多脉冲发动机研究

为提高导弹的飞行性能,提出了相对飞行航迹适当进行推力控制的多脉冲固体火箭发动机方案。介绍了多脉冲发动机的原理、结构和日本防卫省技术研究本部正在进行的隔膜型脉冲发动机研究试验概况。     

基于推力可控技术的制导律研究

为了提高导弹的机动性和突防能力,要求作为导弹动力装置的发动机具备推力控制,特别是推力随机控制的能力。随着冲压发动机技术的发展,发动机推力可控技术在固体火箭发动机的基础上有了更大的发展空间。本文针对推力控制技术的发展,设计出一种适用于推力控制技术的制导律,并进行了仿真验证。     

涡流阀调节特性冷流实验研究

涡流阀方案是实现固体发动机推力调节的一种很有前途的技术途径。文中利用冷流实验系统开展了涡流阀控制流的流量和压强对调节能力和响应特性影响的冷流实验研究。研究结果表明:控制流的压强决定了涡流阀调节压强;提高控制流压强和流量有利于提高涡流阀调节能力和响应性能;在压强变化量一致的情况下,提高控制流压强和流量有利于提高涡流阀响应性能。研究结论可为涡流阀固体变推力发动机的性能分析和设计提供实验支撑。     

浅谈固体发动机的推力计算

固体导弹飞行试验后要用有限的遥测数据来计算并进一步验证发动机的性能，发动机的性能主要通过地面试车统计值分析计算得到。文章介绍了发动机的几种推力计算的方法，并通过对固体发动机燃烧过程的假设，利用预示推力曲线，提供了一种简化的推力计算公式，供火箭发射后初步判读使用。     

航天飞机的两个固体火箭发动机的推力不平衡

作者在以前的文章中曾提出了对航天飞机发射时并行点火的大型固体火箭发动机对的推力不平衡进行理论分析的Monte Carlo法。本文对这种分析法的有效性作了进一步论证,给出了航天飞机计划的试验结果,并与Monte Carlo分析法的结果进行了比较。文中分三个阶段对试验结果进行了检验:(1)从四个用于静态试验的研制发动机(DM1到4)中挑选固体火箭发动机对;(2)从三个鉴定发动机(QM1到3)中挑选出的发动机对;(3)首次飞行试验结果。讨论了飞行试验测量设备引起的推力不平衡评估中可能产生的不准确性。理论和试验值大体符合,为未来的航天飞机固体火箭发动机对进行推力不平衡分析的Monte Conlo预测法由此得到印证。     

双回转喷管式推力矢量控制的推力偏转技术研究

推力矢量控制是利用改变火箭或导弹的火箭发动机的推力文献来大幅度提高其机动性的技术，已经用于大型固体火箭发动机和部分小型战术导弹，随着对导弹机动性要求的提高，其应用范围不断扩大，为满足这种需要，研究了未来高机性导弹用推力矢量控制技术，结果证明，双回转喷管式推力矢量控制技术有如下优点：１）喷管偏转角与推力偏转角相等；２）偏转角在１０°以上仍可保持如上特征；３）推力转向时几乎没有推力损失。     

导弹发动机推力曲线上浮现象分析与验证

在对某固体火箭发动机研究和使用过程中,发现其贮存一段时间后点火,推力曲线有明显上浮.针对这种现象,采用故障树分析法,对造成推力曲线上浮的各种因素进行了理论分析与试验验证,排除了药柱低温工作结构完整性等可能因素,确定推进剂燃速上浮,是造成发动机贮存一段时期后试验推力曲线上浮的主要原因,研究结论为本型发动机的寿命预估和可靠性工作提供依据.     

