发动机的推力-时间曲线为优化目标进行药柱几何形状的优化设计,简化了设计分析,达到了“速度和精度”的折中要求,大幅度的缩短了设计周期.     

固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的气动热力循环分析(英文)

建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数值模型,提出了基于压气机增压比、涡轮前温度和涡轮落压比关系的燃烧室燃气与空气配比表达式,以及涡轮落压比和发动机涵道比的匹配关系.定量分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温、涵道比/涡轮落压比和飞行马赫数对固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的单位推力和比冲的影响.     

小型试验固体火箭发动机研究

从理论上分析了影响固体火箭发动机性能散布的主要因素,设计了相应配套的小型试验固体火箭发动机,用于提高燃速测试精度,并应用于大型发动机的研制和批产。理论分析和测试结果表明,燃速的测试精度以及复合固体推进剂自身的燃速散布是影响固体火箭发动机性能的最主要因素,把握了复合固体推进剂燃速,可减小性能散布,确保大型固体火箭发动机批次研制和生产性能的稳定性和准确性。     

固体火箭发动机模态分析中的推进剂建模研究

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。     

涡轮增压固体冲压发动机热力循环分析

针对未来导弹对推进系统高比冲、宽马赫、大空域的要求,将空速域宽广的空气涡轮火箭(ATR)和比冲性能好的固体火箭冲压发动机(SPR)进行集成,提出了涡轮增压固体冲压发动机(TSPR)的概念,对其进行热力循环分析,验证此组合概念发动机的原理可行性,建立了其热力循环分析模型.利用该模型在典型弹道上对ATR、SPR和TSPR的...     

富燃料推进剂燃烧产物粒度参数的激光衰减法测量

介绍了激光衰减法测量粒子参数的基本原理.搭建了激光衰减法测量高铝含量富燃料推进剂实验系统,解决了燃烧环境下粒度测试的光学介入问题,对高铝含量富燃料推进剂中粒子参数进行测量,对所得的凝相燃烧产物进行电镜分析,并对电镜照片进行分析处理,计算出燃烧后凝相产物平均粒径,验证了激光衰减法测量粒子参数的可行性和合理性.     

含硼富燃料推进剂燃烧表面"沉积层"研究

针对含硼富燃料推进剂低压燃烧时燃烧表面产生“沉积层”的现象,结合该推进剂的燃烧过程,分析了“沉积层”的形成机理,建立了“沉积层”影响燃气流动的数学模型,研究了其对气相火焰高度的影响。结果表明,“沉积层”使气相火焰高度降低,传给燃面的热流密度占气相总热流密度的百分比增大,有更多的气相燃烧产生的热量反馈回燃烧表面,即使含硼富燃料推进剂燃烧过程中气相作用增强,易于在低压下维持稳定燃烧,并具有相对高的燃速和压强指数。这为含硼富燃料推进剂用于冲压发动机提供了有利的理论支持。     

膏体富燃料推进剂配方研究

研究了可用于双射程冲压发动机的膏体富燃料推进剂。结果表明,以PEPA/EG为粘合剂、无定型硼粉为燃料添加剂时,推进剂的实测热值可达28.7 M J/kg。使用经表面处理的无定型硼粉,加入量可在40%以上。膏体富燃料推进剂具有剪切变稀的性质,其流动指数和稠度系数随温度的上升呈下降趋势。配方的低压可燃极限为0.2~0.3 MPa,燃速r0.5MPa>12 mm/s,压强指数约为0.43。     

含CL-20固体推进剂研究现状

综述了含CL-20(六硝基六氮杂异伍兹烷)固体推进剂,包括改性双基推进剂、高能低特征信号推进剂、NEPE推进剂以及其他类型固体推进剂的研究现状;主要涉及引入CL-20后固体推进剂的热分解特性、能量特性、燃烧性能、力学性能及安全性能等方面的内容;最后,总结了目前CL-20及含CL-20固体推进剂在实际的工程化应用过程中依然存在的一些尚未解决的难题,并指出了CL-20及含CL-20固体推进剂今后的研究方向及重点。     

某固体推进剂湿热老化模型

通过对常用失效物理模型的分析和总结,结合量子力学理论关于电子产品老化反应速率与环境温、湿度的关系,以推进剂力学性能参数为研究对象,建立了固体推进剂贮存使用寿命的湿热老化模型,并通过试验数据拟合得到具体的经验公式。该模型可作为湿热环境下固体火箭推进剂贮存使用寿命预估的理论依据,也可作为固体火箭发动机剩余寿命计算的参考模型。     

固体火箭发动机羽烟特征信号的分类及测试评估概述

介绍了国外低特征信号固体推进剂分类标准和固体火箭发动机羽烟特征信号分类及测试技术等方面的工作,主要内容涉及发动机羽烟特征信号的定义、产生根源、对使用的影响、理论预估及特征信号测试评估的各种实验方法和设施,并预示了羽烟特征信号测试与评估的发展方向。     

低压下镁铝富燃料固体推进剂燃烧性能研究

通过调节氧化剂含量、粒度级配,或加入KP、用硼粉替换部分铗铝及改变催化剂含量,研究了镁铝富燃料固体推进剂燃速和压强指数的变化规律。研究结果表明,燃速随着AP、KP粒度的减小而增加;随AP含量的增加而增加;随催化剂含量的增加而增加;随KP含量的降低而增加。压强指数随AP粒度减小呈先升高后降低再升高的趋势;粒度不同的配方随AP含量增加,压强指数变化趋势不同;催化剂含量对压强指数的影响规律也同AP粒度有关;KP的粒度变化对压强指数几乎无影响。硼粉替换部分镁铝对燃速和压强指数的影响规律与氧化剂的粒度有关。