火箭发动机点火瞬态传热理论研究现状

本文阐述了固体火箭发动机点火过程中传热理论研究的现状(理论分析、实验研究和数值模拟),并对它的发展趋势进行了分析。     

固体火箭发动机抗烧蚀防热涂层的研究

直径及开口都较大的固体火箭发动机燃烧室大都采用橡胶基绝热层,但是,对于长细比大,或者是开口较小的客体,采用橡胶基绝热层在工艺上难以实现.为了寻找同时具备隔热效果良好,且针对小口径壳体工艺可行性高的内防热材料,我们开展了以环氧树脂、橡胶为基体,云母粉等耐高温无机填料组成的防热材料.通过试件测试及产品验证,证明该防热涂层也是固发燃烧室一种较为适宜的烧蚀防热材料,它不受被保护产品的几何形状限制,烧蚀率较小.     

固体火箭发动机气密性自动化检测技术与应用研究

固体火箭发动机气密性检测是判断发动机密封性能的重要检测方法。现阶段,自动化气密检测技术的研究及应用受到人们的广泛关注。针对发动机气密性检测人工依赖性强、效率低、不利于产品规模化生产的短板,开展了固体火箭发动机气密性自动化检测技术及应用研究。依据固体火箭发动机气密性检测通用化要求,研究了发动机气密性自动化检测技术实施的系统组成及集成,优化了发动机气密性检测工艺流程,构建了一套多通道自动化气密性检测系统,通过各类传感器、电气系统、PLC控制系统等设计和运用,实现发动机气密性检测过程中工艺参数的自动控制、测试参数的自动采集等功能,通过单通道、多通道测试验证,系统可靠且测试结果满足工艺要求,经工程应用可满足多通道多发产品同时或错峰气密性自动化检测需求。与传统的人工调节气检配气台进行单发发动机气密性检测工艺方法相比,多通道发动机气密性自动化检测工艺方法可实现发动机气密试验自动化检测技术的工程应用,可大幅提高固体火箭发动机总装效率和气密检测质量。     

基于虚拟仪器技术的固体火箭发动机测试系统

虚拟仪器是计算机技术在仪器仪表领域中应用所形成的一种新型的、富有生命力的仪器种类，广泛应用于航空航天，工业自动化等领域。在介绍了虚拟仪器开发平台LabVIEW的基础上，详细讨论了虚拟仪器在固体火箭发动机测试系统上的应用。并阐述了虚拟仪器在测控等仪器测试领域中应用前景。     

固体火箭发动机退役处理方法及技术方式探讨

固体火箭发动机相较体发动机而言,其自身结构相对简单,推进剂密度较高且便于储存,具备操作简便的优势,然而,受限于"比冲"较小,固体火箭发动机的比冲大约在300s左右,工作时间相对较短,受到加速度大的影响推力也得不到良好的控制,再加上反复启动比较困难,因此不适于载人飞行使用。本文侧重于结合固体火箭发动机的退役处理发展趋势以及主要方法进行分析,希望为相关人员提供参考。     

固体火箭发动机夹具力矩计算方法的研究

固体火箭发动机在进行径向振动试验时,通常通过上、下弧座固定在振动台面上,若对弧座连接螺栓预紧力的施加不合理,则会对发动机造成不同程度的损伤。从固体火箭发动机安装弧座连接螺栓的预紧力开始分析,研究了一种螺栓最大拧紧力矩、最小拧紧力矩的计算方法,提出推荐拧紧力矩,并通过某型号固体火箭发动机振动试验实例验证了该方法的可行性。为固体火箭发动机径向振动试验提供了一种可参考的螺栓拧紧力矩确定方法,且对于今后的发动机径向夹具设计具有重要的指导意义。     

固体火箭发动机壳体的随机有限元分析

利用二阶矩法推导出圆柱壳和椭球壳基于弹性失效设计准则的中径公式的可靠度指标计算公式,并将其应用于某型号固体火箭发动机壳体的算例中.同时,利用Ansys软件建立该固体火箭发动机壳体有限元模型,在确定性有限元分析的基础上,对其进行随机有限元分析,求出结构的可靠度.分析表明,以材料的力学性能参数、壳体的几何参数为随机变量的固体火箭发动机壳体的可靠性设计是科学和必要的.最后,对输出的功能函数进行灵敏度分析,为结构参数的优化设计提供参考.     

