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902.
903.
珠承全轴摆动喷管的设计和分析 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了固体火箭发动机推力向量控制珠承全轴摆动喷管的结构方案和结构分析,论述了珠承接头的设计计算方法,评述了珠承全轴摆动喷管的优缺点和在固体火箭发动机上的应用前景. 相似文献
904.
推进剂预固化技术与药间粘结 总被引:1,自引:0,他引:1
单室多级推力同心药固体发动机是未来导弹需要的动力源,但是粘结层燃烧特性与被粘结的某种推进剂有差异时,会造成内弹道异常。采用推进剂“预固化”技术是同心药柱装药工艺的有效途径,该技术利用推进剂预固化余留的部分宫能团与第二次浇注的合同固化体系药浆交联成网络,解决两种推进剂间界面粘结的问题。文中探索出的技术途径,不需要增加设备,操作简单,通用性强,可用于同类型复杂的药型装药。 相似文献
905.
本文回顾了旨在改进星船上推进系统应用的低推力化学火箭发动机的性能而正在进行的研究计划。通过建立燃烧和流动物理过程的新的预估方法;采用高温材料;改进部件设计优化性能;利用高性能推进剂等项措施.提高低推力化学火箭发动机的性能和工作寿命。改进的预估方法是通过局部和全局的预估值与试验数据的比较得到的。预估值是从有限反应速率动力学的 RPLUS Navier-Stokes 的计算机程序和联合军队、宇航局的方法中得出的。数据是从激光珍断系统和发动机试车实测性能得到的。结果表明,喷注器和燃烧过程的模型需要改进,流动显影技术,例如二维激光—感应莹光(LIF)显影技术对解决流动对称和剪切层的燃烧过程有所帮助。高温材料的制造工艺还在探索中,利用这些材料的小发动机正在进行设计、生产和试验工作。防氧化的铼涂铱保护层用化学气桕沉积工艺制成,从而使燃烧室工作温度升高800K。在地球可贮存推进剂(四氧化二氮和-甲基肼或无水肼)的发动机上,取消液膜冷却,改善燃烧效率.并控制喷注器的热沉温度,通过组合件的重新没计。获得了性能增益。铼铱两种材料互相扩散情况和抗氧化特性表明,推力室要求的几十小时的使用寿命是可以达到的。推力为22、62、440和559N 的火箭发动机已经设计、生产和试验了。试验证明,比冲性能提高了98~196N·S/kg。更高性能的推进剂通过了鉴定。这些推进剂(定义为空间可贮存推进剂),包括作为氧化剂的液氧,作为燃料的氮氢化合物或碳氢化合物。为此,专门设计和生产了液氧/肼发动机,其特征速度效率高达95%,面积比204:1时换算的真空比冲为3381N·S/kg。利用液氧/液氢推进剂,尤其在载人飞船上,其比冲性能可以得到进一步的提高,然而,某些特殊的设计必须改进,并通过飞行考核进一步完善。 相似文献
906.
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. 相似文献
907.
908.
为了满足喷管轴线与燃烧室轴线相垂直的发动机推力测量的需要,先后采用两种不同结构的试车架进行多发试验验证,对试验结果进行分析、对比.结果表明,采用与推力同轴单推力传感器的方案推力测量精度高,推力测量结果比冲散差小,满足了发动机试验的要求。这一经验可供同类试车架设计参考。 相似文献
909.
本文对柔性喷管全轴向摆动中存在的铰链力及其扭矩进行了分析,通过冷试试验作了测量与计算,并在计算机上进行了各种情况下摆动的模拟计算。计算的结果与分析的结论是一致的。对于其他使用液压作动筒伺服系统驱动的可动喷管(如珠承喷管)也是适用的。 本文还引用了四元数运算法进行扭矩的计算,它与惯用的欧拉变换或克雷可夫变换相比,来得简捷、有效。通过两种方法计算比较,表明这一尝试是成功的。 相似文献
910.