航天飞机固体火箭发动机喷管的修复

为了保证航天飞机每次飞行的成本保持最低,设计时考虑了喷管的金属零件都要重复使用。因为这些零件都是由大型铝和钢锻件机加成的,成本都很高。如果能重复使用19次,喷管柔性接头重复使用9次,那么对于每次飞行来说,就能大幅度地降低成本。航天飞机固体火箭发动机喷管是由作为支承件的大型铝和钢零件组成,这些零件内表面都粘结抗烧蚀绝热层.要重复使用的只是金属构件及柔性接头,因绝热层在工作期间要烧蚀、炭化,每次需重新更换。图1为喷管结构图,该喷管喉径136.86cm,全长424.7cm,出口直径369.9cm。这是当今固体发动机最大的喷管。喷管柔性接头的前法兰与后法兰及     

喷管型面及其缺陷对发动机效率的影响

通过6英寸直径火箭发动机的静态试车,并用独特的计算机编码进行数据处理,求出了11种不同喷管型面的喷管排出效率和推力效率。确定了具有尖角和大的喉部曲率半径的普通收敛—扩散喷管的效率基准值。用小的园周槽来模拟入口斜面和出口锥的粗糙度缺陷。出口锥的冲刷用切割1.5英寸和4英寸半径的单个园周糟来模拟。入口和出口锥面的小糟对喷管排出效率和推力效率没有多大影响。出口锥面上的大园周糟使推力效率降低约4%。具有大的喉部曲率半径的潜入喷管的效率和普通喷管一样。设计低劣的喷管,其推力效率损失预计可达8%。     

全复合材料宇航发动机可行性验证

1982年11月,空军火箭推进实验室成功地进行了由若干先进的部件组成的发动机的高空模拟点火试验,从而完成了全复合材料固体火箭宇航发动机可行性的验证。这次试验使法国欧洲推进公司与美国联合工艺公司化学系统分公司分工合作为期三年的研制工作达到高潮。发动机接近于全复合材料结构,金属部件几乎完全消除,证实了全复合材料发动机的可行性。经过验证的先进部件有:1)凯夫拉—环氧树脂燃烧室的复合材料极性接头;2)轻质的燃烧室绝热层;3)适用于头部满装药且安装在喷管上提供飞行用的环形点火器;4)高性能的 HTPB/HMX 先进宇航发动机推进剂;5)具有无支撑整体喷喉和入口段,以及能直接适应推力向量控制作动器载荷(在未来试验中)的薄壁出口锥的特轻喷管;6)连接出口锥与整体喷喉和入口段的套装式出口接头。     

新的INSUL/RITE材料

ICI/Fiberite公司用来评估材料绝热和烧蚀性能的固体推进剂材料试验发动机最近通过了试车,结果完全成功. 这次试车是为了确定新的Insul/Rite弹性化合物中的一种是否可用于高压喷管上. 试车后,在解剖图上所显示的“橡胶喷管”是一块层压模件,包括喷管入口、喉部和出口锥.该模件化合物的代号为MXE-S646,是在高硅氧宽幅编织物上浸渍硅酮橡胶(聚二甲基硅氧烷,PDMS弹性材料).制造时只要用常规的压模成型技术或者在夹具中于高温炉固化即可,无需高的模压.喷管在约163℃的烘炉中固化6个小时,只承受着夹紧压力.     

远地点发动机碳/碳喷管的进展

本文试图分析近五年来远地点发动机碳/碳喷管的设计进展。第一代碳/碳喷管的特征是:①用多向增强的碳/碳编织的小型整体的喉衬和入口段(整体的喉衬和入口段以下简称 I.T.E);③薄壁的碳/碳出口锥与 I.T.E 用螺纹连接。出口锥前端的直径小,引起了振动特性问题和制造成形困难。为此所作的一项改进是加大出口锥前端的直径,这样产生了一个新的无支撑延伸的 I.T.E 方案。最近有一项改进具有当前技术水平,就是用新的 V 式锥形接头代表出口锥和 I.T.E 之间的螺纹接头。本文讨论了这些不同设计的优点和试验结果。远地点发动机喷管设计的下一项改进将是采用陶瓷/陶瓷材料把喷管与燃烧室连接起来。     

