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为实现远距离发射非致命防暴弹,采用理论计算与实验相结合的方法,确定了小型火箭发动机的结构尺寸,对发动机推进剂和延时剂进行了试验,测试了发动机的性能参数。试验表明,小型发动机满足非致命火箭防暴弹战术指标要求。 相似文献
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固体火箭发动机水射流清理工艺的多目标优化 总被引:1,自引:0,他引:1
为兼顾固体火箭发动机水射流清理工艺的安全性、高效性、环保性,在水射流清理实验和废水收集实验的基础上,以清理作业中推进剂质量损失速率、废水产生速率为优化目标,以射流压力、靶距、喷嘴直径、单次清理时间为变量并加以约束条件,建立了固体火箭发动机水射流清理工艺的多目标优化方法。利用代理模型技术建立了推进剂质量损失速率的代理计算模型和废水产生速率的理论计算模型,使用非支配排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)求得了Pareto优化解集。该优化解集可为不同情况下的水射流清理工艺设计中推进剂质量损失速率和废水产生速率的匹配提供多种方案。用推进剂质量损失速率和废水产生速率的最佳匹配,由HTPB推进剂单位质量损失所造成的废水产生量仅为14.25 m L·g-1。 相似文献
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根据模块化思想,建立了液体姿控火箭发动机推进剂供应管路的AMESim模型,仿真计算了推进剂供应管路优化前后姿控发动机工作时的水击压力.仿真结果表明:在推进剂供应管路上增加的体积容腔能够有效降低管路中的水击压力.通过仿真水击数据和热试车数据对比表明,仿真模型较好地描述了管路水击过程,能对后续液体姿控火箭发动机管路结构优化设计提供借鉴意义. 相似文献
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概述许多种材料已经用来设计多级固体火箭的部件。起初,固体火箭都是一级系统,除固体推进剂外,其中做为主要部件的火箭发动机壳体和喷管都是用钢制造的。在近30年里,发动机壳体本身已经历了由钢、铝、钛、纤维缠绕金属到纤维缠绕复合材料的发展。本文回顾了不同火箭发动机壳体和喷管材料的发展以及这些材料是如何改变固体火箭发动机设计的。设计准则自固体火箭发动机发展开始,其基本功用从未变过。固体火箭发动机做为薄壁压力容器包容着隔热层和固体推进剂。用于壳体设计的材料类型要满足壳体所承受的载荷量、燃烧推进剂产生的内部压力、惯量和空气动力载荷的要求。早期,对于其它设计变量相等,重量与面 相似文献
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与通常的氢氧发动机相比,采用原子氢推进剂可以使比冲提高几百秒。通过介绍运载火箭采用原子氢推进剂的发展前景、原子氢推进剂火箭的起飞质量和干重,以及原子氢推进剂火箭设计的最佳方案,在比较宽的混合比范围、固氢颗粒中原子态含量范围、液氦载体含量范围估算火箭发动机性能,可以得到混合比为0时,作为单元推进剂的火箭起飞质量最低。原子氢推进剂以其优良的比冲性能给航天运载器带来质的飞跃,但对低温技术提出挑战。 相似文献
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为研究膏体推进剂火箭发动机点火工作特性,推导了膏体推进剂燃面变化模型和各阶段燃面方程,编制了发动机点火特性参数计算程序,计算了不同输运管道孔径以及膏体推进剂初始堆积量下瞬态燃烧室压力。设计了膏体推进剂火箭发动机热试车试验系统,成功进行了点火试验,分析了膏体推进剂火箭发动机点火工作过程中四个阶段的特性。结果表明:燃烧室平均压强的计算结果与试验数据吻合较好,计算误差小于5.7%,该计算程序适用于膏体推进剂火箭发动机点火特性参数计算;膏体推进剂初始堆积量增加一倍,初始压力峰值平均增加42.8%;输运管道孔径减小60%,初始燃烧时间平均减小66.5%,余药燃烧时间平均下降26.1%。发动机点火试验时,减小膏体推进剂初始堆积量,可降低燃烧室初始压力峰、增大稳定燃烧时间,另外减小输运管道孔径,可明显增大发动机稳定燃烧时间。 相似文献
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