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.     

液体火箭发动机地面试验推力测量系统结构设计研究

结合液体火箭发动机地面试验推力测量系统的类型,介绍轴向推力稳态测量系统、轴向推力动态测量系统、推力矢量测量系统以及推力偏心测量系统的组成及原理。针对地面试验中常用的轴向推力稳态测量分析影响推力测量的因素,探讨推力测量系统结构设计原则及结构形式要求,为后续推力测量系统结构设计提供依据。     

固体火箭发动机六分力试验的数据采集和处理系统

本文介绍了PDP-11/03微型计算机在固体火箭发动机六分力试验中的数据采集和处理,论述了该系统的组成、功能和特点,最后给出了测试系统静态精度的测定值。     

火箭发动机推力自动测试装置

本文介绍的是火箭发动机推力自动测试的方法。测试装置是由试验台、火行发动机和一台8位微型电子计算机组成。使用由实验室中应变片制做的测力传感器将推力转换成电信号,并由微型电子计算机记录下来,然后分析此电信号并根据系统动态法将其再转换成实际推力值。本文论述的火箭发动机系统试验台可被视为一个简单弹簧质量阻尼系统,并以此确定其传递函数。设计了用于数据获得和信号分析的计算机程序,并把它和计算机中主控制程序相联,这样即可自动进行推力测试,同时在荧光屏上绘出推力-时间曲线,并打印输出计算结果。     

由火箭一级飞行弹道分析底部力等动力参数

以某液体火箭一级飞行为例,分析火箭在穿越大气飞行段所受到的综合外力情况;通过建立力学模型,完成对发动机推力及大气阻力等飞行参数的弹道特征辨识。分析结果表明,该液体火箭存在随飞行高度变化的附加底部力。     

火箭发动机六分力试验台系统误差分析研究

文中基于静力学与动力学原理，建立了六分力测试台力学模型，研究分析了六分力测试台的静、动态误差特性，为六分力测试系统设计及提高测试精度提供了理论基础。     

两室一推结构提高试验火箭发动机推力

使用增加发动机药量的方法,提高一室一推的火箭发动机推力时,通气参量过大直接影响发动机的燃烧性能.为此提出"两室一推"概念,发动机两个燃烧室同时燃烧产生一个工作推力平台.推力试验表明:两室一推发动机结构能有效地减小燃烧时的通气参量,同时使得发动机燃烧稳定,可以用小火箭模拟大火箭的加速度曲线.     

微型续航固体火箭发动机设计及试验方法研究

介绍了毫米级固体推进剂火箭发动机的设计和试验方法,并将其用作一次性的执行微型传感器网络节点系统的展开平台.此火箭发动机由燃烧室、推进剂燃料、喷管、点火器组成.点火器采用电点火方式.对微型化后需解决的火箭设计问题进行了讨论,提出了相应的设计原则和方法.用这种方法设计的火箭质量仅为2 g,比冲在230～860 N·s/kg范围内,测量到的推力达到24～230 mN.     

液体火箭发动机试验推力校准测控系统设计

针对某液体火箭发动机试验推力校准的需要,设计了推力校准测控系统。根据负反馈比例控制原理设计了电液伺服系统的闭环控制器,实现了标准力的闭环自动加载和控制,为推力校准提供了高稳定性、高精度的标准力。基于Labview8.6设计的测控软件并结合RS485通讯方式,实现了自动或手动推力校准以及校准过程的远程控制。校准结果表明,利用该系统可以快速地进行手动或自动推力校准,且校准精度高、效率高、可靠性好,完全满足推力校准的要求。     

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.     

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。     

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。     

液氢—液氧火箭发动机的推力测量

论述了氢氧发动机与常温推进剂发动机推力测量的不同点，环境影响，低温管路影响，发动机收缩影响及低温调试。针对低温对推力测量带来的影响、提出了解决问题的技术措施。     

斜切喷管固体火箭发动机推力特性仿真与试验

为了降低倾斜架式发射地空导弹的发射仰角，满足对超低空来袭目标的攻击需求，提出了斜切喷管预制发动机推力偏心方案，进行了流场仿真和发动机点火试验，数值模拟与试验结果吻合良好。进一步分析表明，斜切喷管方案在地空导弹上的应用是可行的。     

未来大推力液体火箭发动机的方案研讨

根据未来航天运载系统需求，提出采用液化天然气（甲烷、丙烷）作为大推力液体火箭发动机燃料的问题。重点对若干个三组元液体火箭发动机的系统方案进行分析比较。结论是：采用液氧－碳氢燃料－液氢的三组元、两工况液体火箭发动机是大推力液体火箭发展的新方向，为研制单级入轨的新型运载火箭提供新的系统方案     

电火箭微小推力自动测量装置研究

微小推力准确测量是研究电火箭的关键技术之一,介绍了一种电火箭微小推力自动测量装置,该装置可实现电火箭微小推力自动准确的测量。     

火箭推力偏心试验数据处理

利用数据处理软件全面地处理并分析了两种型号火箭弹推力偏心测试数据。结果表明，每组推力偏心距及共相位角的试验曲线分别具有明显的相似性，并找出了试验数例的拟合方程。这项研究有助于深化推力偏心测试数据的处理，为分析研究力偏心特性提供更多的信息。     

高低压发射系统动力学特性仿真分析

文中基于恢复系数动态接触理论．建立了火箭武器发射过程中弹管动态接触碰撞的动力学模型。通过发射仿真分析。获得了火箭弹在高低压发射系统中的内弹道变化规律，分析了火箭弹与定向器的接触刚度、耳轴扭转刚度、尾喷管推力偏心等因素对俯仰角速度的影响特性，所得结论为火箭武器高低压发射系统的进一步相关研究奠定了基础。     

液体火箭发动机技术发展的现状及未来

本文从燃烧室压力，系统工作循环方式以及量大推力三个方面叙了世界各国液体火简发动机的技术水平。简单介绍了世界各国液体火箭发动机技术发展的趋势及中国的最新进展的分析了中国液体火箭发动机技术发展的可能前景。     

火箭弹被动控制

建立了以弹性适配器作为被动控制器的火箭弹被动控制的数学模型，给出了数据模拟结果，并用以说明被动控制减小火箭推力偏和动不平衡引睦民的弹道散布的效果，最后阐明了火箭被动控制的机理。