无喷管发动机性能优化分析

为优化无喷管固体火箭发动机的设计资源,文中围绕装药参数对无喷管固体火箭发动机性能的影响展开分析与计算。计算结果表明:装药能量、装药燃烧特性、装药结构参数对无喷管固体火箭发动机性能有不同的影响,无喷管发动机设计中采用高能装药、高燃速装药、优化装药结构、合适的装药燃速压强指数、两种燃速装药串联对于无喷管发动机性能的提高有利。     

无喷管固体火箭发动机内弹道计算

给出了一种无喷管固体火箭发动机内弹道计算方法,利用此算法就无喷管固体火箭发动机结构和装药等参数对性能的影响状况进行了分析,并得出结论:装药形式、结构尺寸、固体推进剂的燃烧规律与试验温度都对无喷管固体火箭发动机内弹道性能有影响。     

无喷管火箭发动机研究

无喷管助推器作为整体式固体火箭冲压发动机助推级的一种重要方案,其优点是结构简单,省去喷管抛却系统及伺服机构,增加了固体火箭冲压发动机工作的可靠性。本文简要介绍无这火箭发动机,数值仿真的计算理论和试验研究方面的一些结果,并对此结果作了简要的分析说明。     

整体式火箭冲压发动机推进系统性能分析和飞行试验

介绍了试验型整体式火箭冲压发动机的方案设计和测试过程。这种试验弹结构包括无喷管助推器、末段燃烧的燃气发生器、外压缝隙进气道和模型战斗部以及用来监视性能的弹上仪器设备。利用所建立的燃气动力学数字模型，完成了火箭冲压发动机主级状态的性能预测。从热气燃烧试验、燃气发生器试车台点火和超音速进气道试验中取得了分部件非理想性能参数。为进行飞行验证试验，将冲压火箭性能数据输入合适的弹道计算编码。     

固体火箭冲压发动机无喷管助推器性能分析

采用一维准定常方法,对整体式固体火箭冲压发动机的无喷管助推器内弹道进行了计算.计算结果表明,随着燃面的推移,燃烧室压强下降很快,而推力增大;助推器比冲偏低;对于高燃速固体推进剂,燃速沿通道降低,固体装药通道燃烧成先收缩再扩张的形状.     

大跨度抛索火箭发动机总体设计与计算

针对抛索火箭质量小、射程近的特点,重点对发动机的装药、喷管进行了设计,提出单根药柱和三根药柱两种装药参数设计方案。针对不同方案,采用四阶龙格．库塔法对发动机的内弹道进行了计算,通过冲量对比,选用装填三根药柱的设计方案。通过试验,对发动机的膛压、推力进行了测试。结果表明,数值计算结果与试验数据较为一致,发动机设计方案满足抛索火箭的技术指标要求。     

用于推力矢量调节的缩长嵌接喷管

介绍了调节战术捆绑助推器推力矢量的嵌接截短理想喷管的研究结果，评述了应用截短理想喷管扩张型面缩短喷管有效长度的方法；采用理想喷管和嵌接喷管性能分析计算机代码进行广泛的参数分析，研制了常用嵌接截短理想喷管设计方法，得到一个具体的缩长嵌接喷管的设计．在固体火箭发动机静态热试车中验证了喷管的轴向性能和推力矢量调节能力．     

整体式助推、热防护、堵盖和工况转换

本文全面介绍了有关整体式火箭冲压发动机的几项关健技术问题及其解决的措施。这些问题包括整体式助推器的设计、燃烧室的热防护措施及分析技术、几种可用的进气堵盖方案和由火箭助推工况向冲压发动机巡航工况转换的技术。总结了作者近十多年来在该领域所从事的研制工作经验。     

无喷管火箭发动机的研发现状

介绍了无喷管火箭发动机工作原理和研究现状, 并详细介绍了日本防卫厅技术研究本部对无喷管火箭发动机的研究试验及其结果.     

火箭喷管两相流动性能计算公式

为方便应用两相流动模型对火箭发动机进行性能预示以及提高性能预示精度,利用火箭喷管内的一维两相流动的数值计算数据,通过对火箭喷管一维两相流动参数与纯气相流动变化规律的对比计算与分析,得到火箭喷管在两相流动下的性能(包括质量流量、排气速度和压强比)计算公式.该计算公式考虑了两相流动中所有的因素,如比热比、凝聚相尺寸、凝聚相百分比,甚至喷管尺寸等,具有广泛的适应性.利用这些公式与理论计算结果进行了对比,结果表明其理论预示精度达到千分位至万分位,并使得两相流动模型在火箭发动机中的应用分析得到简化,有利于提高火箭发动机性能的预示精度.     