MX导弹喷管用先进材料评论

目前正在进行研制石墨材料,准备用于MX 第一级和第二级固体火箭喷管的入口部,喉部,后喉部,出口锥和可延伸出口锥。这些材料必须经受住新型洲际弹道导弹(ICBM)喷管系统的苛刻的结构、化学侵蚀,粒子冲刷和高温环境。该系统的燃烧室压力可达127公斤/厘米~2,火焰温度为3700°K 至3922°K。叙述了第一级和第二级全尺寸试验喷管的现状。还提出了在喷管设计、石墨材料研制以及预期性能改进方面进一步工作的方向。     

航天飞机高性能固体火箭发动机

序言固体火箭发动机(SRM)是航天飞机固体助推器的一个部件。SRM的结构包括四个发动机段和一个单独的后出口锥组件。点火系统安装在前段内,可动喷管和后段相连。航天飞机每次飞行需用两台固体助推器,所以固体发动机应配对生产,然后由铁路运到发射阵地进行垂直装配。喷管有一柔性接头,用钢和橡胶薄板交替粘结而成,可提供达8°摆角的全轴向量控制。其控制靠每个助推器后裙处的两个液压动力装置驱动两个液压作动筒。 SRM是由Morton Thiokol(莫顿—锡奥科尔)公司在犹它州的Wasatch分部按照NASA马歇尔飞行中心的合同设计、研制和生产的。STS—7及其以前的各次飞行所用     

印度研制的碳酚醛模压喷管喉部入口段烧蚀层

碳酚醛复合材料由于高的耐烧蚀性,已广泛地用作能承受严酷加热环境的火箭喷管烧蚀层。烧蚀层可用布带缠绕或玫瑰花瓣模压制成,从而获得按要求取向的叠层受气流作用。固体火箭发动机潜入型喷管喉部入口段由于燃烧产物的环流作用,不得不经受严酷的加热环境和粒子冲刷,这要求具有各向异性的烧蚀层材料能均匀烧蚀,预防改变气流路线。目前使用的材料有碳/碳或碳酚醛,尽管3D碳/碳具有所要求的各向异性和耐烧蚀性,但需专用工艺设备,并且价格昂贵。印度已将可变叠层取向的两层或多层碳酚醛烧蚀层用于大型喷管。     

固体火箭发动机推力可调塞式喷管数值模拟与冷流试验

为满足高性能导弹推进系统需求,提高固体火箭发动机推力矢量调节性能,综合塞式喷管高度补偿和结构功能一体化的特点,设计了一套环喉型固体塞式喷管。该喷管由小喷管膨胀段和中心塞锥组成,通过移动小喷管膨胀唇部的位置,改变喉部面积大小,实现推力可调,采用数值模拟方法预估了其推力性能。对塞式喷管进行了地面冷流试验,测定了其推力性能。结果表明:环喉型塞式喷管推力性能的数值模拟结果与试验结果相吻合。当塞式喷管喉部面积满足0.7倍变化时,可实现塞式喷管推力4∶1的调节变化,同时具有明显的高度补偿效应。未来可进一步优化内喷管设计,使其广泛适用于全空领域导弹动力系统,提高发动机性能。     

特殊套装的可变面积比可延伸出口锥的设计特性和现状

本文论述一种新的 EEC 方案,本方案不受其它“传统的”EEC 方案的限制,它具有某些特有的设计优点。盖板折叠 EEC(SLEEC)由烧蚀材料或者碳碳材料做成的许多块内外盖板组成。这些盖板重叠特殊,并且紧密套装在喷管固定出口锥的周围,从而使收藏体积大为缩小。作动系统由同步的轴向和径向传动装置组成,这种传动装置当反作用力引起轴向和环向载荷时同时提供延伸和径向扩展。因此锥越来越大而得到展开,使锥成为一个膨胀面确实可变的装置,在火箭发动机的加速级允许最佳高度补偿。对 SLEEC 的不同应用所获得的性能作了对比研究。     

