液体火箭发动机在高空工作期间喷管及其周围流场研究

研究了液体火箭发动机(简称火箭发动机)在不同高度飞行时喷管内及喷管周围的气流流动参数分布与高度的变化关系.研究结果表明火箭发动机当其工作高度低于设计高度很多时,燃气在喷管内流动时将会产生激波;当工作高度接近设计高度时,燃气在喷管内流动时将产生微弱的斜激波;当工作高度超过设计高度时,燃气在喷管外将会产生"羽流","羽流"的面积随着飞行高度的增加而变大;当飞行高度大于设计高度时,应考虑燃气"羽流"对发动机及所携带载荷的影响,所携带载荷应有热及污染的防护措施;此时喷管应采用变面积比的喷管,即高度补偿喷管,此喷管的面积比随着飞行高度的增加而增大.     

大西洋研究公司为SDI研制推进系统

大西洋研究公司为“星球大战”(SDI)计划研制出一种非常轻的、整体式的固体火箭发动机和喷管。发动机是用碳石墨纤维和碳基体制造的。该公司的TACMS的固体火箭发动机样机直径为0.61m,其生产型发动机的直径将为0.66m。为了能在“星球大战”计划中用于空基推进系统,该公司以及其它公司正在研制新型高性能推进剂和轻质、高     

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。     

美国固体火箭球窝摆动喷管的发展述评

前言球窝摆动喷管是美国最早研制的固体火箭推力方向控制技术之一,直到现在仍为民兵导弹服役发动机使用。这说明球窝摆动喷管是一种成功的固体火箭推力方向控制技术,有许多结构上的优点和良好的控制性能。七十年代后期发展的热球窝摆动喷管技术,更进一步表明     

大型发动机的气体展开的皱褶裙

贝尔宇航公司正在研制用于火箭发动机喷管的气体展开的皱褶裙(gas deployedskirt 简称GDS)据称,该设备适用于航天飞机的临时末级(IUS interim upperStage)或阿金钠火箭发动机的上级。金属皱褶裙沿径向折向喷管空腔内,然后由低压点火气体展开,并由全部排气使其稳定,(见图)。     

固体火箭发动机塞式喷管结构型式与性能分析

针对可应用于固体火箭发动机的3种环状塞式喷管构型,采用有限体积法进行计算,通过流场结构分析和性能比较,表明单元间隙较小的多单元环簇型塞式喷管在整个飞行高度下均具有较高的推力效率,适合作为固体火箭发动机用塞式喷管的基本构型.在此基础上,采用颗粒轨道模型模拟了20单元环簇型塞式喷管的两相流场,由于颗粒的存在使得两相流场较纯...     

无喷管固体火箭发动机内弹道问题

关于无喷管固体火箭发动机,Price E.W.早在1954年就发表了理论探讨的文章。1960年由美国NASA资助,开始做7英寸发动机的实验研究。研究结果表明,无喷管发动机的性能是可以预计的,能达到相当高的水平。它结构简单,经济效益也很好。目前.无喷管发动机主要用于小型火箭或大发动机的点火发动机上。从1976年开始美国还将它用到组合式火箭——冲压发动机的预先研究工作中去[2]。美国几种无喷管火箭的性能列于表1、2和图1[3]。无喷管火箭发动机的研究,有理论价值,也有实用意义。     

固液混合火箭发动机燃烧室和喷管流动数值模拟

固液混合火箭发动机是采用液体作为氧化剂,固体作为燃料的一种典型的混合火箭发动机.固液混合火箭发动机中的燃烧和流动问题是固液混合火箭发动机设计中的关键问题,对固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行一体化计算很有必要.利用二维轴对称N-S方程和组分方程对选用液氧/端羟基聚丁二烯推进剂的固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行了一体化计算.计算采用LU时间隐式格式、MUSCL空间离散和Van Leer矢通量分裂方法,采用有限速率化学反应模型,对化学源相进行了点隐式处理.计算中分别采用了一步化学反应模型和两步化学反应模型方案,计算了多个氧化剂流速和燃烧室压强下的燃烧室和喷管流场分布,对化学模型进行了选择,为固液混合火箭发动机的设计提供了依据.     

固体火箭发动机喷管用聚丙烯腈原丝材料的研制

本文介绍了聚丙烯腈原丝碳布酚醛复合材料的研制和鉴定.研究结果表明,这种材料是比人造纤维原丝碳布酚醛复合材料性能更好的一种烧蚀材料,可用它作为固体火箭发动机喷管的主要烧蚀材料.     

无喷管固体火箭发动机点火瞬变过程内流场计算

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.     