信息动态

针对导弹武器对推力随机可控固体火箭发动机的需求,介绍了一种新型燃烧可控固体推进剂及其动力装置技术.具体介绍了燃烧可控固体推进剂的基本特征、各项性能、燃烧可控固体推进剂动力装置的连续性多次启动特性、推力主动实时可控特性及其应用进展.对燃烧可控固体推进剂动力装置技术的未来发展进行了展望,燃烧可控固体推进剂发动机有望取代液体姿轨控及末修发动机,作为导弹武器动力装置或辅助动力装置,可显著提升导弹武器生存能力及突防能力.     

固体火箭发动机燃气舵推力损失的数值分析与测试

燃气舵是实现推力矢量控制(TVC)的一种方式,但在固体火箭发动机(SRM)尾流工作中的燃气舵不可避免的造成一定程度的推力损失,导致发动机性能下降和导弹射程减小.受发动机推力个体差异和量值小限制,给准确测试和评估推力损失数据带来困难.通过数值仿真方法,五分量天平和六分力测力试验,建立了一套相对实用的测试和分析方法,得到了较为精确的推力损失数据,为燃气舵和导弹总体设计提供了依据.     

可控推力发动机非稳态数值模拟

对带有喉栓的可控推力固体火箭发动机进行了变几何构形的非稳态数值模拟.控制方程为非稳态轴对称N-S方程,采用标准k-ε湍流模型,应用FLUENT软件动态网格算法.结果显示喉栓能够有效改变发动机燃烧室压力和推力,满足发动机推力控制要求.得到了燃烧室压力、推力和喉栓受轴向力变化的基本规律,为带喉栓固体火箭发动机的设计和性能预报提供依据.     

信息动态

小推力液氧/甲烷发动机以及变推力发动机一直是火箭发动机领域研究的热点内容.从推进剂物性和发动机主要部件,包括点火器、燃烧室和推进剂供应系统等方面介绍了液氧/甲烷小推力发动机的研究历史和现状,并对针栓式变推力发动机技术进行了阐述,最后提出了针栓式变推力液氧/甲烷发动机的关键技术和应用前景.     

铝粉含量对火箭发动机推力影响研究

建立了固体火箭发动机喷管的气固两相流计算模型,对不同铝粉含量的复合固体推进剂的燃气在喷管中的两相流动进行了数值模拟。研究了推进剂中铝粉含量对发动机推力性能的影响规律;通过对速度场和压力场分析并结合推力基本计算公式得出发动机推力变化趋势,结果表明：在其他成分不变的情况下,随着单位质量复合推进剂中铝粉含量的增加,燃气流动速度降低、压力升高,火箭发动机的推力呈现先增大后减小的变化趋势。     

日本的超燃冲压发动机试验又创世界记录

20 0 3年 2月 4日 ,日本航空宇宙技术研究所角田宇宙推进技术分所在超燃冲压发动机燃烧试验中成功地将Ma =4飞行状态的超燃冲压发动机净推力提高到过去的 3倍以上。日本航空宇宙技术研究所研究了在Ma =4以上高速领域工作的超燃冲压发动机。过去用地面发动机试验设备在Ma =4、6、 8的飞行状态成功地取得了净推力。特别是 2 0 0 2年 4月 ,在Ma =8飞行状态的成功 ,创下了世界记录。在所有条件下推力性能的改善都存在余地 ,在这次试验中 ,Ma =4的发动机性能得到大幅度改善。由此可以预料将会为航天飞机发动机设计提供新的技术。这次试验使用的…     

航天新动力：膏体推进剂火箭发动机

现在的航天器或航天运载器使用的动力装置，绝大多数是化学推进剂火箭发动机。也就是液体推进剂火箭发动机和固体推进剂火箭发动机。前者结构复杂，推力大小和方向控制容易；后者结构简单，推力方向控制较难．尤其是推力大小的调节和多次启动非常困难。还有一种混合推进剂火箭发动机．是以固体燃料、液体氧化剂或固体氧化剂、液体燃料组     

