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固体火箭发动机(SRM_S)中实际的稳态压力——时间历程经常不遵循用经典方程和方法所预示的曲线形状。每个发动机偏离预示压力的最大幅度和时间均不相同。对具有圆柱和星孔形状的分段推进剂药柱的航天飞机固体火箭发动机,本文提出了关于这种偏差的数据。本文对端面燃烧药柱的有关类似情形的数据也进行了讨论。 相似文献
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环境温度对导弹精度、最大射程的影响分析与修正 总被引:2,自引:0,他引:2
导弹发射时的环境温度会影响固体发动机的推力,推力的变化一方面影响导弹的精度,另一方面影响导弹的最大射程.根据推力与推进剂初温的关系,建立了计算标准弹道关机点参数偏差的数学模型,计算了这种误差通过制导方程高阶项引起的落点误差,并且对最大射程误差也进行了计算,同时,采用修正制导方程系数的方法,对落点误差进行了修正.仿真结果表明,通过本文提供的方法可以修正环境温度造成的落点偏差. 相似文献
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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。 相似文献
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《固体火箭技术》2020,(3)
对大型发动机用的低燃速高固体含量HTPB推进剂进行了研制。采用超支化SU-2助剂降低推进剂药浆粘度为提高配方固体含量的方式,优化SU-2助剂含量,研制出固体质量分数89%的推进剂配方。依据抑制AP分解的质子转移机理,分别用高氯酸烷基胺衍生物A1N、草酸铵T29降燃速剂,获取低燃速HTPB推进剂,针对试验得到的推进剂性能数据,分析了单项降燃速剂的推进剂燃烧性能存在不足,提出了选用价廉的高氯酸烷基胺衍生物A1N/草酸铵T29/细AP复配方法,既降低燃速又能降低压强指数。经装药试验验证,获得6.86 MPa燃速5.185 mm/s,3~11 MPa压强指数0.328,密度≥1.80 g/cm3,20℃最大拉伸强度σm≥1.0 MPa,-40℃最大伸长率εm≥61.0%;5 h使用期粘度为2625 Pa·s;综合性能优良的高固体含量低燃速HTPB推进剂。以提高推进剂固体含量增加密度,增大HTPB推进剂比冲的设计方法,可供低燃速HTPB推进剂的发动机借鉴。 相似文献
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膏体推进剂作为一种新型特种推进剂,具有广阔的应用前景。膏体推进剂燃速直接影响发动机内弹道性能,研究输送管道壁温对推进剂燃速的影响具有重要意义。采用幂律本构方程表征膏体推进剂粘度,Arrhenius方程表征温度对粘度影响,并利用中心有限差分格式对控制方程进行离散。对恒定壁温下的膏体推进剂与管道间传热特性进行数值仿真,并进行了数值验证。结合仿真结果,并借鉴固体推进剂初温与燃速关系,分析了热管道内膏体推进剂燃速特性。结果表明:近壁面加热层厚度随入口速度增高而减小,随管径增大而增大,管内膏体推进剂平均燃速较入口温度条件下有所提高,同时,高温壁面条件下,近壁面推进剂温度高于爆发点,需要考虑管道内的防窜火措施。 相似文献
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耦合凝相-气相动力学机理的二硝酰胺铵燃烧模型 总被引:2,自引:0,他引:2
为了研究二硝酰胺铵ADN(Ammonium Dinitramide)固体推进剂燃烧物理化学过程并预测其燃 烧特性,建立一个耦合凝相-气相动力学机理的ADN燃烧模型。该模型基于凝相与气相的总连 续方程、组元连续方程、能量守恒方程及有限速率化学动力学方程而建立,并引入多组元系 统状态方程封闭方程组。模型中包含34种组元,1个固相(凝相)ADN分解总化学反应和165 个气相细节(基元)化学反应,并使用以温度函数表示的物性参数进行计算。应用气相燃烧 模型 对0.6 MPa下ADN燃烧火焰温度、组元摩尔浓度分布进行预测;应用耦合凝相-气相的燃烧模 型对0.2 MPa~36 MPa压强区域内柱状端燃ADN推进剂燃速、燃烧表面温度进行预测,计算结 果与文献报道试验数据较吻合。说明该燃烧模型能够较准确描述ADN气相燃烧波结构和ADN固 体推进剂燃速特性。
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为了分析固体发动机药柱在长期自重载荷作用下的位移水平,采用加速老化试验,得到该推进剂松弛模量随贮存时间的变化规律;考虑固体导弹发动机的实际贮存情况,探讨了有限元计算中处理发动机滚转的方法;应用三维粘弹性有限元分析方法,对贮存一定时间后的发动机进行了数值仿真,从中获得发动机药柱在长期自重载荷作用下的位移情况。计算结果表明,固体发动机每0.5 a定期翻转,蠕变基本回复到原来的3%以内,药柱的位移增加不大,说明贮存过程中每0.5 a翻转1次是一种好方法,可为固体发动机的设计和使用提供参考。 相似文献
