先进固体火箭发动机(ASRM)喷管简介

ASRM 喷管装置主要包括两个组件,即前喷管和后出口锥。前喷管由柔性密封接头和绝热体组成,它具有8°全轴推力向量控制的能力.柔性密封接头是由 D6AC 钢增强片、天然橡胶垫片和 D6AC 钢前、后端环组成.接头被安装到有绝热层的 D6AC 固定座以及7050铝制整体头部入口和喉部支撑罩上.喷管头部入口和喉部的火焰表面烧蚀环用标准密度(1.45g/cm~3)的碳布酚醛带缠绕制成,前喷管组件的出口锥烧蚀层也     

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。     

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。     

MX导弹喷管用先进材料评论 Ⅱ 第一级喷管的先进材料

本文是评论MX导弹喷管先进材料的三篇文章中的第二篇。第一篇文章于1977年4月在SAMPE季刊中发表(译文见“固体火箭技术”1978年第二期第99—105页),综述了MX导弹喷管对材料的要求,叙述了石墨材料的结构、性质和性能之间的关系。本文继续对MX的第一级和第二级发动机喷管所用先进材料进一步进行评价。     

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     

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%。     

MX喷管在试验时损坏

美国空军火箭推进试验室1976年12月22日在爱德华空军基地进行第一次全尺寸MX导弹第一级活动喷管试验。试验失败,喷管破坏严重。据报道,这次故障是发生在点火后10秒(总燃烧时间60秒)喷管完成了第一个全摆角14°以后。石墨衬垫的碎块从喷喉处抛射出来,试验发动机燃烧室压力下降到约28公斤/厘米~2。在21秒和29秒,大块喷管碎片被抛出,然后燃烧室压力进一步降低。最后整     

美国三个主要公司为MX导弹研制可延伸喷管

赫克力斯公司,航空喷气固体推进公司和联合工艺公司正在为MX 洲际弹道导弹第二级研制可延伸喷管出口锥。目前已在进行点火试验。赫克力斯公司研制的可延伸喷管是采用碳一碳可扩张的皱褶裙(expandableskirt)。该装置已进行发动机点火试验。膨胀比88:1,喉径2时(50.8毫米),燃     

折叠瓣式可延伸出口锥

可延伸喷管出口锥技术是当今提高喷管膨胀比、缩短发动机长度、提高固体发动机性能的最重要途径之一。美国和法国分别从六十年代和七十年代就开始了该技术的研究,设计试验了多种形式的可延伸出口锥,其中有的已成功地用于弹道导弹和航天固体发动机型号。本文介绍法国欧洲动力公司的折叠瓣式可延伸出口锥的没计和研制情况。这种设计是将     

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     

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.     

小型洲际弹道导弹第二级发动机点火试验

航空喷气战略推进公司为美国空军小型洲际弹道导弹计划研制的第二级模样固体火箭发动机在该公司的加州萨克拉门托的试车台进行了点火试验。2月9日的点火试验中,发动机推力为41000磅、燃烧时间为41.7秒。该公司说,此发动机采用了石墨纤维缠绕壳体、碳碳喷管材料和一种新型内绝热层。上星期,空军与四家公司签订了六份合同,继续设计和研制小型洲际弹道导弹推进系统。联合工艺公司化学系统分公司得到了价值为6210万美元的研     

