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.     

大推力氢氧火箭发动机液氢多级泵仿真与试验

作为火箭发动机的心脏,高效高扬程液氢多级泵的研制具有重要意义。对一种包括高效高扬程离心叶轮、低损失级间流道及进出口壳体的液氢多级泵进行研究,通过CFD对整个流体域进行仿真,并采用水力试验进行验证,分析了该泵的水力性能和汽蚀性能,验证了该泵设计合理,能够满足大推力氢氧火箭发动机使用需求。     

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。     

美国成功试验推力可变的固体火箭发动机

7月 31日 ,美国航空喷气 (Aerojet)公司宣布成功试验了推力可变的固体火箭发动机。在 5 0 s的试验过程中 ,发动机完成了所有的试验目标。这种发动机是由航空喷气公司和美国雷锡恩公司合作为战术导弹研制的下一代推进系统。应用在战术导弹上 ,它可以使导弹在飞行过程中改变飞行速度。当需要快速接近目标时 ,加大发动机推力使导弹加速 ;当需要更好地跟踪目标时 ,降低发动机推力使导弹减速。此次里程碑似的试验结束后 ,航空喷气公司还将进行一系列的其他相关试验 ,以使这项新的技术逐步发展成熟。这些试验将在极限温度条件下进行。美国成功试…     

航空喷气公司试验推力可控的固体火箭发动机

美国航空喷气公司网站 6月 11日报道 ,该公司研制的推力可控的固体火箭发动机近日在新墨西哥白沙导弹靶场成功完成了第 1次飞行试验。试验要求发动机实时地为Net Fires精确打击导弹提供随控 (on-comm and)的推力。试验过程中 ,发动机达到了规定的各项试验目标。本次试验飞行时间大约 2 min,发动机燃烧时间大约 5 0s。这是世界上第 1次推力可控固体火箭发动机飞行试验。本次试验的随控推力技术可以增大导弹的射程、缩短打击时间和增加多任务灵活性。航空喷气公司执行经理乔·阿贝特表示 :“此次试验对航空喷气公司来说是一个意义重大的里程…     

液体火箭发动机飞行试验的结果分析

液体火箭发动机飞行试验的结果分析是一项复杂和困难的工作。分析的难度不但与发动机内部过程的复杂性有关,而且与发动机和控制系统、调节系统、稳定系统、发动机输送系统的复杂联系有关。     

火箭冲压发动机试验得到了预期的结果

俄亥俄州莱特—帕特森空军基地:装有颏下进气道的整体式火箭冲压发动机已达到了预期的指标,这些指标是指望它成为先进战略空中发射导弹(ASALM)的动力装置的官员们所提出的。正当这些雄心壮志由于放慢了先进战略空中发射导弹的研制步伐而受挫时(A、W、＆、S、T4月7日,P16),航空系统分部的官员们还为提前造出并于5月20日完成了试验的推进技术验证飞行器(PTV)而自豪。当时他们正等待国防部有关进行先进战略空中发射导弹的方案验证的指示,而不是要研     

一种液体火箭发动机推力优化控制模型的应用

首先介绍液体火箭发动机推力优化控制的一种模型，之后利用该模型对某氧一氢双组元液体火箭发动机的推力优化控制进行分析。     

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.     

火箭/冲压发动机用含高热金属燃料推进剂的研究(2)——采用镁铝合金时的燃烧特性

1.前言作为火箭/冲压发动机固体燃料的组成,在第一篇报告中作了介绍。从经济性、制造安全性考虑,在金属燃料中选择了铝。为了在一次燃烧室保持自燃性,在采用过氯酸铵作氧化剂时,粘合剂与氧化剂的比为50/40,铝的添加量为50％。另外,用试制的含铝50％的推进剂对火箭/冲压发动机进行了模拟试验,得到了约900秒的比推力。     

火箭/冲压发动机用含高热金属燃料推进剂的研究(1)——采用铝时的燃烧特性

1.绪言火箭/冲压发动机,是使火箭的不完全燃烧生成物与进入飞行体的冲压空气进行再燃烧的发动机。有人称它为管道火箭或简称冲压火箭。因为大部分氧化剂由空气代替,所以这种发动机不仅经济性好而且比推力也有所提高。特别是在火箭中采用固体推进剂时,火箭发动机不仅兼有燃料箱,燃料泵及燃料喷射阀的机能,而且也兼作从火箭发动机(下称一次燃烧室)喷管向冲压发动机燃烧室(下称二次燃烧室)喷出的一次燃烧生成物进行第二次燃     

采用汽油作燃料的内置横隔板定容燃烧室的开发与试验

开发了一种采用汽油作燃料的新型多功能定容燃烧室( CVCC),通过在燃烧室内布置带孔的横隔板,将其分隔成上下两部分,以便于对汽油机的火花点燃、射流引燃、压燃（自燃）等燃烧过程进行模拟试验。详细地介绍了CVCC试验系统的组成、原理和特点,通过火焰高速摄影和气体压力测量等技术手段,获得了一些试验数据和结果,并在此基础上进行了初步分析研究。试验发现,在燃烧室内安装带通孔的横隔板后,有利于加快火焰传播速度、提高燃烧峰值压力和燃烧的稳定性,且在某些试验条件T,在下燃烧室会出现混合气压燃（自燃）现象。     

一种气动发动机进气控制阀的仿真与试验

为了满足气动发动机对不同进气流量的需求,在原有机械式发射阀基础上改进设计了一种可改变发动机进气流量的进气控制阀。进行了进气控制阀的试验系统设计,建立了试验系统的数学模型,并进行仿真试验。在此基础上组建试验系统并进行该阀的调节试验研究。试验系统的仿真与试验结果表明,进气控制阀的设计与理论分析模型是正确的,该试验系统可用于气动发动机的联合仿真与试验研究。     

捷联系统(MSS)的飞行试验——一次专门飞行试验的结果

本文简述了组装式(模块式)捷联系统飞行试验的测量和数据处理技术。该系统是由博登湖仪器设备公司(BGT)、MBB、道尼尔公司及IABG(西德工业设备企业协会)和西德航宇研试院联合研制的,并得到西德国防部中央运输管理计划的赞助。为在西德航宇研试院的HFB-320试验飞机上进行一次飞行试验,提出了以惯导系统和最佳平滑算法为基础的参考数据。最后讨论了捷联系统的飞行试验结果。     

吸气式火箭发动机的研究(2)——二次燃烧室出口的燃气组成与皮托压分布

1.前言本报告讨论了为直接研究主火箭排气和空气的混合-燃烧而测得的二次燃烧室出口面的燃气组成及皮托压的分布结果。根据测量结果计算出口面的马赫数、速度、温度及发热量等的分布。然后根据这些量求出整个出口面的发热量并与前面按出口壁压用一元解析算出的发热量进行比较。     

吸气式火箭发动机的研究(1)——亚音速状态圆筒形二次燃烧室的压力分布与燃烧性能

1.前言目前探索宇宙所用的推进发动机,几乎完全是火箭发动机。经过多年的研究试制,虽然其性能在不断提高,但是要想大幅度提高其性能是不可能的。另外,火箭发动机工作所需要的氧化剂必须全部自带,因此发射时的大部分重量是推进剂,而且其中的70％是氧化剂。所以,为了取代火箭发动机,目前正在研究利用大气层中空气的吸气式发动机或者用它与火箭发动机相组合的发动机。这种发动机的有效载荷与纯火箭系统相比,共性能可以得到很大的