碳纤维增强塑料火箭发动机壳体

固体火箭发动机主要由推进剂和推进剂燃烧用的高压容器(即发动机壳体)及喷管组成。现在使用的发功机壳体由铬钼钢等金属制成,这种材料重量大,所以迫切要求减轻重量。本研究以减轻壳体重量为目的,开发了机械性能好的碳纤维增强塑料火箭发动机壳体。考虑了壳体形状、高温、高压等条件,用有限元法进行了应力分析,确定了最佳缠绕层数和缠绕角度。探讨了利用长纤维缠绕法的制造技术,并试制了小型碳纤维增强塑料发动机壳体,装填高能固体推进剂,进行了燃烧试验。燃烧试验证明,试制的碳纤维增强塑料火箭发动机工作良好,发动机壳体的重量比现用金属壳体轻40％,完全可以满足火箭发动机所要求的耐高压、耐高温和燃烧特性。     

固体火箭发动机用先进复合材料

前言 大多数固体火箭发动机部件的设计动力是性能。特性标准迫使工业部门发展具有极高强度和轻量化的部件。减少部件的消极重量时,可提高火箭推进剂重量进而改进综合性能。由于DCA6钢和石墨环氧具有所希望的高强度和低质量,故可用于火箭发动机壳体,然而生产成本高。 DCA6钢和石墨环氧生产工艺     

复合材料在导弹结构上的应用

一、概况复合材料在导弹上已使用了一段时间。最初用在战术导弹的雷达天线罩上。该技术很大程度上借用了飞机整流罩的经验,只是导弹比起飞机有着更加严重的加热。六十年代研制成功了纤维缠绕的火箭发动机壳体,后来又把复合材料应用于火箭发动机喷管以及再入飞行器上,它们与飞机构件没有什么共同之处,各自按其需要发展起来。最近几年,对高性能固体火箭发动机和再入飞行器所提出的要求已促使高温复合材料发     

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。     

HTPB和NEPE固体推进剂枪击低易损性实验研究

为了解HTPB和NEPE固体火箭发动机的冲击安全性,设计了模拟实验发动机,对不同的壳体材料、推进剂和沿受冲击方向的厚度开展了枪击低易损性试验研究.结果表明,两种推进剂在钢壳体条件下的低易损性能均较差;冲击导致的装药破碎情况与推进剂的力学性能有关;装药沿受冲击方向的厚度对着火后的燃烧强度影响较大.研究结果为使用该类推进剂的发动机枪击低易损性评估和设计提供了实验依据.     

纤维缠绕的固体火箭助推器

空军计划把莫顿·锡奥科尔生产的纤维缠绕的固体火箭发动机壳体安装到范登堡航天飞机综合发射基地上。准备首次使用的这种发动机壳体和对接的钢壳体具有同样的结构,后者有高强度钢柄脚和用177个插销固定的U形夹机构。在U形夹的机加工槽中增     

空空导弹用火箭发动机的设计验证计划

完成了使用碳纤维增强环氧树脂壳体和少烟、含硝铵复合推进剂的空空导弹火箭发动机的设计验证计划。介绍了包括材料选择和固定金属部件的方法在内的发动机壳体结构设计。完成了包括环境和操纵破坏试验在内的发动机壳体结构试验。对于整个发动机，进行了隔热、粘接、推进剂性能、药柱设计和发动机壳体性能的设计验证。试验了六种不同飞行质量的发动机，项目包括极限温度下点火、环境载荷、在具有发射弯曲力矩、老化和后力脉动的情况下点火。还使用两种发动机进行钝感弹药试验，即快速自燃和撞击试验。     

固体火箭发动机枪击低易损性试验研究

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。     

日本试图研制折叠式喷管

日本空间和宇航科学研究院正在研制一种可应用在任何运载火箭设计中的,具有折叠延伸喷管的火箭发动饥。此种喷管将首先用在近地轨道运载能力为2吨的M-5火箭的第二级发动机中。 30米长的M-5火箭中的第一级发动机壳体将采用新的高强度钢(HT230)。第一级不采用捆绑助推器。在短时间内燃烧70吨推进剂,产生377吨推力。第二级发动机预计燃烧30吨推进剂,产生141吨推力。为了改善在空气稀薄的高空中的燃烧效率,第     

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正@sun_r1se:固体火箭发动机是什么?指的是燃料为固体还是其它方面?答:固体火箭发动机(solid propellantrocket engine)全称"固体推进剂火箭发动机"。使用固体推进剂的化学火箭发动机。一般由燃烧室、药柱、喷管和点火装置组成。燃烧室通常是导弹结构的一部分。药柱由点火装置点燃,在燃烧室中燃烧,化     

关于双基火箭装药中硝化甘油迁移研究的评述

前言在火箭、导弹系统中,为了控制推进剂的燃烧表面,减少向发动机壳体的传热,通常要在药柱外侧包覆一层阻燃材料,即阻燃包覆层;对于壳体粘结式装药,往往还要在发动机内壁复加一层隔热体,称内绝热层。通常,两者都是以有机高分子材料为主体制成的。当前,双基推进剂是战术火箭、导弹中普遍采用的固体     

