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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
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空空导弹燃气舵气动设计技术综述 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了空空导弹固体火箭发动机燃气舵气动设计过程中的有关技术问题,包括总体指标,限制条件,气动设计目标。详细分析了喷流流场的各种特性:不均匀性、瞬间性、扰动波系、高温和粒子流等。论述了燃气舵面外形设计中的有关问题:平面形状、剖面形状、舵轴确定、舵体安放、护板设计及舵面烧蚀等。 相似文献
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该文根据充分的试验数据,从材料的耐烧蚀性能和舵的几何尺寸及形状等方面,讨论了固体火箭燃气舵的结构设计要求和结构形式对烧蚀率的显著影响。 相似文献
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刘志珩 《导弹与航天运载技术》1994,(3):12-17
本文介绍了悬筒式燃气舵测力天平的设计原理、部件设计、组装和校准的一般考虑以及初步试验和数据分析。该天平的优点是结构紧凑,测量精度高,操作方便,以及制造成本低廉。 相似文献
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对空射运载火箭的气动外形进行了优化设计,建立了优化模型,采用工程估算方法分析了空射运载火箭的气动特性,评价了估算方法的计算精度,并给出算例分析,最后使用iSIGHT软件进行集成,实现了空射运载火箭的气动外形优化设计. 相似文献
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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
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为研究某型高能固体发动机的热安全性,建立了发动机在火烧环境下的有限元计算模型,数值模拟了发动机及装药在不同烤燃工况下的温度分布和爆炸延迟期。研究表明,大型发动机烤燃特性与小型发动机呈现相同规律,热扩散速率在快速烤燃工况下较大,温度梯度在慢速烤燃工况下较大,烤燃速率对推进剂起始反应位置有一定影响。发动机尺寸和快烤环境温度对其热安全性影响较大,发动机尺寸减小和温度升高均导致推进剂点火延迟时间明显降低。 相似文献
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应用于固体火箭发动机喷管出口羽流温度测量的光学辐射高温计 总被引:1,自引:0,他引:1
利用辐射光谱测量温度的原理,设计并制造了一种新型的非接触式光学辐射高温计.详细介绍该温度计的基本原理和标定方法,并将该温度计应用于火箭发动机喷管出口羽流的温度测量中,初步的实验结果和数值模拟结果相一致. 相似文献
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针对整体式固体火箭冲压发动机转级试验需求,设计了一套点火控制系统,用以模拟弹载控制系统功能。根据固冲发动机转级技术特点,明确了系统的功能和设计要求,对系统的工作原理、硬件结构和软件设计等内容做了详细描述。该系统充分考虑了不同转级方式和异常应急等情况,具备地面转级试验能力,为产品转级性能评定和可靠性验证提供了有效的试验平台。 相似文献
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喷射成型高强度铝合金在固体火箭发动机上的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
将喷射成型高性能铝合金,用于固体火箭发动机的结构材料.计算与试验结果表明,喷射成型铝合金的室温比强度高于传统铝合金、钢,在试验所选定的部件上替代传统材料,用于固体火箭发动机的构件,通过了各种性能检测,减重55%~69%,表明喷射成型高性能铝合金在固体火箭发动机上应用前景广阔. 相似文献
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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