共查询到19条相似文献,搜索用时 46 毫秒
1.
2.
3.
针对大载荷大变形发动机动特性获取问题,设计冷摆和牵引释放两种试验方法,采用PolyMAX运行模态识别方法,获取其频率、阻尼比和振型。对比小激励力下模态试验结果,分析指出大载荷大变形下发动机频率比小激励下的低、阻尼比比小激励下的大。获取发动机大载荷大变形动特性时,建议采用更接近真实情况的冷摆或牵引释放试验结果。 相似文献
4.
试制了长纤维碳/环氧树脂复合材料发动机,通过耐压试验、燃烧试验、枪击试验和快速加热试验。评价了发动机壳体性能及其钝感特性。 相似文献
5.
《导弹与航天运载技术》1989,(1)
人们认为挑战者号航天飞机的事故是由于连接固体火箭发动机(SRM)壳段的柄脚-U 型夹接头之一断裂造成的。柄脚与 U 型夹之间位移过大可能使 O 型环的密封垫错位,从而最终导致事故发生。NASA 兰利研究中心承担了为装配壳体段设计一个可替代方案的工作。他们设计了凸像螺栓连接方案,并分析了该方案是否能在将接头重量减至最小和能控制应力值的同时有效地保持密封性。事实表明在所分析的载荷条件下,接头密封部位能保持固定。唯一能出现的应力问题是凸缘螺栓孔边处应力集中,该处局部应力很高。该方案除比现有方案接头重量大外,确实有其优点,因而成为引人注目的替代方案。 相似文献
6.
7.
8.
《导弹与航天运载技术》1991,(8)
阿金纳火箭发动机的历史可以追溯到1956年的方案设计。贝尔航空航天泰克特朗公司(Bell Aerospace Fexton)研制和生产了阿金纳火箭发动机。1987年11月大西洋研究公司(Atlantic Research)购买了贝尔公司液体推进的营业权。阿金纳火箭于1959年2月28日首次发射。第一台阿金纳发动机是从原先为B58盗贼武器系统研制的吊舱发动机改进来的。阿金纳发动机成功地在雷神、德尔它、宇宙神和大力神上飞行过。从1959初次发射至1987年,共成功发射过361次。阿金纳发动机从研制到现在比推力从265秒增至300秒,一次起动增加到15次再起动,工作时间从60秒增至240秒。本文将介绍该发动机设计能力的增长及其工作历史,并将介绍大西洋研究公司对未来应用感兴趣的衍生型发动机系列。发动机设计的简化性、可靠性及所提供的工作能力使其对未来上面级应用具有较强吸引力。 相似文献
9.
10.
介绍了无喷管火箭发动机工作原理和研究现状, 并详细介绍了日本防卫厅技术研究本部对无喷管火箭发动机的研究试验及其结果. 相似文献
11.
为提高固体火箭发动机取样的生产效率和安全性,研制一套固体火箭发动机数控取样系统.以某发动机燃烧室为研究对象,基于外形尺寸检测的铣削进给补偿技术和基于多参数耦合的切断取样技术,获得外壁铣削、敏感材料切断的安全操作方法.结合自动控制技术,对现有的取样工艺流程进行优化改进,提出安全防护措施并进行实验验证.结果表明:该系统满足各项具体技术指标,能够实现固体火箭发动机数控安全取样. 相似文献
12.
无喷管固体火箭发动机内弹道计算 总被引:3,自引:0,他引:3
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。 相似文献
13.
喉栓式固体火箭发动机喷管性能影响研究 总被引:3,自引:0,他引:3
对喉栓式固体火箭发动机内流场进行了稳态数值模拟,分析了喉栓头部型面、喉栓尺寸、喉栓位置对发动机性能的影响规律,结果表明发动机效率受喉栓头部型面、尺寸、位置等因素影响显著,所提供的结论可为喉栓式变推力固体火箭发动机的设计、试验及应用提供参考依据. 相似文献
14.
固体火箭发动机在水下航行体上应用的理论分析 总被引:2,自引:0,他引:2
建立了固体火箭发动机在水下航行体上应用的数学模型,利用现有的中能推进剂,计算和评估了相关的性能参数,分析了水下应用的特点,并对固体火箭发动机在水下高速航行器中应用的可行性进行了探索,得到了相关的结论。 相似文献
15.
16.
对国外某型号发动机进行反设计,分析了该发动机的总体结构形式,依据测绘的药型和喷管几何参数,推算出推进剂的性能参数,并计算出内弹道曲线。改进型发动机和基本型相比,提高了性能,并且改善了装药可生产性。 相似文献
17.
18.
某发动机装药结构完整性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
基于三维粘弹性有限元模型,应用MSC/NASTRAN软件对某发动机分别在固化降温、燃气内压载荷条件下的装药结构完整性进行分析,并对该发动机在固化降温、燃气内压两种载荷联合作用下的装药结构完整性进行评估。结果表明,该发动机的装药结构完整性满足要求。 相似文献
19.
固体火箭发动机燃气舵推力损失的数值分析与测试 总被引:1,自引:0,他引:1
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. 相似文献