惯性末级火箭的可延伸喷管获得批准

美国空军和航宇局已决定在惯性末级火箭的两台固体发动机中较小的一台上使用可延伸喷管。这样,惯性末级将成为第一个使用近几年发展起来的可延伸喷管技术的火箭。这种较小型发动机的主喷管,从喉部到出口面长约0.80米,利用套装在一起的两个碳碳出口锥,喷管可分两步延伸。每次使喷管伸长0.6米,即第一步伸长到1.4米,尔后达到2.0米。经两步延伸,将使膨胀比从47.3增加到173.6。可延伸喷管将以成套组件的形式应用。如用于特殊任务,空军的兴趣集中于两步延伸喷     

基于混合正交法的环喉式膨胀偏流喷管性能影响因素研究

利用混合正交法设计数值模拟实验对环喉式膨胀偏流喷管(ATEDN)的工作过程进行研究，以获得ATEDN在不同工作模态的流场特征并分析入口压力、扩张比和塞锥基底半径三个影响因素共同作用下喷管性能的变化规律及各因素对喷管性能影响的显著性。采用FLUENT商用软件对ATEDN在0～31 km高度范围内的工作状态进行模拟。模拟结果表明，ATEDN在不同工作高度下存在开放-固壁反射、开放-自由边界反射和闭合三种基本工作模态。根据喷管流动经历的不同工作模态特征，将喷管的工作过程进行分类，具有不同工作过程的喷管推力性能存在显著差异。结果对比发现，在所选的参数水平下，塞锥基底半径是影响高度积分平均比冲的最显著因素，其次是扩张比，入口压力影响最小。随着喷管扩张比的增加，高度积分平均比冲降低；随着喷管入口压力和塞锥基底半径增加，高度积分平均比冲增加。     

弹道导弹性能与喷管/延伸出口锥设计变量之间的关系

本研究的目的是确定导弹性能和喷管、延伸出口锥某些设计变量之间的参数关系。所讨论的导弹性能参数是有效载荷的变化(ΔPL)和由此产生的有效载荷与弹重之比(PL/GW)。本文对固定弹长和固定弹重两种导弹的结构进行了研究。两者均根据先进的技术设计和有风险的工作条件,并带有基准的金属延伸出口锥。对于固定弹长的导弹来说,最大的有效载荷变化效应是由第一级和第三级喷管潜入深度、第二级延伸出口锥半角、喷管/延伸出口锥连接面面积比和各级的飞出角等产生的。对于固定弹重的导弹来说,最大的有效载荷变化量主要受第二、三级喷管/延伸出口锥连接面面积比和延伸出口锥半角的影响。     

简易碳/碳喷管介绍

本文介绍了法国欧洲动力公司和美国联合工艺公司化学系统分公司各自进行研制的一个共同项目中,一种航天发动机简易碳/碳喷管实例。这个项目以1977年6月13日进行喷管。的高空模拟试验而告结束。这个喷管是迄今已试验过的嗽径为48.6毫米(1.912英寸),膨胀比超过99:1类型中最简单、重量最轻的喷管。从喷管的最前端到出口面,气流流经的路径仅仅是由两个碳/碳部件[一个四维(4D)增强的整体喉衬和一个二维(2D)增强的出口锥]组成。这两个部件的总重只有4.4公斤。     

ANSYS刚-柔混合法在柔性接头结构分析中的应用

针对类似固体火箭发动机喷管柔性接头多层、薄壁钢-橡胶复合结构在进行仿真分析时,有限元模型单元、节点数多,收敛困难的问题,采用ANSYS刚-柔混合法,对柔性接头结构进行研究。结果表明,在同等约束与边界条件,采用刚-柔混合模型,计算得到的位移和约束反力(矩)和试验结果相比,误差很小(在5%以内)。该方法用于柔性接头结构分析,可快速获得柔性接头在外载作用下的位移、应力及摆动力矩等,为柔性接头设计与分析提供参考。     