固体火箭发动机水下工作推力特性的实验研究

为了研究固体火箭发动机水下工作时燃气射流流场及推力特性,在连接船体升降平台上开展了火箭发动机水下工作的实验研究。采用高速摄像系统观察了喷管燃气射流在开阔水域的扩展过程,获得了水下燃气射流形态演化过程;对水下火箭发动机的燃烧室压强及推力进行了测量,对比分析了在10 m、30 m、50 m三种水深条件下不同装药火箭发动机工作的推力特性。实验结果表明,发动机水下点火时,水环境与燃气之间的相互作用改变了燃气射流形貌,气液湍流掺混剧烈。随着水深的增大,燃烧室压力基本不变,发动机工作推力减小,水深从10 m增加到50 m时,三种发动机推力均降低了20%以上,且发动机推力与工作深度呈现非线性关系。在同一水深条件下,当发动机喷喉直径较小时,推力减小量较小;当燃烧室压强较小时,推力减小量较小。     

基于动态补偿技术的姿控发动机瞬态推力测量

针对某小型姿控固体火箭发动机瞬态推力的测量,在分析其瞬态推力测量原理的基础上,指出了瞬态推力测量和稳态推力测量的差异。根据姿控发动机瞬态推力的测量特点,提出了一种动态数字滤波补偿法,采用辨识建模、动态补偿和计算机仿真相结合的手段,建立测量系统的动态数学模型,并根据瞬态推力测量的要求,设计了系统模型的动态补,偿数字滤波器,从而改善了系统的动态响应特性,达到姿控发动机瞬态推力测量的目的。采用此方法对某小型姿控固体火箭发动机瞬态推力进行了测量,测量处理结果表明：动态数字滤波补偿法应用于发动机瞬态推力的测量是行之有效的。     

超燃冲压发动机在RJTF试验的推力性能真实程度

在Ma=4到Ma=8状态下。试验值与理论值相比较,证实超燃冲压发动机推力变化特性(用推力性能符合度或符合系数来定义)。带斜面发动机Ma=8试验中产生215N推力,比较试验值与理论值,可确认推力符合度为51％。厚支板发动机,排除附面层,试验给出净推力为560N,其推力性能符合度为92％,净推力符合度为45％。发动机燃烧引起的流动分离(称为发动机不起动)限制了推力。在Ma=6和Ma=4试验状态中,通过附面层控制,可以改善起动特性。带有薄支板的发动机,在Ma=6试验中,通过附面层溢流可以增加一倍的推力,最大推力从1620N提高到2460N。在H2化学恰当比状态下,推力性能符合度改进值为60％。在Ma=4状态下,通过溢流和两级喷H2,净推力增加三倍。因此,推力性能符合度从32％增加到55％。要着重于研究改善所需的净推力特性。     

日本进行超燃冲压发动机Ma=6的燃烧试验--研究支柱和隔离段的作用

对超燃冲压发动机Ma=6条件下的燃烧性能进行了试验,对发动机隔离段长度及支柱进行技术状态调整,研究不同状态下燃料当量比分布及燃烧效率和推力的变化关系,并找出了对发动机气动轮廓改进的方向.     

2000年固体推进剂的主要发展目标

根据未来战术火箭、导弹技术发展的趋势，认为低特征信号推进剂、钝感推进剂、触变（胶质）推进剂、单室双（多）推力发动机装药和多脉冲发动机装药等技术是２０００年固体推进主要发展目标。预计这些推进剂及装药的发展和应用将对未来的火箭导弹武器提高生存机动攻击能力及增大射程有明明的效果。     

卫星运载火箭成对固体火箭发动机推力不平衡的物理预测方法

本文介绍了固体火箭发动机压力与推力随时间变化的计算方法。这种方法考虑了推进剂燃烧速率可能的离散,离散对火箭成对助推器的推力不平衡有很大影响。未来卫星运载火箭阿里安5的成对助推器的初步设计方案之一是采用分段式固体火箭发动机。该方法及其统计分析用于生产药柱时分析和选择浇铸推进剂的最佳工艺。