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。     

固体火箭发动机喷管传热与壁面烧蚀的耦合计算分析

为研究某型固体发动机在地面工作过程中喷管的受热与烧蚀,对其工作后140 s内复合喷管壁面受到管内高温喷流辐射与对流加热,以及发动机外部环境辐射与对流冷却条件下的壁面受热与材料热解烧蚀建立一维非稳态热分析模型进行计算分析。其中,喷管材料采用金属基体内衬高硅氧-酚醛复合隔热材料构成,高温喷流对喷管的辐射加热采用非灰参与性介质的封闭腔辐射换热模型计算,对喷管的对流加热采用巴兹公式计算,复合喷管壁面材料升温后的热解分为基体材料升温-基体材料热解-热解层炭化-Si O2熔融-炭化层脱落五个阶段进行分析。研究发现,喷管收敛段和喉部主要受到高温喷流的辐射加热,内壁辐射热流约为对流热流的2.5倍,喉部下游因喷流温度下降,速度激增,内壁对流热流超过辐射热流,在扩张段尾部,内壁的辐射热流再次超过对流热流;发动机工作过程中,喷管收敛段和喉部壁面的高硅氧-酚醛复合隔热材料随时间逐渐被烧蚀,烧蚀厚度随时间上升,喉部烧蚀厚度最大,140 s时烧蚀厚度达到8 mm,平均烧蚀速率为0.057 mm/s;喷管扩张段中后段喷流温度大幅下降,壁面内高硅氧-酚醛复合隔热材料未烧蚀;沿喷管壁面厚度自内向外,壁面温度急剧下降,发动机工作后16 s时,喉部截面处内壁温度达到2700 K,而外壁温度仅为340 K。     

碳/碳复合材料

引言近年来,欧洲动力公司(S.E.P.)对固体发动机喷管部件所用的碳材料,特别是碳/碳材料进行了研制。喷管材料具有耐烧蚀的特性,要经受3000℃以上的高温。由于喷管性能要求非常高,材料必须具有良好的耐烧蚀性能和较低的比重。考虑到在大多数喷管里,化学反应发生在还原介质中,我们认为所能使用的耐热材料中,碳是最可取的。在此文中,我们不评述构成喷管部件的碳结构材料,只简要地论述多晶石墨、热解石墨、碳增强酚醛复合材料和碳/碳材料,侧重介绍后两种,这是欧洲动力公司重点研制项目。     

延伸喷管延展撞击动力学分析

运用MARC软件对某发动机延伸喷管进行了非线性瞬态动力学分析，得到出口锥与延伸锥延伸过程仅经受撞击力作用下的变形及应力随时间的变化情况。对接合部位的密封圈进行了大变形处理，并在计算过程中对网格进行了重新划分。计算结果表明，该喷管出口锥与延伸锥结构是安全的，但考虑到材料性能的波动，安全余量较小，应从设计上保证产品的可靠性。该计算方法对延伸喷管的设计具有指导意义。     

喷管喉部热流密度测量实验研究

为剥离热化学烧蚀对喷管喉部热流密度测量的影响,将HT50-20热流计安装在喷管喉部,使之直接接触燃气,测量不同燃气温度条件下喷管喉部的热流密度,并获得了来流燃气的参数,在此基础上,对喷管喉部热流密度进行了数值模拟计算。实验结果表明,当喉部燃气温度分别为611、551、457 K时,热流密度分别为0.496、0.471、0.317 MW/m2,实验数据可为相关数值模拟提供实验验证。     

可用于战术导弹的针栓喷管发动机技术

针栓喷管发动机是国外正在研制的一种固体火箭发动机。它所采用的针栓式喷管是在一个普通的喷管的喉部插入一个由先进材料制成的可移动栓棒，栓棒的前后移动改变了喷管喉部的横截面积，引起燃烧室内压强变化，进而使发动机推力改变。这种变推力发动机能为导弹提供随控推力和随控飞行速度，增大导弹的射程，缩短打击时间，增加任务的灵活性和实施精确打击的能力。     

国外大型团体发动机喷管性能分析

概述了国外大型固体发动机喷管所用的主要材料及质量特性、喷管效率等性能。分析了采用可延伸出口锥的优越性，并结合我国情况，为缩小差距，提出了所应采取措施的建议。     

国外大型固化发动机喷管性能分析

概述了国外大型固化发动机喷管所用的主要材料及质量特性、喷管效率等性能。分析了采用可延伸出口锥的优越性，并结合我国情况，为缩小差距，提出了所应采取措施的建议。