火箭排气特征研究进展

概要论述火箭排气特征的内涵及研究排气特征的重要意义,着重介绍和评述在理论预估与实验测量两方面的研究进展情况,指山了今后的研究方向。     

无喷管火箭发动机

本文综合现有的无喷管火箭发动机研究的成果,评述其优缺点.在此基础上,对无喷管发动机的工作特点和主要影响因素,如点火、燃烧、装药变形及两相流动等,进行了分析,以及讨论了无喷管发动机内弹道计算的有关问题.     

火箭橇试验滑轨

本文简要介绍火箭橇试验滑轨的概况、建造要求及性能特点。     

固体火箭发动机材料现状和前景展望

介绍当今导弹和航天用固体火箭发动机主要构件燃烧室绝热壳体和喷管材料应用现状,讨论了该领域金属材料、聚合物基复合材料、碳基和陶瓷基复合材料的技术发展趋势和应用前景。     

固体火箭发动机材料现状和前景展望

介绍当今导弹和航天用固体火箭发动机主要构件燃烧室绝热壳体和喷管材料应用现状,讨论了该领域金属材料、聚合物基复合材料、碳基和陶瓷基复合材料的技术发展趋势和应用前景。     

电火箭发动机概述

电火箭发动机是一种新型的空间推进装置.它的优点是比冲高和寿命长,因此特别适用于未来的长寿命卫星和空间站.本文介绍了现有电火箭发动机的种类、基本原理、现状和发展方向.     

高压液体火箭发动机新结构密封

为提高高压液体火箭发动机上密封的工作可靠性,对高压密封的设计结构进行了系统的研究。根据高压密封可靠工作的条件,提出了新结构密封应采用自紧式设计结构的指导思想,并设计了多种新的密封结构。通过对比试验筛选,研制了１２种新的密封设计结构。试验证明：新结构密封工作可靠,性能良好。并已在各型号的发动机上广泛地推广应用。     

高空火箭发动机羽流特性的计算机预估

根据真空膨胀模型，均匀激波层理论以及牛顿薄激波层理论建立了一种气体向真空膨胀的简单分析模型。给出了近似解，并编制了计算机程序。该程序可用于预估高度在１００ｋｍ到２０００ｋｍ范围内的火箭羽流的边界，羽流核心区的速度以及密度分布和羽流的特征参数。计算结果与同类文献的可比结果比较基本一致。     

未来固体火箭发动机对结构材料的要求

固体火箭发动机结构材料是指燃烧室和喷管的材料。本文根据未来固体火箭技术的发展,对其结构材料的发展方向提出要求。     

重型火箭下面级发动机基本参数分析

分析了已有重型火箭动力系统的结构和基本参数,以满足载人登月的任务要求为前提,提出了任务要求以及一套重型火箭箭体结构方案.从性能、经济性、技术难度、工作可靠性等方面综合考虑,提出重型火箭下面级的基本方案,包括推力量级、推进剂以及发动机循环方式的选择.采用面向对象的通用顺序化计算方法,建立发动机系统仿真模型,计算得到9个发动机方案的最高室压及功率平衡参数,分析了燃烧室压强和混合比对发动机性能的影响.经综合分析,建议重型火箭下面级发动机可选择推力4 500～5 000 kN富氧预燃室补燃循环液氧煤油发动机.      

粉末火箭发动机研究进展

新型粉末火箭是以颗粒形态燃料或氧化剂为主要推进工质,以少量流化气体为输送介质的火箭推进系统,具有推力可调、多脉冲工作的功能和结构简单、环境温度适应性强、工作可靠性高等性能优势,在近地空间开发、深空探测等领域具有深远的研究价值。本文针对粉末火箭发展历史及技术现状进行了概述分析,并以此梳理出粉末推进剂装填与改性、粉末供给输送、粉末喷注与燃烧等主要关键技术,并对包括冷态标定、常压点火以及样机试车等粉末火箭发动机系统研究过程进行了介绍,同时提出了高性能粉末推进剂研究、发动机低压点火、粉末输送分流与多点喷注、发动机系统控制、环境温度适应潜力等是粉末火箭发动机技术的发展方向。通过对粉末火箭发动机研究经验归纳整理,明确了粉末发动机自身工作特点与优势。     

战术导弹火箭发动机经济性分析

本文以某型地空导弹为例,从寿命期费用的角度,对战术导弹采用液体火箭发动机(LRE)和固体火箭发动机(SRE)时的经济性进行了定性的和部分定量的分析,并对战术导弹动力装置的更新进行了讨论.     

