共查询到20条相似文献,搜索用时 125 毫秒
1.
确定固体火箭发动机工作时的真实燃速是发动机研制中的难题,而利用超声波测量是目前比较可行的方案。综述了利用超声波测量动态燃速和大尺寸发动机燃速的相关技术,并针对低频超声波开展了钢壳体/推进剂组合件的静态试验和钢壳体固体发动机热试车试验验证。通过综述和试验验证指出采用低频超声波是测量大尺寸固体发动机燃速的最可行的方案,提出进一步的研究方向是优化探头布置方案,并给出超声数据处理的建议。 相似文献
2.
相比普通固体推进剂,高燃速推进剂具有燃速高、能在短时间内提供大推力的特点,近年来被广泛应用于各类型固体发动机。针对某型固体火箭发动机采用细氧化剂含量较高的高燃速推进剂在高湿环境进行装药的可行性,通过不同湿度环境和贮存条件的细氧化剂对燃速影响的测试和发动机在三种不同燃速条件下的试车,得出高湿环境装药对该推进剂燃速有较大影响,会使燃速偏低,从而对发动机的内弹道性能产生影响。 相似文献
3.
4.
前言在火箭、导弹系统中,为了控制推进剂的燃烧表面,减少向发动机壳体的传热,通常要在药柱外侧包覆一层阻燃材料,即阻燃包覆层;对于壳体粘结式装药,往往还要在发动机内壁复加一层隔热体,称内绝热层。通常,两者都是以有机高分子材料为主体制成的。当前,双基推进剂是战术火箭、导弹中普遍采用的固体 相似文献
5.
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。 相似文献
6.
为了获得固体火箭发动机的推进剂内孔形状对烤燃特性的影响,针对装填高氯酸铵/端羟基聚丁二烯(AP/HTPB)的圆形孔、星孔装药的固体火箭发动机,在基于Arrhenius定律的基础上,分别建立了对应的固体火箭发动机二维、三维非稳态烤燃模型。对上述两种装药结构的固体火箭发动机烤燃过程进行了数值模拟,分析了以上两种内孔形状对推进剂烤燃特性的影响。结果表明:固体推进剂的内孔形状在不同热载荷条件下的烤燃响应特性不同。快速烤燃条件下,内孔形状对固体火箭发动机的烤燃响应特征参数影响较小; 在慢速烤燃条件下,推进剂内孔形状对推进剂着火延迟时间影响有限,对着火温度和着火位置则有显著影响。采用圆形孔装药时发生烤燃响应的着火温度较高,而采用星形孔装药时则较低; 圆形孔装药时着火位置在推进剂头部内孔壁面附近,且随升温速率增大着火位置逐渐向端面移动,而星形孔装药时着火位置则位于推进剂中部的内孔壁面附近,且随升温速率的增大着火位置会出现跳跃性变化。 相似文献
7.
固体火箭冲压发动机无喷管助推器性能分析 总被引:2,自引:0,他引:2
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. 相似文献
8.
基于水平集方法和最小距离函数法的复杂装药燃面退移问题研究 总被引:2,自引:1,他引:1
利用水平集(Level-set)方法和最小距离函数(MDF)方法,对固体火箭发动机装药燃面退移问题进行研究。基于Level-set方法和MDF方法的相互耦合,建立了一种可以准确预测固体推进剂装药燃烧表面退移的方法;对不同几何药型、不同燃速组合推进剂装药及带侵蚀效应的装药进行计算分析,其结果表明,该组合方法及所采用的网格界面分割和几何重构计算燃面面积的思想,在预测固体推进剂装药燃面瞬态退移问题上具有良好的适应性和较高的可信度。 相似文献
9.
10.
为了适应在不同巡航条件下(不同飞行高度和速度)富燃燃气流量可以调节的要求,用于非壅塞固体火箭冲压发动机贫氧推进剂的燃速压强指数必须大于0.5。文中论及了适应上述需求的推进剂应具有的燃速特性和力学性能,研究了AP粒度和燃速催化剂对推进剂燃速的影响,介绍了用于贫氧推进剂燃烧性能测试的设备及测试方法。研究表明,贫氧推进剂的燃烧机理与常规的AP推进剂燃烧机理之间存在显著的差异。文中提出了贫氧推进剂的稳态燃烧模型以及燃速温度敏感系数的计算模型,并对上述模型进行了计算研究。 相似文献
11.
固体火箭发动机包覆层厚度超声测量新技术 总被引:11,自引:1,他引:10
针对超声脉冲回波技术测量火箭发动机包覆层厚度存在的问题和缺点,提出了一种板波诱发波的超声测厚新技术,并介绍了其原理。该方法可以在发动机壳体外侧测量内壁涂敷的包覆层厚度,文中给出了一组测量结果。 相似文献
12.
13.
在钢-橡胶胶接中,胶层缺陷的存在会改变入射声波能量在胶接界面的分配。利用超声板波诱发波检测技术,对固体火箭发动机装药界面胶接质量进行检测。结果表明,采用该检测方法不仅可以直观地检测各界面的胶接质量,同时还可以检测第一层橡胶材料(如绝热层或包覆层)的厚度。 相似文献
14.
固体火箭发动机点火装置的设计优化通常依靠它与发动机进行匹配试验来确认。匹配试验周期长、费用高,如果辅以热通量的测量,可以减少匹配试验次数,降低试验成本,缩短设计周期。依据热通量测试原理,制作了箔式铂热通量计和固体火箭发动机电点火具热通量测试装置。对3种不同药型的B/KN03点火药装药进行瞬态和轴向热通量分布的测量和分析,在此基础上确定了某空空导弹点火发动机电点火具B/KN03点火药装药的药型,并且通过点火发动机匹配试验验证了装药结构设计的合理性。 相似文献
15.
16.
高燃速推进剂工作过程中装药破碎机理的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
通过对高燃速推进剂毛刷式装药结构进行流场分析计算,认为药管内外压差的存在是装药高温破碎的原因,并讨论了消除药管内外压差的设计方法。实验结果证实了理论分析的正确性。 相似文献
17.
18.
利用火焰弯曲理论预测复合推进剂侵蚀函数的方法与应用 总被引:1,自引:1,他引:0
固体火箭推进剂的侵蚀函数目前还没有方便而有效的手段(无论理论方法还是实验手段)来获取,火焰弯曲理论能较好地揭示固体复合推进剂侵蚀燃烧现象,以此为基础,建立了火焰弯曲理论侵蚀函数方程,进一步求解得到随燃气流速变化的侵蚀函数。通过实例验证,该获取侵蚀函数的方法及获取的侵蚀函数具有较高的预示精度,满足工程计算要求,对于研究固体推进剂的侵蚀燃烧理论、获取固体火箭发动机侵蚀函数,以及提高固体火箭发动机内弹道预示精度,均具有重要的实际应用意义,该方法仅适用于AP复合推进剂。 相似文献
19.
20.
系统地总结了旋转固体火箭发动机内弹道数值模拟方面的某些成果,其中包括含铝丁羟推进剂燃速敏感性预示和星孔形及“锥-柱”形装药发动机内弹道预示,可供发动机设计和装药配方设计参考。 相似文献