光纤制导导弹的多脉冲固体火箭发动机

光纤制导导弹以低速低空飞行为特征。一般飞行时间为2min或更长。因而给设计低成本的主级推进装置带来一些困难。推进这些导弹的节省能量的方法就是使用助推—滑翔交替的多脉冲火箭发动机。由于助推时间仅占总飞行时间的一个很小的百分数,所以推进装置的信号特征低,特别是使用无烟双基推进剂时。对于射程大于15km的导弹,将需要4个助推阶段,每段燃烧时间约为2s。可以把火箭发动机设计成由4个单个的推进剂药柱、点火器和隔网组成的整体药柱。这种单块式的设计共进行了8次静态试验,其中包括一次安全试验。有4次试验是4脉冲全程序,每次脉冲时间间隔为30s,均已成功。这种紧凑的整体式设计提供了多种用途,而不仅仅只限于光纤制导导弹。     

双脉冲固体火箭发动机概况

在远程、超远程防空导弹上采用能多次点火的多脉冲固体火箭发动机是未来导弹动力装置发展的趋势.介绍了双脉冲发动机的原理、优缺点和国外研究现状,并对其关键技术进行探讨.     

空空导弹多脉冲固体火箭发动机能量分配优化研究

针对多脉冲固体火箭发动机在空空导弹上的应用,以扩大空空导弹的不可逃逸攻击距离作为主要优化目标,同时考虑导弹的最远射程和末端速度,借用遗传优化算法,对双脉冲和三脉冲发动机的综合性能参数进行了优化,得到了导弹综合性能最优的发动机能量分配方案,为空空导弹多脉冲发动机的设计提供了理论依据。     

固体火箭发动机优化设计述评

本文简要评述了国内外固体火箭发动机优化设计的几个问题。一是程序宏观结构问题,介绍了美国Hercules公司的优化程序结构;二是一些具有共性的技术问题,本文较全面地总结了这些问题并谈了对解决这些问题的见解。     

多脉冲发动机研究

为提高导弹的飞行性能,提出了相对飞行航迹适当进行推力控制的多脉冲固体火箭发动机方案。介绍了多脉冲发动机的原理、结构和日本防卫省技术研究本部正在进行的隔膜型脉冲发动机研究试验概况。     

一种脉冲固体火箭发动机内流场数值分析

为了研究隔离装置对脉冲固体火箭发动机的影响,文中建立了数值计算模型,针对三种隔离装置方案,进行了二、三脉冲工作状态下的三维内流场数值仿真,给出了流场物理参数分布并与试验结果验证。计算分析了隔离装置的开孔结构型式对燃烧室和隔离装置绝热层烧蚀的影响,提出了应采取的措施,计算结果可为脉冲固体火箭发动机隔离装置优化设计提供参考。     

遗传算法在某固体火箭发动机中的应用

在工程应用中,为提高固体火箭发动机优化设计效率和质量,以某小型发动机重量比冲为目标函数,利用遗传算法对其总体参数进行了优化设计。算法中新增添了一项倒位操作,并结合了罚函数法来处理不等式约束条件。计算结果表明,在给定空间里,采用遗传算法能快速得到设计变量的最优解,使发动机重量比冲和性能得到提高,为发动机设计师们提供了一个有效的优化设计手段。     

微型固体火箭脉冲发动机两相流数值模拟

应用欧拉-拉格朗日模型对某弹用微型固体火箭脉冲发动机进行两相流模拟,建立了三维空间的物理模型和数学模型,研究了纯气相和1~50μm不同直径颗粒对脉冲发动机性能参数的影响。数值模拟结果表明,气相的惯性作用使发动机内流场呈现不均匀分布,不同直径的颗粒在内流场中的分布情况不一样。在同一质量分数下,颗粒直径越大,对气相的传热和阻碍作用就越小,颗粒直径越小,粒子的随流性越好,与气相能量和动量的交换越显著。     

多分支管脉冲爆震火箭发动机的实验研究

为了探索新的脉冲爆震火箭发动机(PDRE)构型,以单管构型为基准,实验研究了爆震波从单管向双分支管、三分支管和四分支管传播的情况.结果表明分支管内也可形成爆震波,但是随着分支管数目的增加,爆震波衰减越明显.新的PDRE构型也会影响发动机的推力性能,其中双分支管PDRE和三分支管PDRE的推力性能得到了改善,分别比单管PDRE提高了73.28%和18.38%,四分支管PDRE的推力则由于爆震波过度衰减而降低了4.89%.     

