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近来,使用小尺寸喷管试验,鉴定了有希望的新型碳酚醛烧蚀材料。这些材料采用短粘胶纤维.聚丙烯腈纤维和沥青基碳布制成。为喷气推进试验室48英寸碳发动机设计的4英寸喉径潜入式喷管,用来鉴定有20种烧蚀材料的5种不同的设计。这种装有3200磅航天飞机固体火箭发动机使用的推进剂(聚丁二烯丙烯酸丙烯腈)药柱,提供的燃烧室压力——时间条件,类似于航天飞机固体火箭发动机最初45秒的工作环境。 相似文献
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一台先进的空间固体远地点发动机和喷管于1979年11月15日在爱德华空军基地点火试验成功。这是美国联合技术公司化学系统分公司与法国欧洲动力装置制造公司经过两年努力的成果,它综合了在碳-碳材料,固体推进剂药柱及喷管设计方面最新的先进技术。发动机直径为76厘米,在模拟30,480米以上高空的情况下点火试验约60秒。发动机 相似文献
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本文总结了螺栓挤压推力终止系统(BETTS)的设计、研制和验证试验。该系统在阿诺德工程研制中心(AEDC)进行了多次冷试,一次海平面热试和两次高空点火推力终止试验,试验所用的发动机是政府向化学系统分公司提供的“民兵”发动机空壳体装药后制成的。通过大发动机热试,证明本计划所验证的这种BETTS可以消除前部碎片,大大地简化药柱和发动机壳体的设计,提高末级性能。另外,这种方法设计简单,从而可以降低推进系统的成本。BETTS用爆炸螺栓和挤压螺栓的组合代替连接喷管法兰和发动机壳体法兰的普通螺栓。接到指令后,爆炸螺栓立即打开,喷管循着挤压螺栓向后平移,发动机气体迅速排出,从而使推进剂熄火。挤压螺栓控制着喷管的移动速度和最大运动行程。以前根据NO.F04611—75—C—0044合同(CSD计划2549)曾成功地在缩比发动机上进行了BETTS热试和在飞行重量的“民兵”Ⅲ第三级发动机上进行了冷试。 相似文献
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建立了氢氧爆震波点火器试验系统,并根据试验塞式喷管发动机工作状态要求设计了爆震波点火器。在高空条件下(0.005 ̄0.002MPa),爆震波点火器供气压力0.3MPa、混合比3左右,对爆震波点火器的点火性能进行了试验,成功实现了高空条件下爆震波点火火炬。在同样高空条件下对爆震波点火器点燃单元塞式喷管试验发动机成功进行了点火试验。试验结果表明,氢氧爆震波点火器能以较低的供气压力实现可靠点火。爆震波点火器在气氢气氧单元塞式喷管试验发动机点火的成功应用,为下一阶段应用于多管塞式喷管发动机的实际点火试验提供了技术基础。 相似文献
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本文试图分析近五年来远地点发动机碳/碳喷管的设计进展。第一代碳/碳喷管的特征是:①用多向增强的碳/碳编织的小型整体的喉衬和入口段(整体的喉衬和入口段以下简称 I.T.E);③薄壁的碳/碳出口锥与 I.T.E 用螺纹连接。出口锥前端的直径小,引起了振动特性问题和制造成形困难。为此所作的一项改进是加大出口锥前端的直径,这样产生了一个新的无支撑延伸的 I.T.E 方案。最近有一项改进具有当前技术水平,就是用新的 V 式锥形接头代表出口锥和 I.T.E 之间的螺纹接头。本文讨论了这些不同设计的优点和试验结果。远地点发动机喷管设计的下一项改进将是采用陶瓷/陶瓷材料把喷管与燃烧室连接起来。 相似文献
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本文介绍了斜切喷管性能预示模型的适用范围。影响模型适用范围的因素是三维流压强和(或)边界层的分离.使用专用设计的固体火箭发动机,进行了多种斜切喷管结构静态点火试验。由试验结果确定了性能模型的适用范围. 相似文献
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概述了国内外针对大型分段固体火箭发动机中由于声涡耦合而引起的压强振荡现象的实验研究,包括轴向供气和径向供气的冷流实验以及大量的缩比发动机点火试验。一方面,这些实验用来确定和验证定义涡脱落频率的Strouhal数值,其可在一定程度上解释全尺寸发动机振荡出现的时刻和频率的变化;另一方面,研究了绝热环的高度、厚度、材料、位置以及绝热环间距等参数对振荡幅值的影响,为被动控制提供思路。同时发现,头部、段间和潜入式喷管处空腔对压强振荡也有很大影响。 相似文献