无喷管助推器侵蚀燃烧模型对比研究

侵蚀燃烧对无喷管助推器的性能有着至关重要的影响。为了在无喷管助推器设计中准确预测其性能,在分析侵蚀燃烧机理的基础上,利用一维非定常变截面内弹道计算程序,采用几种典型的侵蚀燃烧模型对单燃速锥柱形装药和双燃速串装锥柱形装药发动机的特性进行分析。研究表明,文中推进剂在单燃速锥形装药发动机中表现出较弱的负侵蚀效应,采用无负侵蚀效应的侵蚀燃烧模型的预示结果好于带有负侵蚀效应的侵蚀模型,其中Lenoir-Robillard模型的预示精度最高。而双燃速串装发动机中由于燃气流速较小的范围更大,负侵蚀效应影响较大,只有使用具有负侵蚀效应的Greatrix模型才能得到较为准确的预示结果。     

传爆结构对侵彻弹主装药动力响应的数值计算研究

利用ANSYS/LS-DYNA软件,数值模拟了侵彻弹打击目标时圆柱形传爆结构和半球形传爆结构对主装药尾部的动力响应过程,得出了在两种不同结构影响下主装药尾部典型位置的力学响应曲线,比较两种结构对主装药的力学影响。结果表明半球形传爆结构对主装药具有更好的力学响应特性,仿真结果为侵彻弹传爆结构的设计提供了依据。     

JO-9C小尺寸传爆药驱动飞片影响因素模拟仿真研究

为优化传爆序列中传爆药驱动飞片性能,建立小尺寸传爆药驱动飞片作动的仿真模型,提出了一种获取传爆药爆轰产物JWL状态方程参数的计算方法。设计了典型传爆药JO-9C驱动飞片试验,验证了仿真模型和计算方法的准确性。提出了采用飞片速度和动能共同作为其效能评价的参量,研究装药结构、加速膛直径和飞片厚度等因素对飞片效能的影响规律。结果表明：装药长径比为1.5时可兼顾飞片速度与装药量;加速膛直径应不大于装药直径,可获得良好飞片形貌及较高飞行速度;飞片厚度过薄可能会出现断裂。以5 mm直径JO-9C装药结构为例,最优设计为：装药长径比为1.5,即装药高度为7.5 mm,加速膛直径为5 mm,飞片厚度为0.3 mm,此时飞片速度为1 663 m/s,动能为51.79 J.     

某分离用固体小火箭工作故障分析及设计改进

为解决某分离用固体小火箭在高温55℃环境试验中,出现壳体失强与较高点火压力峰的问题,分析了发生该工作故障的可能原因。通过对装药结构及挡药板结构进行改进设计,以期扩大燃气通道;通过对点火药盒结构进行改进设计,并调节点火药药量,以期降低点火压力峰值。验证试验表明,改进措施切实有效,点火压力峰值满足设计要求,提高了小火箭工作的可靠性与安全性。     

环锥形传爆药的多点同步起爆网络的设计

提出了将多点同步起爆网络用于起爆新型传爆药装药结构,以提高传爆药起爆能力的方法;研究了“一入四出”、“一入八出”同步起爆网络的设计方法,并分析了其同步时间表达式及同步时间的影响因素。分析表明：网络的机械加工精度、装药密度的一致性和爆轰波拐角偏差是主要影响因素。     

国外某型号发动机反设计

对国外某型号发动机进行反设计,分析了该发动机的总体结构形式,依据测绘的药型和喷管几何参数,推算出推进剂的性能参数,并计算出内弹道曲线。改进型发动机和基本型相比,提高了性能,并且改善了装药可生产性。     

某型运载火箭助推器组装驱动装置方案研究

为了解决驱动大重量固体助推器与运载火箭组装的难题,研究设计一种能够智能驱动固体助推器与运载火箭组装的机电液一体化装置,提出了该驱动装置的总体研制方案、液压伺服系统设计方案和上下位机控制系统方案;该方案基本上能够完成助推器组装所需各项功能,达到研究目的。     

一种新型传爆药柱装药结构

利用聚能效应原理，设计了一种新型传爆药柱装药结构，并通过试验验证了这种结构的可行性，实现了提高传爆药柱起爆能力的目的。