内孔隔板脉冲固体火箭发动机隔板传热分析

采用一维烧蚀模型和二维Ansys简化模型分别对内孔隔板脉冲固体火箭发动机的隔板热载荷进行了传热分析.结果表明,两种模型下隔板内侧温度随时间的变化规律基本一致,即在初期温度变化很小,基本稳定;经过一段时间,温度开始快速爬升;隔板越厚,温度爬升的时间点越靠后,温度爬升的速率越小.不同点在于,同样厚度的隔板,一维烧蚀模型温度爬升的速率比二维Ansys模型要大,即在同样的设计条件下,采用前者的隔板安全厚度要大于后者,可为工程应用提供一定参考.     

固体火箭发动机Ⅱ脉冲点火过程流固耦合分析

针对双脉冲固体火箭发动机点火过程,采用流固耦合方法研究了Ⅱ脉冲发动机点火时的流场和装药结构的力学响应,分析了点火燃气、装药及隔层之间的相互流固耦合作用。结果表明:Ⅱ脉冲发动机点火后,燃气使发动机内压强增大,隔层与药柱轴向通道形成先收敛后扩张的形状,对燃气流动和压强分布产生一定影响; Ⅱ脉冲药柱在0.36 ms被局部点燃,在0.93 ms时被全部点燃; Ⅱ脉冲药柱内表面变形先增大后减小,在中间位置和尾端位置呈现一定波动性; 在Ⅱ脉冲发动机增压阶段,隔层尾部受力继续增大直至破坏开裂。     

固体火箭冲压发动机控制方案研究

冲压发动机控制系统一般通过设置必要的限制函数来防止发动机出现不稳定工作状态,在尽可能大的范围内进行推力调节,从而使飞行器的性能较优.文中在分析固体火箭冲压发动机控制难点的基础上,对发动机转级之后的工作过程提出了4种控制方案,并进行了对比分析.文中研究内容可以为固体火箭冲压发动机控制方案的选择提供一定参考.     

固体火箭发动机交互式初步设计的微机应用

目前固体火箭发动机的设计程序多种多样，对发动机的分析与设计侧重各不相同。本文叙述的分析方法并非要代替现有的设计程序，而是让设计师在设计的初级阶段，在微机上就可完成有意义的工作．在承包商极少参与的研究阶段，本文所介绍的方法能够对固体火箭发动机的结构尺寸和灵敏度进行预估与分析。在交互式图形显示的环境中，本文描述的模型可提供发动机的重量、尺寸和布局等数据．     

双脉冲火箭发动机燃烧试验

为获得最佳高性能火箭发动机,对两级脉冲(双脉冲)火箭发动机作了评定性试验。在这个评定试验中便用的双脉冲发动机由两个燃烧室、两个点火器和一个收敛-扩张型喷管组成。两个燃烧室由一个带多个排气喷口的保护盖(称为喷气盖)分开,彼此独立。尾部为助推级燃烧室,前面为主燃烧定。喷气盖用于保护主燃烧室内的推进剂,使其免受助推药柱燃烧时产生的高压和高温的影响。喷射杆嵌入在喷气盖上的喷孔内,当主燃烧室内推进剂燃烧产生一定压力时,它可以很容易地被喷射出去,点火试验结果表明喷气盖工作非常有效,象预想的那样产生了两级脉冲推力。     

小型固体火箭发动机点火药盒模具的设计

本文介绍用硝化棉片制造的点火药盒外壳，所使用模具的设计方法，以及模具尺寸的计算机和模具的构造。并列举了具体的例子。     

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。     

固体火箭发动机设计的新方案

研究了在固体火箭发动机中加入水作为工作介质以提高水面发射的商用运载火箭性能。提出了两种方案：１）火箭发射前，发动机内部闲置空间内注入水，在发射过程中将水排出；２）在发动机工作过程中供水。提供了用固体燃料样品及发动机的模型装置进行试验的结果，证明了所提出方法的可行性，使预测固体火箭发动机性能的计算方法得到优化。固体燃料与水配合使用的可靠性也得到了证实。进一步提出了在燃烧室应用水和粉末添加剂的发动机工作的数学模型。     

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。