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偶氮四唑三氨基胍盐(TAGZT)是一种有望在固体推进剂和气体发生剂中应用的新型高氮含能化合物。通过热重(TG)、差示扫描量热(DSC)和气体(固体)原位反应池/快速扫描傅里叶变换红外光谱(RSFTIR)联用技术,研究了TAG-ZT的热分解。实验结果显示TAGZT的热稳定性达200℃,热分解过程对压强不敏感,465℃热分解凝聚相产物为炭黑、NH4N3和嘧嘞胺。计算获得了TAGZT的热分解动力学参数和方程,分析提出了TAGZT的热分解机理。 相似文献
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针对凝胶推进剂压力损失的计算方法与常规推进剂存在很大差异,结合对非牛顿流体的理论分析,得出了凝胶推进剂在管路中的流动特性主要取决于其自身。对凝胶N2O4及凝胶UDMH液流试验的压力-流量数据,分别采用指数方程、多项式方程和直线方程三种方法进行曲线拟和、对比分析,反映了凝胶推进剂的非牛顿流体特性,对系统组建提出了一些建议,明确了凝胶试验系统试前应采用真实介质进行冷调,并为系统调试数据提供了可行的拟合方法。 相似文献
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为了进行老化评价研究,选择和研制了三种不同固体含量的(88~91%)端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂。已经证实,88%固体含量的HTPB推进剂符合以前提出的老化模型。这种老化模型已成功地进一步用于较高固体含量的推进剂以及其它计划用的HTPB推进剂的实测力学性能老化数据。采用这种老化模型,根据加速热老化试验数据予测了长期力学性能,予测数据与六年实测老化数据相当一致。利用予测的推进剂破坏性能,结合火箭发动机的要求,来确定予先选定安全裕度的发动机药柱的使用寿命。本文列出了各种复合推进剂老化速率的比较数据。根据老化结果的分析,提出了一个宽范围老化行为的数学表达式。 相似文献
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复合固体推进剂中铝粉凝聚海绵模型 总被引:4,自引:0,他引:4
复合固体推进剂可看作充填氧化剂的海绵体,海绵层由粘合剂和铝粉组成,它按氧化剂表面积分数分配给各级份氧化剂。每颗氧化剂与其周围海绵层中粘合剂组成了特殊双元推进剂。由铝粉点火所需能量和双元推进剂提供的能量计算出离开燃面时铝凝滴粒径分布。计算结果与实验规律符合很好。此模型为固体火箭发动机性能预测提供了基本数据。 相似文献
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为揭示机械载荷作用下HTPB推进剂的力学性能变化规律和破坏机理,利用单轴拉伸法研究了温度及应变率对HTPB推进剂力学性能的影响。运用单轴拉伸方法,研究了5组不同应变率(0. 000 333~0. 167 s-1)和不同环境温度(-50~35℃)下HTPB推进剂的恒速率单轴拉伸破坏试验。通过试验数据获取损伤模型参数,并最终建立了含应变率和温度因子的累积损伤模型。利用建立的累积损伤模型来预测HTPB推进剂在特定温度及应变率(0.000 333~0.167 s-1)条件下的失效情况,计算结果与试验结果吻合较好。此累积损伤模型可为固体推进剂装药结构完整性分析方法和HTPB推进剂损伤和破坏研究提供一定依据。 相似文献
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为了研究固体推进剂二硝酰胺铵(ammonium dinitramide,ADN)点火过程中物理化学变化,建立了1个考虑两相(固相和气相)表面化学反应的点火模型。该模型基于固相与气相的质量守恒方程、组元连续方程、能量守恒方程及有限速率化学动力学方程而建立,并引入多组元系统状态方程封闭方程组。模型中包含35种组元,2个固相ADN总分解反应和166个气相细节(基元)化学反应,并使用温度函数表示物性参数进行计算。应用该点火模型对0.1 MPa下ADN在不同初始温度下点火延迟时间进行预测,计算结果与试验数据较吻合,说明该点火模型较准确地描述了ADN点火过程;计算表明,ADN点火延迟时间随初始温度升高而急剧缩短,且初始温度高于600 K时,温度存在一个短时间的降低过程;计算得到ADN完全燃烧产物为H2O(0.393)、N2(0.394)、O2(0.193)及极少量的NO(0.009),表明ADN是一种绿色无污染低特征信号推进剂。 相似文献