固体火箭发动机的装药缺陷及检测方法

分析了固体火箭发动机装药缺陷产生的原因、危害并重点介绍了目前几种无损检测方法。突出强调了CT检测技术。     

固体火箭发动机无损探伤方法

针对某型固体火箭发动机的具体结构,确定了发动机尤损探伤的方法。对发动机燃烧室装药的应力情况进行了有限元计算,确定了燃烧室工业CT无损探伤的关键截面,为固体火箭发动机无损探伤的应用提供了参考。     

含装药缺陷的固体火箭发动机性能评估综述

装药缺陷是影响固体火箭发动机安全工作的重要因素。为确保安全发射,需对装药缺陷所造成的发动机性能偏差进行分析,从而对发动机的工作性能作出评估。鉴于装药缺陷行为的复杂性,目前尚未建立起完善的评估体系。基于固体火箭发动机装药缺陷行为,综述裂纹和脱粘扩展的理论与试验研究方法,包括起裂准则研究、影响扩展的因素研究及推进剂材料断裂性能研究;分别从燃气进入裂纹的边界条件和燃气传播对裂纹扩展影响两方面,综述药柱裂纹与燃气相互作用机理的研究现状;为达到对含装药缺陷的固体火箭发动机完整工作过程进行数值仿真的目的,分别从燃面退移计算方法、流体-热-固体耦合计算方法和缺陷扩展计算方法3个方面,对含装药缺陷的固体火箭发动机数值计算研究进行了总结与分析,以期得到含装药缺陷的发动机工作性能数值指标,从而为发动机性能评估工作提供参考;对于装药缺陷行为研究及数值计算方法的发展作了展望,对我国含装药缺陷的固体火箭发动机性能评估工作提供一些有意义的启示。     

固体火箭发动机三维可视化无损检测系统设计

固体火箭发动机的内部缺陷会对发动机工作性能和发射平台的安全带来严重威胁。为了准确判别缺陷的性质和对发动机可能造成的危害，需要从空间的角度来观察分析，传统的二维序列图像无损检测方法无法建立起发动机的三维空间立体结构，容易造成误判、漏判。为此，通过分析固体火箭发动机二维断层序列图像的特点，经图像预处理生成三维规则体数据场，采用基于等值面的面绘制三维重构算法建立发动机模型，并对模型进行误差不受限简化，简化后系统的重构速度达到工业使用要求。固体火箭发动机缺陷的仿真结果与用CAD辅助编辑软件获得的实际固体火箭发动机缺陷相一致。重构的三维可视化模型精确反映出铗陷的空间位置、尺寸和形状等信息，达到了无损检测应用技术标准要求。     

火箭发动机界面脱粘分析及检测新方法

对引起固体火箭发动机粘接界面脱粘的原因(外部载荷及推进剂老化和界面迁移)进行了分析，并对近几年发展起来的用于检测发动机界面脱粘卓有成效的无损检测新方法，特别是X射线工业CT系统在固体火箭发动机无损检测中的应用进行了评述。     

基于ICT图像配准技术的固体火箭发动机装药缺陷诊断

针对人眼观察固体火箭发动机ICT图像容易误判及遗漏缺陷的问题,采用ICT图像配准技术,将待检固体火箭发动机的ICT图像与无缺陷标准ICT图像配准对比,以便突出固体火箭发动机装药缺陷。改进了基于归一化互信息量为配准测度的配准方法,在配准测度中添加进了ICT图像像素之间的位置信息,以增强配准算法的精度和鲁棒性。实验结果证明,提出的方法可以精确的完成图像的自动配准并可使缺陷部位灰度对比更加显著,便于捕捉缺陷。     

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。     

背散射技术在固体发动机无损检测中的应用

详细分析了Ｘ 射线与物体的相互作用后产生三个效应———光电效应、康普顿效应和电子对效应的基本原理。探讨了把康普顿散射技术应用到固体火箭发动机无损检测中的可能性     

固体火箭发动机装药界面胶接质量超声波检测

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。     

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。     

埋入传感器对发动机界面粘接性能影响试验研究

针对固体火箭发动机健康监检测中埋入传感器后对发动机界面粘接性能的影响,自制埋入传感器的粘接试件,通过对粘接试件的CT无损探伤与力学性能试验,得到传感器的埋入方法可靠、埋入传感器对发动机界面粘接性能无明显影响;通过对自然贮存粘接试件的力学性能监测试验,得到粘接界面力学变化规律,进而确定埋入式传感器在发动机界面中至少可以稳定工作3个月以上.     

点火状态对固体火箭燃气流动影响的实验研究

结合固体火箭燃气射流的特点,开发了基于皮托管技术的多点压力参数实验测量装置,运用实验的方法,对燃气射流流场进行了研究.针对不同的发动机点火状态,在射流轴线的不同距离上对一系列测点位置的总压参数进行了测量.研究证明该试验测试装置对燃气射流流场的测试是适宜的,实验数据分析表明高低温点火状态对固体火箭燃气流场具有一定的影响作用,所得结论对固体火箭武器研究具有指导意义.     

固体发动机不同角度跌落数值模拟及试验分析

为了研究某型舰载固体发动机跌落的安全性问题,应用ANSYS/LS?DYNA有限元分析软件对固体发动机37.5 m高度的多角度跌落过程进行数值模拟分析,并开展真实发动机的跌落试验进行验证。结果表明,相同跌落高度下的危险角度为78°,通过推进剂点火增长模型计算得出发动机内部装药温升小于5 K,不会发生点火反应,发动机尾部与碰撞面接触的位置相对危险,壳体与内部装药的应力、应变值较大,可能产生断裂破坏。通过固体发动机跌落试验发现,发动机的尾部出现断裂破坏,但未发生点火或爆炸反应,试验采集的数据信息与有限元分析的结果一致。     

固体火箭发动机羽焰温度流场测试研究

讨论固体火箭发动机羽焰温度场的特点及测试方法,简要论述了热电偶法的缺点,重点论述红外测温法测试发动机羽焰温度场的可行性及关键技术问题的解决方法。文中针对红外测温法的难点问题,明确提出了发动机羽焰发射率的测试方法及羽焰三维温度场重构的方法,并指出红外测温技术是羽焰测温的发展趋势之一。     

点火过程对小型固体火箭发动机内弹道影响

为了研究某小型固体火箭发动机点火过程对内弹道性能的影响,建立包含点火过程的小型固体火箭发动机的内弹道数值研究模型和试验验证方案,对点火药量为1.0 g、0.8 g、0.6 g和0.4 g的发动机进行了内弹道数值研究,试验研究了点火药量为1.0 g和0.8 g两种情况,数值计算结果与试验结果基本一致。研究结果表明:小型固体火箭发动机由于燃烧室体积小,点火过程对内弹道影响明显;点火药量越大,点火药装填密度越大,引起压力峰值越大,稳定工作时间越短;经验估算得到的1.0 g点火药量产生了过高的压力,是稳定压力的三倍,0.8 g的点火药量能够满足点火可靠性和总体设计要求,产生最大压力为27.08 MPa,稳定工作时长159 ms,建议该小型火箭发动机的点火药量为0.8 g。     

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。     

热通量测量在B/KN03点火药装药结构设计中的应用

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。