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     

几种国外火箭发动机推力矢量测量装置概述

理想状态下,火箭发动机推力作用线与发动机中心轴线重合,但由于加工精度、高温高压燃气在喷管中的不对称流动以及喷管喉部烧蚀等原因,导致发动机推力实际作用线偏离发动机理论中心轴线,从而产生推力偏心.火箭发动机的推力是一个空间向量,在火箭发动机工作过程中,它的大小、方向和作用点位置都是随时间不断变化的.推力矢量对飞行器的飞行轨...     

某固体发动机反向喷管型面优化设计

某固体发动机推力终止装置结构空间十分有限，为保证推力终止时发动机负推力大于等于零的要求，必须尽可能地提高反推力效率。因此对推力终止装置进行了一系列优化设计，尤其是反向喷管连续锥形型面设计，在总结一般固体发动机研制经验的基础上，将非连续柱面型面改为连续锥形型面。通过理论分析和试验结果表明，该反向喷管的结构可靠性和反向推力效率较高。此项设计技术对带反向喷管的固体火箭发动机设计具有参考作用。     

新型德尔它-Ⅱ火箭发射成功

麦克唐纳·道格拉斯公司于1990年11月26日用一枚新型德尔它-Ⅱ运载火箭为美国空军成功地发射了一颗海星(Navstar)卫星.这是德尔它系列运载火箭的第201次发射,是称为德尔它-Ⅱ7925的新型运载火箭的首次发射服务. 德尔它-Ⅱ7925型运载火箭的特点是,采用了一种新型固体火箭助推器,并且加大了第一级主发动机的喷管、新型固体火箭助推器采用石墨环氧发动机(GEMS),该发动机     

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。     

Vulcain 2发动机研制进展

Vulcain 2发动机将作为阿里安5改进型运载火箭的动力装置,与现有的阿里安5火箭相比,新阿里安火箭通过提高发动机推力和组元比而使性能更高.新发动机在Vulcain发动机基础上重新设计了氧涡轮泵、燃烧室和喷管扩张段,而其他组件(氢泵、发生器阀、管路和供应系统等)仅作了适应性改进.本文介绍了发动机的试车情况、研制成果以及研制进展情况.     

动态

美国Amfuel复合材料公司的纤维缠绕工艺 Amfuel公司用5向缠绕机,在可冲刷的芯模上缠绕碳/环氧火箭发动机壳体。该缠绕机的线型编织软件是操作的关键,例如制造有整体缠绕喷管的小火箭发动机壳体,若两端回转环的直径稍有偏差,就会在螺旋线型中产生不稳定的纤维线路.要改正这一点需要30次迭代.采用线型编织软件后只需一天就     

欧洲航天的发动机——法国斯奈克玛公司

法国国营飞机发动机研究制造公司(SNECMA,简称斯奈克玛公司)是一家航空航天动力装置研制生产厂家,在欧洲航天推进领域起着举足轻重的作用。它承担了欧洲阿里安1～4型火箭各级以及液体助推器所用的推进系统的设计和研制工作,为阿里安火箭在世界商业发射市场上抢占领头羊的位置起到了至关重要的作用。到1999年6月为止,由6种型号组成的阿里安4型火箭已生产了120多枚。在新—代阿里安5重型运载火箭项目中,该公司负责研制生产低温主级的推进系统。阿里安5所用的 MPS 固体火箭发动机则是由斯奈克玛公司和意大利菲亚特航空公司的合资公司欧洲推进公司研制和生产的,从而充分利用了斯奈克玛公司在长期为法国战略导弹研制固体发动机的过程中积累的经验。目前斯奈克玛公司还在为阿里安5的改进型火箭——阿里安5 研制ESC-A(使用阿里安4的 HM7B发动机)及后续型号 ESC-B(使用推力147千牛的全新式低温发动机)低温上面级的推进系统。这两种上面级具有很高的通用性,将有利于降低研制成本。除用于运载火箭外,斯奈克玛公司生产的推进系统还用于卫星的远地点变轨、姿态控制和轨道控制。     

固体火箭发动机含径向缺陷喷管数值仿真分析

火箭发动机喷管的工作环境极为恶劣,固体火箭发动机在热试状态下经常会出现因喷管喉衬加工过程中的工艺缺陷导致的开裂失效事故。针对某型固体火箭发动机试车后喷管喉衬断裂现象,基于真实裂纹形貌进行建模,并开展发动机典型工作时刻下的三维两相数值模拟,旨在获得喷管喉衬不同断裂间隙内流场温度、压强、热流密度与速度场分布及对比情况。研究...     

一种双钟型喷管液氧/甲烷发动机系统方案

根据双钟型喷管高度补偿特点及技术研究现状,提出了一种双钟型喷管液氧甲烷发动机系统方案,进行了双钟型喷管基弧段及延伸段面积比优化,并与其他系统方案进行了性能对比分析。研究表明,对于地面起动的芯级发动机,采用双钟型喷管是提高发动机综合比冲性能以及运载器有效载荷的有效途径。