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固体火箭发动机枪击低易损性试验研究 总被引:5,自引:1,他引:5
论述了固体火箭发动机低易损性概念,描述了固体火箭发动机在枪击作用下的试验情况,分析了枪击引起的损坏与壳体材料和推进剂性能的关系。 相似文献
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为满足海防导弹适应性的要求,对固体火箭发动机的低易损性研究和设计十分重要,介绍了一种耐热性设计方案,在圆柱体的绝热涂层上,设置一裸露区,以形成引起破坏的增强应力,作为自燃安全特性预测点。按此设计的发动机能在易着火范围内安全使用。 相似文献
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高性能固体推进剂在海空军导弹武器中的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
综述了国外海空军导弹武器用固体推进剂的发展,重点介绍了几种正在服役的固体推进剂,指出低特征信号推进剂是国外固体推进剂的研究重点。 相似文献
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固体火箭发动机的静电放电危险性是涉及导弹易损性的重要特性之一.本文叙述了静电放电引燃推进剂的机理及影响因素,讨论了静电放电危险性的评估和研究静电放电的有效分析方法. 相似文献
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为了解HTPE和HTPB固体火箭发动机在聚能射流条件的低易损性,设计了某型产品的缩比发动机,对不同壳体材料、推进剂类型以及全尺寸的发动机开展了聚能射流低易损性试验研究。试验结果表明,HTPE发动机的响应等级优于采用HTPB推进剂的发动机,缩比发动机的对比试验结果能预示全尺寸发动机的低易损性改善趋势,但与全尺寸发动机的实际响应等级差异较大。 相似文献
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推进剂装药形状的燃烧面积值是固体火箭发动机燃烧性能设计中的重要参数。但是推进剂装药形状复杂 ,用几何学方法很难迅速精确计算其燃烧面积值。因此国外研究了利用“颗粒跟踪法”,即利用软件逐次计算因燃烧而变化的推进剂燃烧面积仿真系统 ,并探讨了其计算值的正确性。证明利用该系统计算的燃烧面积值与利用几何学方法计算值之差在1%以内。 相似文献
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介绍了现役导弹推进剂当前还不能满足法国官方文件──2060号DGAIPE规程规定的钝感弹药的全部要求,讨论了友合推进剂和低特征推进剂的新配方特性。并丁苯,这种含有被融聚的燃烧催化剂的预聚合物在使用温度范围内受热(或冲击)而不破坏其高能特性时可降低高燃速复合推进剂的敏感度和反应速度。对少烟推进剂而言,使用高能粘合剂对炸药填料(硝胺)的用量和高能增塑剂的敏感度都有一定限制以避免穿孔影响,而在性能上的某些损失是允许的。挤压式双基推进剂(SD1175,SD1178)的其它试验结果和燃器发生器推进剂试验说明,设计一种能够达到MIL-STS2105钝感推进剂要求的发动机是可行的。可以肯定,不久将在新的高分子如六硝基六氮杂异伍兹(CL-20),多叠氮基缩水甘油基和肼硝基甲酸盐研究领域将取得一些进展而使推进剂具有更好的性能和钝感水平。 相似文献
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为了研究某固体火箭发动机的易损性,提出了适用于发动机的3项易损性试验方案和响应类型判定方法。根据试验方案搭建了试验系统,开展了固体火箭发动机快速烤燃、慢速烤燃、子弹撞击3项易损性试验。通过对试验现象的分析,依据响应类型判定方法得出发动机对于各项试验的响应类型,得到发动机易损性结论。结果表明:易损性试验方案合理可行,对固体火箭发动机以及不敏感弹药的易损性评估具有一定的参考和借鉴意义。 相似文献
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分析了国内外不稳定燃烧研究现状,提出应加强压力耦合响应函数实验数据积累、分析,完善理论模型;进一步完善微粒取样、送样系统;开展脉冲触发不稳定性研究;高频响、长存贮数采系统用于发动机监测以提高辨识能力等观点。 相似文献
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对空空导弹发动机采用少烟推进剂配方,药型及内弹道设计中的一些关键技术问题做了简要的分析,列举了部分试验结果,阐述了少烟固体火箭发动机的优点及实际效果,预计了广阔的应用前景。 相似文献
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固体推进剂装药可靠性主要根据其力学特性进行评估。全尺寸推进剂装药的测试通常是困难的,费用也较高。本文提出了用一种特殊的、价格低的小尺寸发动机代替全尺寸发动机进行测试的新方案。这样就可以在类似推进剂装药(含88%固体CTPB)的条件下,测试推进剂的力学性能。在不同的载荷(由于温度循环和/或压力的原因)下,已经对许多模拟发动机进行了试验,并取得了试验结果。还进行了理论计算的初步分析。本文是固体装药结构可靠性分析的一部分,其他部分另文叙述。 相似文献