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近年来,美国联合技术公司化学系统分部验证了两种低成本的模压喷管,它们可代替目前常用的布带缠绕的碳酚醛喷管。这两种低成本的模压喷管分别采用模压碳纤维填充的聚二甲基硅氧烷(PDMS)和树脂传递模压(RTM)碳酚醛两种方法成型。 一、PDMS压缩模压喷管 用6种侯选材料分别制成了6台缩比喷管,并在1.8kg发动机上进行了试验。推进剂是84%固体/16%铝粉的PBAN配方。这6种侯选材料是:(1)MXE C926,它是碳织物增强的PDMS;(2)MXE C216,不连续碳纤维增强的PDMS,碳纤维含量40%(重量);(3)MXES602,氧化硅织物增强的PDMS;(4)HTPB,HTPB(R—45—A5) 相似文献
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本文对先进大型固体发动机碳/碳喷管喉部的消蚀过程进行了气热化学分析,分析认为碳/碳喷管喉部表面消蚀的主要原因是水蒸气对碳的化学侵蚀.分析过程中应用了几个专有的数值计算程序,并用碳/碳材料表面消蚀速率和表面粗糙度的实验结果作了验证.计算结果表明,在模型中采用的从点火开始时平滑的初始碳/碳材料表面的层流附面层转变为稳定工作时粗糙的烧蚀碳/碳表面的紊流附面层状态时的假设,使实测消蚀数据和预测值十分吻合. 相似文献
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为深入了解点火初期药柱表面的压强振荡情况,采用计算流体力学软件FLUENT对固体火箭发动机喷管堵盖打开前的点火增压过程进行了轴对称数值计算,探讨了潜入喷管背部容腔对压强振荡的影响.计算结果表明,发动机头部和背部容腔内压强振荡最为剧烈,压强峰值和升压梯度峰值随容腔体积的增加而递减.结论可为药柱裂纹的扩展研究及固体火箭发动... 相似文献
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Aerojet 公司得到俄罗斯登月计划使用的已经飞行验证的液体火箭发动机后,用现代仪器和控制把它改进成可重复使用和重复起动发动机,并用热试车验证了这些改进项目。NK—33液氧/煤油发动机是 Samara 州科学和生产企业“TRUD”(现称为N.D.Kuznetsov Samara 科学技术公司)为苏维埃 N—1运载器设计制造的。该补燃发动机产生的高压(14.54MPa 的室压)和高性能(真空比冲为3246m/s)是西方的烃类发动机从来也没有实现过的。Aerojet 公司引进了36台 NK—33发动机、9台 NK—43发动机(N.D.Kuznetsov SSTC 同一发动机在上面级的翻版)。NK—33发动机改进后将首先用于 Kistler K—1运载器。改进项目有:用电磁阎替换火药起动阀;替换推力和混合比控制用的机电起动阀;重新设计吹除供给系统;更换涡轮泵起旋和主燃烧室点火器的固体推进剂;为增加万向节和推力矢量控制架而重新设计更换机架。增加阀、火药起动器和管路以重新起动发动机,更换设备和电缆束。Aerojet 对该发动机进行了成功的热试车,以验证新部件和结构,并开始研究可重复使用 Kistler 运载器上的发动机耐用性。本文描述了对原始俄罗斯发动机的改进项目,报道了至今为止的试验结果。 相似文献
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MX导弹第三级样机评价 总被引:1,自引:0,他引:1
本文评述赫克力斯公司正在为空军研制的MX导弹第三级的设计。第三级固体发动机的许多部件和材料都选用了最新的技术。这些新技术包括:带有碳复合材料裙的凯夫拉49发动机壳体;二维和三维碳/碳复合材料的轻型喷管;硝酸酯增塑的聚醚推进剂(NEPE),这种推进剂比冲高、延伸率大;以及两节套筒式可延伸出口锥(EEC)。这些新技术的应用提高了整个发动机的性能。本文对第三级的设计及其主要部件都作了概要介绍。为了说明MX第三级的设计是切实可行的,还将MX第三级各部件设计与以前研制的发动机作了比较。 相似文献
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航天飞机固体火箭助推器(SRB)技术的重大发展,通过空间运输系统五号(STS-5)的首次实用飞行,已经得到了验证。挑战者号(STS-6)首次飞行使用的固体火箭发动机,除了使用1981年哥伦比亚号首次发射回收后经过整修的点火系统和喷管部件外,采用了一种重量较轻的壳体。这是第一次使用以前飞行用过的壳体。过去几次飞行用过的壳体仅在地面试验中 相似文献
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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%。 相似文献