固体火箭发动机绝热层分析和设计

固体火箭发动机的绝热层设计是燃烧室设计中的一个重要部分,它关系到发动机的性能和可靠性。本文简介了现有绝热层的种类和基于绝热层在高温碳化过程中不发生侵蚀现象的厚度确定方法,并结合实际提出了绝热层设计中需注意的问题。     

小型固体火箭发动机燃烧室绝热层成型工艺研究

通过绝热层胶料及共浇注体的性能测试和对燃烧室绝热层的各种试验，探讨了配心压注整体成型工艺条件，分析了该工艺的关键技术和控制绝热层表面质量的方法，考核了绝热层的设计和使用性能。实验结果表明：该工艺生产的燃烧室绝热层性能良好、外观光亮、质量稳定、合格率达到100％。     

固体火箭发动机绝热层温度场的有限元计算方法

利用有限元法计算了固体火箭发动机绝热层在移动边界条件下的二维温度场.采用碳化层-热解面-原始材料的二维碳化烧蚀模型;推导了将热解气体对流项作为源项的有限元计算方法;采用当量对流换热系数和当量热流的方法处理复杂边界条件.采用无限插值法获得移动边界条件下的三角形网格,提高了网格生成速度和网格质量.计算结果表明,利用有限元法计算固体火箭发动机绝热层的温度场收敛性和稳定性都较好.      

三元乙丙橡胶绝热层在固体火箭发动机中的应用

从研制固体火箭发动机三元乙丙橡胶绝热层的实际情况出发,围绕三元乙丙橡胶绝热层的关键技术烧蚀和粘接性能的提高,着重分析了绝热层配方组分、粘贴工艺特点、烧蚀性能评价体系,提出了目前国内三元乙丙橡胶绝热层存在的问题及其发展方向.     

固体火箭发动机内绝热层烧蚀率实验研究

根据固体火箭发动机内绝热层烧蚀环境,设计研制了一种绝热层烧蚀试验发动机。利用该发动机不仅可进行绝热材料配方筛选,而且通过调节压强、流速及冲刷角进行缩比发动机烧蚀模拟试验和各种烧蚀率影响因素分析。在大量实验研究的基础上,提出了一种能较精确测量绝热层烧蚀率的测试方法和实验评定方法。分析了发动机工作压力、流速、气流冲刷角、裂纹,脱粘、气孔、夹层及搭接缝对绝热层烧蚀率的影响。测试结果与实际发动机解剖数据有较好的一致性。     

改善固体火箭发动机内绝热层抗冲刷性能研究进展

介绍了研究固体火箭发动机内绝热层抗冲刷性能的重要性，国内外改善绝热层抗烧蚀和抗冲刷性能的途径并提出今后的发展方向。     

固体火箭冲压发动机补燃室绝热层烧蚀试验方法

基于自主研发的氧-煤油烧蚀试验系统,发展了一种用于固体火箭冲压发动机补燃室热结构及材料烧蚀研究的试验方法。采用该方法开展了某型室温硫化硅橡胶基绝热材料的烧蚀试验,试验分别在含氧化铝粒子侵蚀和无粒子侵蚀条件下进行,并根据SEM图对比分析了粒子对材料表面微观形貌的侵蚀效应。结果表明:无粒子侵蚀条件下的试样经烧蚀后膨胀并分层,其平均线烧蚀率为-0.025mm/s;而粒子侵蚀条件下的试样平均线烧蚀率为1.901mm/s,试样中心区域的陶瓷层被粒子完全破坏,只留下极薄的热解层和裸露的碳纤维端部,碳纤维周围的基体主胶、颗粒填料及芳纶纤维均被高速焰流氧化剥离,充分说明粒子对绝热层材料的强剥蚀破坏效应;同时也验证了该方法能较好地模拟固冲发动机补燃室内的烧蚀热环境,可用于材料配方的筛选和耐烧蚀性能测试。      

大长细比固体火箭发动机绝热层气囊粘贴技术研究

本文着重介绍绝热层气囊粘贴技术及其固体火箭发动机绝热层粘贴应用结果。该方法可有效地解决长细比大的固体火箭发动机绝热层整体粘贴问题。     

固体火箭冲压发动机补燃室硅基绝热层烧蚀模型

为了评估固冲发动机硅基绝热层的烧蚀性能,对硅基绝热层的烧蚀形成机制进行了分析并建立了数值模型。硅基绝热层烧蚀由气动冲蚀,化学烧蚀,颗粒剥蚀三个部分构成。数值结果表明,硅基绝热层失效的主要原因是气动冲蚀,化学烧蚀与颗粒剥蚀影响较小。理论计算同试验获得的烧蚀形态基本吻合,冲压发动机严重烧蚀部位在进气道两侧的下游区域。从结构设计上看,冲压发动机防隔热设计的重点应是降低冲压发动机气流冲蚀影响。     