固体火箭发动机参数辨识

固体火箭发动机参数辨识技术已得到广泛的应用,但由于影响辨识参数精度的因素很多,在应用中稍有不慎就会得不到合理的辨识结果。文中分析了影响辨识参数精度的因素,揭示了种种不合理的结果,提出了一些检验辨识结果可信性的方法。     

单级入轨有翼火箭的气动设计

简单地介绍了单级入轨火箭的可行性；详细地阐述了单级入轨有翼火箭气动设计的基本思想，即以箭身来满足上升段的要求，以机翼来满足再入段的要求。还介绍了美国航空航天局设计级入轨有翼火箭的气动设计方法－－响应表面法。在此基础上，进一步介绍了根据本文叙述的基本气动设计思想和方法设计的一种单级入轨火箭的典型外形，最后得到了结论并提出了在我国开展单级入轨火箭预研工作的建议。     

固体火箭发动机液体喷射熄火模型

在实验研究的基础上,提出固体火箭发动机液体喷射熄火模型。该模型综合考虑了固体推进剂的瞬态燃烧、射流换热、液滴蒸发和发动机内弹道等耦合作用,成功地实现了对液体喷射熄火过程(临界参数和熄火用液量)的理论预示。理论研究发现液体喷射瞬变燃烧存在着临界喷射压降。当喷射压降大于该临界值时,熄火才能实现。随着推进剂能量的升高,临界喷射压降增加。随着喷射压降的增加,熄火用液量和降压速率分别下降和升高,其变化率逐渐减小。熄火用液量不存在最小值,因而在工程设计中,必须合理选择喷液量和喷射压强这两个设计参数。理论预示与实验结果吻合良好。     

火箭喷管推力偏心高精度计算软件

利用火箭喷管从亚声速、跨声速到超声速的非对称流动数学模型建立了计算喷管推力偏心的理论模型，并采用高精度有限体积TVD格式求解数值方程，可以对火箭发动机喷管的推力偏心特性进行评估与设计，并集成为Nvc软件。该软件完成了从喷管网格生成、数值计算到推力偏心分析全过程，界面友好，使用方便，大大提高了设计效率，通过大量的计算与试验结果的比较，计算结果可以满足工需要，减少试验次数，节约成本，具有广泛的用途。     

利用神经网络诊断火箭发动机的故障

首先简要地介绍了人工神经网络(以下简称神经网络)的BP学习方法。然后将BP学习算法用于火箭发动机的故障诊断。仿真实验的结果表明,神经网络完全可以用于发动机的故障诊断。     

脉冲爆震火箭发动机和小推力液体火箭发动机的性能对比分析

为了了解脉冲爆震火箭发动机的性能优势,对比了脉冲爆震火箭发动机和小推力液体火箭发动机的推力和比冲,其中脉冲爆震火箭发动机的性能计算采用等容循环计算模型.结果表明:真空状态下,随燃烧室进口温度的升高,比冲增加不大;在推进剂和发动机结构尺寸相同的情况下,脉冲爆震火箭发动机产生的推力比小推力液体火箭发动机的多3.0倍至6.8倍,但比冲相当.     

内嵌火箭的管道流场计算分析

为了研究管道火箭几何分布、工作条件及流道几何外形对流场和二次来流引射特性的影响,以含双方程k-ωSST湍流模式的质量平均Navier-Stokes方程为控制方程,对含火箭的管道流场进行了数值模拟,对比研究了管道火箭位置、燃烧室压强对管道流场及二次来流引射特性的影响。结果表明:在管道火箭膨胀喷流没有碰触管道侧壁前,二次来流流量随火箭燃烧室压强的增加而增加,而一旦火箭膨胀喷流边界快速膨胀至流道壁面,被引射来流流量将很难得到进一步增加;随着飞行马赫数的增加,二次来流冲压作用增强,可用来调制管道流场;远场来流静止对应于起飞阶段,正是火箭在最大燃烧室压力(满功率)工作阶段,由此需要较好地解决火箭与管道的尺度匹配问题,否则很难获得相应的增益,内嵌(支板)火箭概念更适用于起飞后的飞行阶段。     

国外固体火箭发动机无烟少烟包覆,绝热材料研究概况及发展

本文概述了国外固体火箭发动机无烟少烟包覆、绝热材料的现状,介绍了无烟、少烟包覆、绝热材料实现的可行途径,并对现有少烟包覆、绝热材料的性能进行了评价。