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851.
针对发动机系统可靠性设计问题进行了研究,提出综合运用可靠性框图分析、故障主效应分析,、故障数据分析及故障树分析等可靠性分析方法,评估发动机不同设计方案的可靠性水平,并举例对某型号发动机的方案论证进行了典型分析计算。 相似文献
852.
论述了按费用设计的概念和方法,在5种战术固体火箭发动机制造成本数据统计分析的基础上,以部件重量作为模型参数,建立了适合于战术固体发动机的喷管,装药和壳体成本模型,根据这些成本模型,对某地-空战术导弹火箭发动机以冲费和为目标函数进行按费用优化设计,所得结果通过与实际发动机试车结果及制造成本比较,表明以作为参数的成本模型合理,按费用优化设计技术可行,经济上合理。 相似文献
853.
854.
固体火箭发动机点火药量的计算 总被引:1,自引:0,他引:1
通过对点火过程及数学模型的描述,以气体状态方程计算点火药量的公式为基础,提出了一个新的点火药量计算经验公式,并讨论了公式的应用情况和使用范围。 相似文献
855.
856.
药柱结构完整性的可靠性分析 总被引:2,自引:1,他引:2
在药柱结构应力分析和推进剂伸长主曲线处理的基础上.讨论药柱结构完整性、可靠性的计算方法,并对计算结果与传统的安全系数方法进行比较.二者的趋势是一样的。 相似文献
857.
858.
859.
通过对系统配方的推进剂进行多项实验,较为系统地研究了AP的含量与粒度对HMX型NEPE推进剂燃烧性能直接或间接的影响;依据推进剂燃烧波结构中的凝相机理,暗区理论和火焰性质,全面考察了AP的影响机制;并结合Al粉的存在,探讨了组分间相互作用的可能机理,分析结果表明:AP含量适当的增加与粒度级配可以在一定程度上改善推进剂的燃烧性能。 相似文献
860.
相较于传统大卫星,微小卫星具有结构紧凑、质量轻便和成本低廉的特点。然而,受功率和质量负载的限制,微小卫星一般不装备推进系统,其航线也局限于近地轨道。为扩展微小卫星的功能,满足日益复杂的任务需求,需给其配备合适的微推进系统。固体推进系统具有结构简单、寿命长、可靠性高的优点,但无法重复启动。为得到可重复启动的固体微推进系统,设计了一种非自持燃烧的光敏推进剂,采用激光控制其燃烧。在背压为大气压的环境下,利用高速摄像机拍摄燃烧过程并记录燃速。之后,对光敏推进剂的激光烧蚀过程进行建模。分析结果表明:激光可控制光敏推进剂的燃烧,燃速与激光强度成线性关系;该光敏推进剂的最小激光点火强度为0.28 W/mm~2;燃速计算值与实测值的误差在10%以内,证明该数学模型具备工程应用价值。 相似文献