纤维缠绕固体火箭发动机壳体的力学数值仿真

针对某种纤维缠绕复合材料固体火箭发动机壳体,依据原壳体在ABAQUS中建立了有限元模型,建模过程中将纤维缠绕层视为层合板来处理,简化了模型,并对发射瞬态进行有限元数值计算,分别求出了环向层6层的应力和缠绕层6层的应力,以便于强度分析,并对于铺层方案进行求解,得出数据结论,数据结果与实际情况符合,研究结果为纤维缠绕固体火箭发动机优化分析提供了理论依据。     

固体火箭发动机药柱整形装备机电耦联动力学建模与计算

机电耦联系统动力学系统是典型的多输入、多输出、非线性、强耦合、不确定性系统.机电耦联系统动力学的建模与计算对于深入研究机电一体化装备整机动力学性能,改善控制精度等方面具有重要意义.据此,针对固体火箭药柱整形装备主轴部件2自由度机电耦联系统,运用Park变换推导该系统基于伺服电动机dq0坐标系的拉格朗日-麦克斯韦方程,建立包括机构、伺服电动机和控制器的系统微分方程组.该机电耦联动力学建模方法不需测量电动机的磁路尺寸,只要测量电动机dq0坐标系绕组电感和永磁体磁链的幅值就可直接列出微分方程,推导简洁高效,便于应用.动力学微分方程求解采用稳定性较好、数值精度较高的Hamming方法实现方程组高效的求解.仿真结果证明动力学微分方程推导正确,求解高效.     

固体火箭发动机离心过载试验装置主机结构设计

离心过载试验装置可在地面重复再现火箭发动机飞行过程的高过载环境,通过对发动机试验状态进行控制和监测,可为高过载发动机流场及热结构研究提供实时数据。为模拟发动机点火飞行受力工况,试验装置不仅须承载发动机点火产生的巨大冲击振动,还要为发动机提供安装和姿态调整平台。为此,对试验装置采用分层布局,除转臂外,其余各系统布置于地下空间,转臂上的元器件进行了防护,以防发动机点火产生的高温和高温物质对其损伤。转臂采用箱型焊接不等臂结构和较高的安全裕度,通过优化设计,降低了转动惯量。为实现各型发动机安装和姿态调整,在转臂上开发了无级角度调整旋转舱。传动系统作为转臂的支承和传力结构,采用大轴径和大锥度增强系统承载能力,并通过预埋件与土建基础固连,提高主机抗倾覆力能力。驱动系统采用同步电机直接驱动,以提高试验装置快加速和变过载加载能力。最后,对主机结构进行了力学分析和振动测试,结果表明,设计结构可保证试验装置稳定运行。     

固体火箭发动机点火试验测试系统设计

介绍了固体火箭发动机点火试验中流场测试参数的特点,并分析了对测试系统的要求,提出了采用虚拟仪器构成方式中的P×I总线进行系统设计,实现系统的同步测试和扫描测试要求.其测量数据可信,测量精度高.同时该套虚拟仪器流场综合测试系统中的采集数据能够自动处理,自动存储,具有用户接口界面友好,操作方便扩展灵活,软件维护方便等特点.     

某型固体火箭发动机装药老化试验研究

对某型自然储存了14年的火箭发动机固体推进剂解剖,测试其装药的力学性能。结果表明,发动机装药的力学性能变化不大,发动机内部不同部位装药的老化程度不一样。对某型导弹固体助推器推进剂进行了高温加速老化试验,得到了推进剂在温度作用下的老化规律,发现随着老化时间的增加,推进剂的最大延伸率下降,老化温度越高,最大延伸率的下降速率越快。运用线性模型对试验数据进行了拟合,各老化温度下的推进剂的性能变化速度常数与时间的关系相关性较好,并结合推进剂老化速率与温度的关系,得到了变温环境下推进剂老化参数变化量的计算公式。     

固体火箭发动机的脱模装置及控制

固体火箭发动机在脱模过程中由于机械冲击、摩擦及静电等因素,存在易燃易爆的危险性.为此,针对某DF小型点火器的特点,设计了远程脱模控制装置.其控制系统以PLC作为控制核心,应用监控组态软件实现远程控制,从而保证了人员安全,并提高了系统的可靠性和自动化水平.     

