Tag Archives: 固体火箭发动机

航天飞机先进固体发动机1.2m缩尺模型材料的碳布酚醛烧蚀试验

用NASA马歇尔航天飞行中心(MSFC)1.2m发动机试车台,对航天飞机先进固体火箭发动机(ASRM)喷管材料进行烧蚀评估。对各种碳布酚醛(CCP)材料在相同构形和同一发动机工作条件下进行了试验。讨论了以经验构造材料模型的方法。材料模型的试验通过在不同对流环境下计算烧蚀值,并将测量值与计算值进行比较而完成。1.2m缩尺模型经验数据取自喷管的最小粒子冲击区,目的是减少机械磨蚀对分析模型的影响。

粒子侵蚀问题的研究

固体火箭发动机排出的高温、高速燃气对热防护材料有很大的侵蚀作用,特别是燃气中的氧化铝粒子对材料的侵蚀起主要作用。为此,本文对粒子侵蚀问题做了理论分析和实验研究, 提供了一个用以计算粒子侵蚀速度的方法和公式。最后的算例表明,此方法可行,并具有足够的精度。

倒置喷管性能的实验研究

用双室串并固体火箭发动机测定由于喷管倒置引起的损失,以及用吸气式流动试验观察燃烧室内囚喷管倒置形成的流动特点。对于用双基药的实验发动机,喷管倒置150°引起的推力损失约1.8%。气流在燃烧室内有很大扰动,在倒置喷管进口附近有涡流和分离现象。

固体火箭喷管残骸的解剖与分析

介绍单室双推力发动机喷管残骸解剖检测结果,并对解剖中出现的现象进行理论分析。指出复合材料因工艺系人工操作很难做到材质均匀一致,其结果是实际的热防护部件烧蚀后退量差别相当大。热防护设计应充分考虑这一客观事实,在厚度设计时留有充分的余地。严格控制复合材料制造工艺,提高制品质量也是十分重要的。

三维燃烧移动边界计算网格示踪技术

以任意设计的固体火箭发动机装药几何形状为对象,分析研究了燃面燃烧移动的基本规律,提出了一种三维复杂燃烧移动边界的示踪方法。它可以用于流场计算、发动机性能预示计算和侵蚀燃烧计算中,也可以发展成为一种燃面计算的新方法。文中以假想三维局部翼形装药为例进行了数值计算。

飞马座空间运载火箭的推进系统

飞马座空间运载火箭的推进系统为三级固体推进剂火箭发动机,本文对发动机的设计、制造和试验作了全面介绍,重点讨论了三级发动机的设计特点,即为了提高系统可靠性和降低生产成本,采用大的设计安全系数和在其它型号上使用过的成熟技术。

发动机试验数据的处理方法

由微机测试系统采集的固体火箭发动机试验数据(曲线),因多种原因杂有高频波动成分而影响利用。本文采用样条函数对试验曲线进行最佳逼近处理,取得了满意的结果。文中给出了论证和计算程序框图。该方法实际上具有更广泛的适用范围。

有翼导弹/固体火箭发动机一体化设计

以某空空导弹为算例,研究了有翼导弹/发动机一体化设计问题。建立了固体火箭发动机的能量模型和质量模型,导弹质量模型、导弹与目标的数学模型,并计算了不同外形下的导弹气动力系数。应用优化理论完成8个设计变量的优化设计问题。在一体化设计中考虑了导弹外形变化对气动力参数的影响。分析与计算结果表明,导弹起飞质量有所下降,所建立的数学模型是正确的,并可用于其它型号的一体化设计。

确定微型固体火箭发动机燃烧时间的CAA与CAD技术

应用计算机辅助分析(CAA)与计算机辅助绘图(CAD)方法,确定微型固体火箭发动机燃烧时间t_b。该方法自动化程度高、精度好,有可靠的理论依据。用它替代传统的没有任何理论根据的手工画角分线法,以提高小型固体火箭发动机内弹道数据处理的精度和速度是十分必要的。实践证明这是一种科学的可行的方法,值得推广。