固体火箭发动机可靠性评估方法

简述了利用性能结构型分布来对固体火箭发动机可靠性评估。文中就本方法的原理作了较详细的描述。着重叙述了模型的建立、数据的收集和处理，以及可靠性的统计分析的全过程。     

先进固体火箭发动机

本文介绍的先进固体火箭发动机(ASRM)是一个直径为3810mm的分段式发动机,为提高航天飞机的可靠性和设计安全裕度,对该发动机做了大量的设计改进,它的推力特性使得不必要在最大动压期间调节航天飞机主发动机(SSME),这可减少或消除大约175个航天飞机系统的临界状态1/1R失效模式,它将能提供5443kg的有效截荷增量,为保证该发动机的高质量、高重现性和可靠性,需要建立新型的全自动化的加工设施,ASRM的设计和计划安排是在A和B两阶段研究的基础上提出的,ASRM航天飞机的研制飞行,暂定于1994年下半年进行。     

固体火箭发动机试验技术与质量

本文从提高发动机质量的要求出发，联系实际，论述改进试验技术，提高试验准确可靠性的重要意义，必要性，可行性及其途径与措施。     

固体火箭发动机质心测量技术述评

综述了国内外测量导弹、飞行器及固体火箭发动机质心可行的各种方法,分析了它们的误差来源,介绍了一些精度指标测定方法及几种现行的测试装置,最后提出了大型固体火箭发动机质心测量方案的建议.     

低成本固体火箭发动机技术研究

简述了国外低成本固体火箭技术研究背影和动向，分析了国外降低固体发动机成本的主要技术途径，着论述了低成本的固体推进剂原材料及推进剂生产工艺，低成本的喷管材料及喷管制造技术、低成本的固体自动化制造技术 。     

固体火箭发动机总体优化设计

本文介绍了对某空—空导弹固体火箭发动机进行的优化设计,优化中以所选的五个设计变量,建立了适用的能量模型和质量模型,编制了参数优化和参数分析计算机程序,采用约束复合形优化方法,可得到稳定收敛的最优解。文中还对五个设计变量进行了参数分析,并确定了各参数的敏感度。本文介绍的优化方法和所编制的计算机程序可用于其它固体火箭发动机的优化设计。     

多脉冲固体火箭发动机

介绍国外几种典型结构的多脉冲固体火箭发动机的发展概况．讨论该种发动机的药柱、隔离系统、点火系统、绝热层等关键技术和地面点火试验情况。     

固体火箭发动机动力分析方法

介绍国外固体火箭发动机动力特性分析常用的几种计算方法,包括实模态分析方法、复模态分析方法、振动响应分析方法,并以实例计算给出固体发动机动力分析的全过程。     

固体火箭发动机的优化设计

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.     

固体火箭发动机的比冲预示

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。     

固体火箭发动机的点火故障

本文介绍了固体火箭发动机点火过程中由点火装置引起的部分故障,包括发火管结构损坏、能量输出较大、能量释放件爆炸和受真空环境条件影响造成的故障等,并对其故障原因进行了分析,还提出了点火装置设计中应采取的措施.     

液体火箭发动机替代固体捆绑式火箭发动机助推器研究

本文将讨论应用简单的挤压式液体火箭发动机助推器替代现有固体捆绑火箭发动机的可能性,并且探讨如何制造同固体火箭发动机相同经济效益的火箭发动机,而不出现固体火箭发动机的安全和操作缺限。固体火箭发动机经济效益好并被广泛使用。但是它表现出明显的安全和操作缺限,用现有经费模型探讨固体火箭发动机的经济效益,并说明其原因。为此促使我们比较分析简单的挤压液体火箭发动机级,此液体火箭发动机级采用固体火箭发动机有相同经济效益的烧蚀冷却液体火箭发动机。本研究所选择的液体推进剂是过氧化氢和煤油,它具有可与固体火箭发动机相竞争的经济和性能特性。研究表明没有实际的液体推进剂组合可以获得固体火箭发动机那样的的密度比冲,应用过氧化氢和煤油的液体火箭系统是现有或未来运载火箭增加推力的一种经济的方案。     

印度航天用固体火箭发动机

本文介绍了印度航天用固体火箭发动机的发展历程、技术水平和应用情况,着重介绍了SLV、增强型SLV和极轨道卫星运载火箭用的固体发动机情况。     

固体火箭发动机结构可靠性综合评定法

提出了一种将固体火箭发动机各组件试验数据折算成等效的整机试验数据,进行其结构可靠性综合评定的方法。运用此法对某大型固体火箭发动机整机结构可靠性进行了评估。结果表明,评定的整机结构可靠度显著提高了。从而证明此方法可供工程设计使用。     

固体火箭发动机管式点火器的工程设计方法

本文提出了用数值计算方法设计固体火箭发动机管式点火器的方法,计算采用四阶龙格库塔法,控制方程为一组常微分方法。应用模拟自由容积点火实验、点火器实验以及全尺寸发动机实验验证,本方法简便适用、设计可靠,有一定的工程应用和推广价值。     

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。     

单室双推力固体火箭发动机装药

从理论上分析了单室双推力固体火箭发动机产生两级推力的机理.给出了在喷管膨胀比不变的条件下,采用改变燃烧面积和改变推进剂燃烧速度的方法设计出的若干种斗室双推力固体火箭发动机的装药型式.扼要介绍了单室双推力固体火箭发动机近年来应用新技术、新材料和新工艺的情况.     

战术火箭/固体火箭发动机一体化优化设计

在综合考虑发动机内弹道性能与火箭外弹道关系的情况下，融内外弹道为一体，系统分析了发动机装药参数，燃烧室设计参数、喷管设计参数、尾翼参数对发动机性能及全弹性能的影响，针对远程战术火箭，建立了火箭总体／固体火箭发动机一体化优化的模型。在所建模型基础上，以火箭弹总体性能最佳目标，对总体和发动机设计参数以及药柱几何参数同时进行优选，完成了九个变量的寻优计算，取得了满意结果。     

固体火箭发动机壳体振动特性分析

固体火箭振动特性的分析,无论是理论方法还是试验方法,都可归结为固体火箭发动机振动特性分析问题.本文采用4节点薄板壳单元有限元方法,计算了发动机壳体的固有振动特性,计算值与试验值相符较好.