轴向过载对固体火箭发动机前封头绝热层烧蚀的影响

研究了固体火箭发动机内绝热层在飞行速度条件下的炭化烧蚀特性。用烧蚀发动机的旋转实验装置上,对ＮＢＲ和ＥＰＤＭ绝热层试件进行了烧蚀实验。在加速度７０ｇ、压强５ＭＰａ、时间１０ｓ条件下,绝热层平均炭化烧蚀率增大系数小于１．７。实验结果可用为发动机绝热层设计的依据。     

固体火箭发动机绝热层缺陷对药柱燃面影响的数值模拟

发动机绝热层人工脱粘层局部产生缺陷时,经柱燃面曲线偏离设计曲线,导致发动机２内弹道性能也偏离设计为了模拟这种缺陷对药柱燃面的影响,扩展了原通用坐标程序地计算范围,并又新增加了一些基本图形的算法。改进后的算法可适用于绝热层有或没有缺陷的药柱燃面计算。针对绝热层缺陷建立了三种燃烧模型,计算分析了缺陷类型、结构与位置尺寸对药柱燃面的影响,为分析绝热层有缺陷的发动机性能的基础。     

飞行加速度对固体火箭发动机前封头绝热层烧蚀特性影响研究

对固体火箭发动机前封头绝热层在加速度环境的炭化烧蚀特性进行了实验研究,研制了烧蚀试验发动机及相应的离心试验台,用ＮＢＲ,ＥＰＤＭ绝热层模拟实际烧蚀环境进行了不同轴向加速度条件下的烧蚀试验,得到了飞行速度对绝热层炭化烧蚀率影响规律和经验关系式。     

固体火箭发动机使用寿命预测

本文分析了影响固体发动机贮存寿命的诸因素,并介绍了国外预测固体发动机使用寿命的诸方法.最后,作者针对我国固体发动机使用寿命的测试问题提出了自己的看法.     

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。     

固体火箭发动机的故障模拟诊断

用模拟试验的方法, 对某台大型固体火箭发动机的爆炸故障进行诊断。分别对装药烘烤导因、气流冲击壅塞导因以及限燃包复层脱粘导致故障, 进行了试验验证。结果证明:限燃包复层脱粘是造成故障的真正原因。通过对自由装填包复层和贴壁包复层的脱粘燃烧进行的仿真计算表明:计算结果与试验一致。试验结果不支持其他两种假设。从而实现对该发动机故障的模拟诊断。      

固体火箭发动机燃烧不稳定性预估

本文以Culick线性理论为基础,提出预估固体火箭发动机燃烧不稳定性的方法,并给出一个算例.讨论了提高微粒阻尼预估精度和考虑平均流动影响的问题.首次提出用统计方法评定燃烧不稳定性、给出发生燃烧不稳定概率的方法,并讨论了这种统计方法的合理性和可行性.     

固体火箭发动机总体参数优化设计

在固体火箭发动机总体参数优化设计过程中,数学模型的建立是非常重要的,数学模型建立的好坏直接影响优化计算的精度和适用性。发动机的数学模型包括能量模型和质量模型。能量模型采用了两种方法:(1)美国SPP法中的SPP经验法。(2)统计方法(Landsbaum法)。在统计方法中,采用多元回归分析的方法,编制了计算机程序,进行最佳拟合,得到一种计算固体火箭发动机实际比冲的通用公式[2]。      

固体火箭发动机熄火方案可行性研究

从理论、实验两个方法，对固体火箭发动机快速降压、液体喷射及二者联合等三种熄火方案进行了分析和探讨；通过比较认为到：快速降压与液体喷射联合熄火对于解决高能、高含铝量的复合推进剂熄火问题具有独到的优点；结合某预研型号发动机对联合熄火方案进行了实际应用的可行生分析，结果可行。     

整体式固体火箭冲压发动机研制

概要介绍了我国第一种整体式固体火箭冲压发动机试验研究样机的研制,讨论了样机地面试验研究和飞行试验研究两大阶段中,整机（含主级和助推级）各部件及分系统的设计,试制和试验工作,样机结合合理,主级比冲比国外同类型号导弹发动机有较大提高,助推级综合性能和热防护也优于后者。