耦合场下固体火箭发动机喷管的动力学分析

喷管是固体火箭发动机关键部件之一,它的烧蚀及温度场计算对于固体火箭发动机的工作性能及结构设计有很大的影响.喷管在工作过程中承受着高温燃气的烧蚀和冲刷,所产生的热效应和由此带来的热耦合效应已经成为喷管强度和稳定性分析必须考虑的重要因素.文中首先对其进行动力学分析,然后基于ANSYS的流体及热分析单元,对固体火箭发动机轴对称矢量喷管进行温度分布及其热应力分析、热1结构耦合分析,流场1热1结构的耦合分析.     

小型固体火箭发动机脱模实时监控系统的研制

目前,国内在固体火箭发动机脱模工序中多采用简易脱模装置,由于药柱对芯模移动速度和速度的变化非常敏感,稍有不慎,极易发生燃爆事故.为了保障安全,研制了一套远程监控系统,已用于小型固体火箭发动机的脱模工序.其控制系统以PLC作为控制核心,应用监控组态软件实现了远程实时控制,从而确保了操作人员的安全.     

固体火箭发动机脱模机构的远程控制系统

介绍了基于PLC的远程控制系统在固体火箭发动机制造中的应用,系统以PLC及其特殊模块为核心,通过检测、数据分析、数据处理完成了系统的远程自动控制,改变了原有的生产方式,使人员远离危险区域,提高了系统的安全性和可靠性.     

固体火箭发动机推力向量控制系统动态性能分析

以某型号固体火箭发动机推力向量控制系统为研究对象,采用多体系统动力学计算方法,以作用在系统活动体上的轴向载荷为工作阻力,作动器指令位移为原动件的已知运动规律,接头内引入并联非线性弹簧阻尼器表征各构件间的接触,建立该型号推力向量控制系统动力学模型,进行多体动力学计算,得到接头内构件间的实时运动规律、接触力及力矩。理论计算与系统冷摆试验相结合,分析作动力矩与摆角、频率的关系,计算接触变形产生的力矩增量,分析接头压痕产生的主要原因,并提出改进措施。     

固体火箭发动机长期贮存下橡胶O形圈泄漏分析

使用ABAQUS有限元软件对贮存条件下固体火箭发动机(SRM)橡胶O形密封圈的力学状态和变形情况进行数值模拟分析。通过分析SRM密封结构的泄漏机制,在基于Roth密封理论建立的分子流泄漏模型中引入橡胶老化模型,建立长期贮存条件下橡胶O形圈的泄漏率模型,研究贮存时间、压缩率和法兰表面粗糙度对SRM长期贮存下橡胶O形圈泄漏率的影响。结果表明:SRM在贮存条件下橡胶O形圈的应力呈哑铃状对称分布,在橡胶圈和法兰的上下接触面附近、沟槽右侧壁易出现应力集中;SRM橡胶密封圈的泄漏率随贮存时间的增长而增大,初始泄漏率随时间推移增长较快,但最终趋于稳定;压缩率的增大有利于降低SRM密封结构的泄漏率;在相同的贮存时间内,法兰表面粗糙度越大,橡胶圈的泄漏率越大。     

某火箭发动机高速旋转试车台旋转架一体化设计与分析

介绍了一种火箭发动机高速自旋试车台旋转架的一体化设计和分析。旋转架的作用是将发动机固定并连同发动机高速旋转的装置,该装置可以适应大小、长短不同的某一系列发动机的实验。文中针对旋转架在高速旋转情况下的载荷,对旋转架进行了一体化设计,并利用有限元分析软件对该结构进行了力学分析和设计优化。