固体火箭发动机燃烧时间波动的预估

讨论并量化了使固体火箭发动机燃烧时间发生散布的因素。在对燃烧时间变化率进行了理论处理之后,详细讨论了每一个因素对总体散布的影响。研究了推选剂质量、燃速、密度、特征速度、喷喉面积的变化对燃烧时间的影响。由于燃烧表面积影响燃烧时间,所以,还讨论了内孔椭圆度、模芯偏置和模芯不对中对燃烧面积的影响。对于特定固体火箭发动机设计来说,综合所有这些因素,就可以对燃烧时间的波动进行估算。     

空空导弹固体火箭发动机贮存寿命探讨

本文针对某型空空导弹固体火箭发动机的特点，分析了影响其贮存寿命的主要因素和寿命薄弱环节，结合现有状况对其贮存寿命进行了预估，并提出了几种发动机常用的寿命试验方法。     

固体火箭发动机药柱概率贮存寿命预估

基于粘弹性随机有限元法和固体推进剂高温加速老化试验,提出了固体火箭发动机（SRM）药柱概率贮存寿命预估模型。对老化试验数据进行统计分析得到了固体推进剂性能参数数字特征随贮存时间的变化规律,采用三维粘弹性响应面随机有限元法（SFEM）计算了药柱结构响应的均值和标准差,分析了某SRM药柱在不同贮存期的结构可靠度,并对其进行了概率贮存寿命预估。所提方法可为固体发动机研制和使用部门提供参考。     

固体火箭发动机点火失效分析及改进

采用故障树分析的方法,结合发动机设计和试验情况,针对固体火箭发动机尾部点火失效机理进行了分析,根据分析结果提出了解决方案．通过试验验证表明,改进后固体火箭发动机的点火性能有了进一步的提高．     

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.     

航天飞机固体火箭发动机的设计演变

为研制航天飞机用的固体火箭发动机(SRMs)所确定的技术要求,具有三项新颖和独特的特点: ①首次将固体推进系统用于载人的航天飞行; ②大型固体火箭发动机用于航天飞行; ③首次将固体推进系统设计成能够回收和重复使用。已将过去所验证过的技术工艺和制造方法用于这种新颖独特的固体发动机的研制。高度可靠性是头等重要的。本文将概述航天飞机用的SRMs从开始的STS-1飞行设计,到目前正在研制的新一代SRMs的演变过程。新一代SRMs包括由石墨环氧纤维缠绕的壳体。     

固体火箭发动机交互式初步设计的微机应用

目前固体火箭发动机的设计程序多种多样，对发动机的分析与设计侧重各不相同。本文叙述的分析方法并非要代替现有的设计程序，而是让设计师在设计的初级阶段，在微机上就可完成有意义的工作．在承包商极少参与的研究阶段，本文所介绍的方法能够对固体火箭发动机的结构尺寸和灵敏度进行预估与分析。在交互式图形显示的环境中，本文描述的模型可提供发动机的重量、尺寸和布局等数据．     

固体火箭发动机动态粘弹性分析方法

本文发展一个可以计算固体火箭发动机瞬态线性粘弹性响应的方法。该方法是根据固体火箭发动机部件线弹性有限元模型组成子结构运动方程。通过以下的方法完成有效的计算:1)按谐波坐标设立运动方程;2)应用界面约束模态作为固体装药子结构相对位移场的近似振型函数。假设经典的麦克韦尔松弛模型可以描述固体装药的粘弹性特性。最后的线性积分-微分运动方程的解法是修正的 New-mark β积分法。通过两个实例证明本方法的适用范围。第一个实例是三自由度粘弹性系统的数值解,它与闭型拉普拉斯变换解非常一致。第二个实例是典型固体火箭发动机有限元模型傅立叶变换瞬态响应解。它与 MSC/NASTRAN 直接频响解十分一致。     

固体推进剂药柱使用寿命的研究

对不同贮存期的固体火箭发动机药柱进行了力学性能试验,得到了推进剂有关力学性能贮存时间的变化规律,分析了固体药柱在生产、运输、贮存和点火燃烧过程的受载状态;对不同贮存期的固体药柱进行了应力、应变状态的分析和计算,结合靶场对贮存十年期以上导弹飞行情况,进行了固体火箭发动机推进剂药柱使用寿命的预示.     

固体火箭发动机设计的新方案

研究了在固体火箭发动机中加入水作为工作介质以提高水面发射的商用运载火箭性能。提出了两种方案：１）火箭发射前，发动机内部闲置空间内注入水，在发射过程中将水排出；２）在发动机工作过程中供水。提供了用固体燃料样品及发动机的模型装置进行试验的结果，证明了所提出方法的可行性，使预测固体火箭发动机性能的计算方法得到优化。固体燃料与水配合使用的可靠性也得到了证实。进一步提出了在燃烧室应用水和粉末添加剂的发动机工作的数学模型。     

固体火箭冲压发动机在空空导弹上应用的优势

通过对采用固体火箭冲压发动机和固体火箭发动机的导弹在不同高度下的弹道性能计算和分析,得出采用固体火箭冲压发动机的导弹在射程、速度、机动性等方面都比采用固体火箭发动机的导弹具有很大的优越性,希望能够为我国今后发展固体火箭冲压发动机技术提供一些理论支撑。     

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。     

固体火箭发动机喷管用烧蚀隔热材料研究进展

介绍了固体火箭发动机喷管用烧蚀隔热材料的研究进展，喷管受热分析，指出了先进复合材料的发展趋势，提出碳／酚醛复合材料在制造低成本的发动机喷管中仍有重大使用价值。     

固体火箭药柱使用寿命预测主曲线的研究

目前固体火箭药柱贮存失效临界点是假设确定的，再采用外推法预测其使用寿命。本文采用药柱空穴率非接触测试技术和热老化累积损伤法，实测得ＨＭＸ－ＣＭＤＢ药柱的贮存失效临界点，根据时温等效原理求得使用寿命预测主曲线，预测得它的使用寿命，该方法大大地提高了使用寿命预测的精度，其结果具有重要地实用意义。     

固体火箭冲压发动机内硼燃烧的改进

在火箭冲压发动机的吸气燃烧室内,硼粒子燃烧所产生的试验性研究问题现试图通过改进喷射装置和燃烧室设计加以解决。在这项研究过程中,硼粒子是由装填有含硼量较高的固体燃料的单独燃气发生器进行喷射。最高的燃烧效率是靠采用撞击式喷流喷射装置上加可移动的空气进口而获得,这种空气进口证明了在火箭冲压发动机内使用高硼量固体燃料的可能性。     

固体火箭发动机优化设计述评

本文简要评述了国内外固体火箭发动机优化设计的几个问题。一是程序宏观结构问题,介绍了美国Hercules公司的优化程序结构;二是一些具有共性的技术问题,本文较全面地总结了这些问题并谈了对解决这些问题的见解。