超声波实时测量技术在固体火箭发动机中的应用

利用超声波对固体推进剂燃速进行实时测量是先进的燃速测量方法之一。针对超声波技术在固体火箭发动机试车中的应用,对典型固体火箭发动机材料进行测试研究,获得了发动机材料的超声波信号特征。将超声波探头直接安装在发动机壳体外侧部位,测量了固体推进剂在常压燃烧时的厚度变化。针对动态燃速测试,提出了超声波数据处理方法,对固体装药在常压燃烧下的回波进行处理,获得了装药的厚度变化过程和燃速,并分析了燃面附近温度分布对燃速测量的影响。结果表明：用超声波测量金属壳体固体发动机的燃速必须在壳体上开窗使超声波透过壳体和绝热层界面,而对复合材料壳体发动机可将超声波探头直接安装在壳体外侧;燃烧引起的装药表面温度变化对测量的影响可以忽略;该数据处理方法可以有效获得装药厚度变化。     

在缩比垂直发射系统上进行的烧蚀和压力响应的实验研究

用一个１：１６的缩比固体推进剂发射装置，逼真。模拟了全尺寸垂直发射系统（ＶＬＳ）的瞬时压力和材料烧蚀特性的试验。在火箭发动机中测得的瞬时压力曲线，用四阶勒恩－库塔法的分块参数进行了验证。发射装置其它部件上的瞬时压力曲线与火箭发动机内的压力相似。为模拟全尺寸ＶＬＳ的喷管群，用２孔和４孔喷管分别作了试验，以研究喷管构型对压力和烧蚀材料的影响。喷管喉部面积较小，发射持续过程就较短并产生较高的质量流率。这些质量流从火箭发动机流入增压室。对烧蚀材料腐蚀深度的轮廓线的重复试验表明，已被烧蚀的表面比材料还未烧蚀的平整表面有更好的防烧蚀作用。烧蚀材料的烧蚀主要取决于从喷管喷出的质量流率和烧蚀材料的结构。     

基于网络理论的固伴火箭发动机纤维缠绕壳体优化设计

基于网络理论按爆破压强设计的纤维缠绕壳体基本方程,在结构、工艺等约束条件下,选取不同纤维材料,以壳体质量为目标,利用线性多步法和复合形法,优化设计纵向层平面缠绕、圆筒部分在环向缠绕的固体发动机纤维壳体的材料密度、纤维拉伸强度、缠绕角和极孔半径,并给出算例。计算表明,比强度是影响纤维壳体质量的最重要因素。     

反坦克火箭弹用4140超高强度钢的研究

<正> 一、前言 反坦克火箭弹用固体火箭发动机属于小型战术火箭。做为这类壳体用材料,过去我国一直沿用苏联钢种30XΓCA钢,但这种钢除强度较低不能满足该任务的技术指标要求外,尚存在一系列的问题。我们参考国外经验发现,国外大多采用Cr-Mo钢及Ni-Cr-Mo钢如;4130、4140、D6AC、4330、4340钢等。或者在这个基础上,对成份     

基于MC-RSM的固体发动机药柱可靠性分析

随着人们对随机变量认识的深入和计算能力的提高,已形成了用于处理随机变量的结构可靠度设计与分析的方法与标准。针对固体火箭发动机药柱材料性能、载荷环境、几何尺寸等参数不确定性的影响,提出一种结合蒙特卡罗与响应面法计算随机载荷下固体发动机药柱可靠性的方法。通过建立固体发动机推进剂药柱的极限状态方程,采用响应平面法和蒙特卡洛模拟随机载荷和固体推进剂药柱初始强度来获取推进剂药柱的可靠度。该方法能有效地计算贮存、飞行等环境条件下固体推进剂药柱的结构可靠性。     

超声波测量大尺寸固体火箭发动机燃速的关键技术

确定固体火箭发动机工作时的真实燃速是发动机研制中的难题，而利用超声波测量是目前比较可行的方案。综述了利用超声波测量动态燃速和大尺寸发动机燃速的相关技术，并针对低频超声波开展了钢壳体/推进剂组合件的静态试验和钢壳体固体发动机热试车试验验证。通过综述和试验验证指出采用低频超声波是测量大尺寸固体发动机燃速的最可行的方案，提出进一步的研究方向是优化探头布置方案，并给出超声数据处理的建议。     

固体火箭发动机复合材料壳体裙连接部位参数研究

应用人工神经网络算法对固体火箭发动机复合材料壳体裙连接区结构的5个参数进行了研究.文中以发动机壳体在400t轴压载荷下裙外缠绕层最大纤维主应变作为目标函数.基于计算机数值仿真技术的实验设计(DOE)对5个参数进行了优化设计.利用另一组27个测试样本集对网络的有效性进行了校核.最后,获得了目标函数随设计变量的曲线关系,并对参数进行了灵敏度分析.     

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。