高性能空间发动机IPSM-Ⅱ

Morton Thiokol 公司经营的二期计划的提高性能的空间发动机—IPSM-Ⅱ采用了一系列的新技术:扁封头凯夫拉/环氧树脂壳体、90％固体含量的丁羟/奥克特金复合推进剂、头部满装药柱、片状点火系统、带有三维编织整体喉衬和入口段的球窝摆动喷管、带球形螺杆展开系统的可延伸出口锥和铌合金(C-103)气体展开裙,出口锥为二维C/C 制品。由于 IPSM-Ⅱ发动机采用了上述许多新技术,使它能比现行的惯性顶级发动机从航天飞机上多运载771kg 的有效载荷进入地球同步轨道,使有效载荷达到3100kg。     

编织碳/碳喷管的研制

本报告讨论了一种先进的碳/碳材料的研制及其在固体火箭发动机喷管中的应用。这项研制工作是莫顿·锡奥科尔公司瓦沙奇分部研究与发展计划的一部分。1981年,莫顿·锡奥科尔公司研制的二维碳/碳出口锥成功地通过了试验。但是,这种材料缺乏足够的轴向刚度,并显示出较低的层间强度。因此,进一步研制了一种新的使用整体轴向和径向碳纤维的连续四维编织物。材料的特性试验表明,这种材料具有突出的力学性能:抗拉强度为2.068×10~8Pa,而且有较高的破坏应变和较低的模量。喷管用机械加工方法预制成型,因而制造成本较低,研制投产时间较短而且材料价格便宜。另外,由于排除了人为因素在生产过程中的影响,因而具有较高的可靠性。通过喷管内轮廓上纤维束的定向排列可以得到近似的编织形状和厚度的部件。为1985年静态试验用的整体喉部出/入口锥(ITEC)和常规出口锥构件已经制成。     

比例式变推力固体姿控发动机非稳态特性研究

为了研究比例式变推力固体姿控发动机的内流场非稳态特性,建立了比例针栓推力器的二维轴对称计算模型,基于动网格技术模拟入口压强随喉部面积变化而变化的推力器工作模式,得到了内流场各性能参数的变化规律。结果表明:在非稳态工作过程中,内流场会出现典型的亚音速回流区、斜激波和流动分离等特征,入口压强、针栓壁面及喷管壁面压强均随针栓靠近喉部而增大,推力器推力逐渐上升,实现了推力连续调节。开关频率会加剧针栓前进过程中头部压强波动。针栓头部收敛角越大,其头部回流区越小。当喉部面积一定时,燃速压强指数越高,发动机压强与推力变化范围越大,为实现预设的推力调节范围,需要选择合适的燃速压强指数。     

NOVOLTEX 三维碳-碳整体式喉衬和出口锥试验

法国欧洲动力公司研制出一种商标为 NOVOLTEX 的性能优异的新型三维增强碳-碳材料,这种材料的超细编织结构可以制成很薄的喷管出口锥,同时它也象常规三维碳-碳材料一样,适合制作喉衬等部件。它的优异性能,可使其设计制成的入口段、喉衬、出口锥组合成一个整体式喉衬和出口锥(ITEC).本文报导了美国空军宇航实验室对 NOVOLTEX 作为 ITEC 的评定结果。     

多单元直排塞式喷管高度特性的数值模拟研究

为了了解多单元直排塞式喷管的高度特性和选择好的塞锥型面设计方案，从曲线坐标下的三维平均雷诺N-S方程出发，用κ-ε两方程湍流模型封闭方程组，采用二阶精度无波动、无自由参数的耗散差分格式(NND格式)，发展了模拟塞式喷管三维流场的数值程序。计算了圆形喉部方形出口内喷管和直排塞锥的流场及塞式喷管的高度特性，比较了优化型面与简化型面的高度特性，研究了塞式喷管高度补偿特性和截短塞锥与全长塞锥在高度特性上的差别及其产生原因。计算表明，塞式喷管在低空具有高度补偿能力；塞锥截短将给塞式喷管的性能带来损失，在低空尤为明显；从低于设计压比的某个压比开始，塞式喷管失去高度补偿能力而进人类似钟型喷管的膨胀状态，截短塞锥将使塞式喷管失去高度补偿能力的压比降低；简化设计的塞锥型面会带来性能上的损失。