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本文系统地总结了我们在旋转固体火箭发动机内弹道理论与实验研究方面的某些成果,其中包括含铝丁羟推进剂的试片实验和装药发动机实验以及燃速敏感性预示和内弹道预示,得出了一些有益的结论,可供发动机设计及推进剂配方设计参考。 相似文献
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固体火箭发动机点火过程内流场的二维预示 总被引:2,自引:0,他引:2
本文对固体火箭发动机点火过程的内场流进行了二维无粘非定常分析,计算得到了该阶段燃烧室中压强,温度和速度的分布。本文还提出了以近似预示复杂三维装药发动机内流场的有效积法。 相似文献
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为了加大射程,有必要对固体火箭发动机装药用计算机进行优化设计.根据最典型的指标要求(恒推力、定总冲)和约束条件(外圆直径受限),对固体火箭发动机装药的优化设计进行了讨论.以套筒型装药和两级式单孔管状药为例,介绍了计算机进行优化设计的方法和步骤,给出了程序框图.该方法程序简单,实用性强,但不适用于变推力的固体火箭发动机. 相似文献
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旋转飞行器固体火箭发动机引起的章动不稳定性分析 总被引:3,自引:0,他引:3
文中采用变质量系统的方法,分析了旋转固体火箭发动机工作过程中的章动不稳定性问题。将发动机内部装药简化为变质量系统的药柱,通过对系统姿态运动方程的分析,得到质量变化对飞行器旋转姿态运动的影响,并对几种典型装药进行了计算分析。结果表明,在端面燃烧情况下,固体装药质量的消失对旋转运动的影响是有利的,使得飞行器侧向角速度逐渐趋于稳定;而对于管形装药,结果却刚好相反,质量的消失使旋转的侧向角速度以指数方式递增,从而导致了飞行器的不稳定。通过对结果的分析,提出了发动机如何控制旋转章动和稳定性的设计思想,分析方法也可以帮助解决复杂装药旋转固体火箭发动机飞行器的章动不稳定性问题。 相似文献
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固体火箭自动化设计初步研究 总被引:2,自引:0,他引:2
概述了固体火箭自动化设计基本思想,介绍了AutoCAD二次开发系统,通过对探空火箭外形及某些典型固体火箭发动机药型参数化设计,阐述了实现固体火箭参数化设计的基本过程,为实现固体火箭外形和装药自动化、一体化设计奠定了基础。 相似文献
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《固体火箭技术》2020,(1)
针对一种自由装填固体火箭发动机的快烤响应特性进行了试验研究,搭建了固体火箭发动机的快烤试验平台,进行了自由装填固体火箭发动机的快烤试验,并对被试发动机的快烤试验过程和试验结果进行了分析。通过被试发动机快烤试验过程的分析,获得了被试发动机的分阶响应特性和各阶段的响应时间。结果表明,被试发动机的响应过程可划分为两次响应和三个阶段,两次响应分别为发动机点火和发动机解体,三个阶段依次为温度建立阶段、第一响应阶段和第二响应阶段。通过对被试发动机的解体过程和剩余装药残骸的分析,获得被试发动机的解体机理。结果表明,在外部加热的持续作用下,装药头部的推进剂来不及燃烧,在自分解作用下发生了装药结构破坏并点燃,导致装药燃面增大,发动机压强上升,最终导致发动机解体。 相似文献
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由航空航天部四院主编的航天丛书《固体火箭推进》专卷,已进入收稿时期。该专卷包括四本书:固体火箭发动机设计与研究(上下册),复合推进剂研究与装药工艺,固体发动机材料工艺,固体发动机测试与试验技术。 相似文献
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《固体火箭技术》2021,44(5)
潜艇在执行战备值班任务时,艇载固体火箭发动机要遭受复杂环境引起的随机振动载荷作用。在振动载荷长期作用下,会引起固体发动机疲劳损伤导致性能下降。以某固体火箭发动机为例,计算了艇载振动载荷作用下发动机装药的应力应变分布。通过分析计算结果,选取了容易出现问题的两条路径和一个截面,并根据Mises应力和最大剪切应力两种准则,确定了发动机药柱三个危险部位。计算得到了危险部位Mises应力和剪切应力随时间变化曲线。利用雨流计数法对危险点A的Mises应力和危险点C的剪应力循环进行了研究。研究表明,艇载固体发动机装药不可能由于瞬时受力超过极限临界值而发生破坏,振动载荷长期作用下会导致发动机装药累积损伤。危险部位的加载应力循环幅值大多数集中在小应力幅值对应区域。 相似文献
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本文提出了计算无喷管固体火箭发动机压力建立过程的 P(x,t)模型,它的控制方程是一组一维非定常两相非平衡流和一组一维非定常两相非平衡流动力学方程,该方程采用 MacCormack 显示差分格式求解.本文还建立了在跨音速和超音速气流流动下的侵蚀燃烧模型,该模型适用于无喷管固体火箭发动机.利用本文的模型可精确预示无喷管固体火箭发动机点火瞬变过程的内弹道性能,并可研究无喷管固体火箭发动机的内流场变化规律. 相似文献
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固体火箭发动机的比冲预示 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献