无喷管火箭发动机低频振荡燃烧理论分析

从理论上分析了无喷管火箭发动机在压力下降时产生的处然激低频振荡燃烧。考虑相对推进剂压力变化的燃速响应函数与发动机质量守恒引起的时间滞后因素的耦合，利用L^*振荡理论明确了振荡产生的条件，利用该条件通过无喷管火箭发动机燃烧实验又可求出推进剂固有的响应函数，而且可以推定表面反应能等推进剂燃烧特征量。另外利用提出的分析方法还可以预测发动机内燃速偏离正常特征时，特征量会产生很大误差。     

火箭冲压发动机无喷管助推器分析

介绍了无喷管固体火箭发动机性能计算的基本架设、控制方程和装药燃速的处理,对影响无喷管助推器性能设计的火箭冲压发动机主要要求、影响进行了分析,围绕装药长度、冲压喷管尺寸、推力要求等设计约束条件对无喷管助推器设计的影响进行了分析与计算,给出定量计算结果和研究结论．同时,介绍了一种提高火箭;中压发动机无喷管助推器性能的新方法、新方案：冲压喷管共用结构方案．     

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。     

无喷管发动机性能优化分析

为优化无喷管固体火箭发动机的设计资源,文中围绕装药参数对无喷管固体火箭发动机性能的影响展开分析与计算。计算结果表明:装药能量、装药燃烧特性、装药结构参数对无喷管固体火箭发动机性能有不同的影响,无喷管发动机设计中采用高能装药、高燃速装药、优化装药结构、合适的装药燃速压强指数、两种燃速装药串联对于无喷管发动机性能的提高有利。     

无喷管火箭发动机的研发现状

介绍了无喷管火箭发动机工作原理和研究现状, 并详细介绍了日本防卫厅技术研究本部对无喷管火箭发动机的研究试验及其结果.     

二元无喷管固体火箭发动机冷流模拟试验

对高喷射雷诺数不渗透壁扩张截面的二元多孔壁管进行了无喷管固体火箭发动机的冷流模拟试验。试验数据与顺流无粘性一元流分析、准二元流无粘性分析和二元流无粘性分析三种流动模型的理论结果比较表明,二元流动对瞬时无喷管性能具有二阶效应,瞬时性能仅增加0.4％。     

固体火箭冲压发动机无喷管助推器性能分析

采用一维准定常方法,对整体式固体火箭冲压发动机的无喷管助推器内弹道进行了计算.计算结果表明,随着燃面的推移,燃烧室压强下降很快,而推力增大;助推器比冲偏低;对于高燃速固体推进剂,燃速沿通道降低,固体装药通道燃烧成先收缩再扩张的形状.     

无喷管火箭发动机研究

无喷管助推器作为整体式固体火箭冲压发动机助推级的一种重要方案,其优点是结构简单,省去喷管抛却系统及伺服机构,增加了固体火箭冲压发动机工作的可靠性。本文简要介绍无这火箭发动机,数值仿真的计算理论和试验研究方面的一些结果,并对此结果作了简要的分析说明。     

无喷管火箭发动机固体推进剂燃烧速率的超声波测量

沿缩尺寸无喷管发动机药柱通道的几个轴向位置的燃烧速率测量,是通过超声波传感器进行的,传感器可检测推进剂的瞬时肉厚。为此,采用了两种试验装置:装有带金属的复合推进剂的轴对称无喷管发动机和装有不带金属的复合推进剂的二维侧窗无喷管装置。超声波传感器给出发动机增压期间对药柱变形的评估。在这两种装置中,在头端区域内的无横流燃烧速率的测量结果与标准药条一致,在尾部区域存在高侵蚀燃烧速率。在数据表中列举了侵蚀燃烧数据。其中主要试验变量包括:通道半径或宽度,无横流燃烧速率和平均流速。这些试验结果表明,通常见到的临界密流趋势,无横流燃烧速率敏感性和尺寸依赖关系在无喷管发动机中也得到了验证。     

无喷管火箭发动机及其研究现状

本文综述了无喷管固体火箭发动机研究现状结合现有的研究成果，分析了它的工作特点，优势和不足之处．并讨论其应用前景．为研究和设计提供了参考。     

整体式固体火箭冲压发动机在中远程空空导弹上的应用

介绍了国外中远程空空导弹及其动力装置的概况与发展趋势,对于整体式固体火箭冲压发动机的技术特点和其在空空导弹上应用需解决的主要技术问题进行了分析,并对空空导弹用整体式固体火箭冲压发动机今后的发展提出了自己的看法。     

高度补偿喷管发动机在运载火箭上的应用

塞式喷管发动机具有高度补偿特性,拥有比传统的钟型喷管高的性能,因此从结构形式、性能以及结构尺寸等方面讨论塞式喷管发动机应用在多级运载火箭上的可行性,并对运载能力进行了的分析.结果表明,在现有火箭直径和长度的限制下,使用塞式喷管发动机可以大幅提高多级运载火箭的运载能力.     

新型防热抗烧蚀材料在火箭喷管上的应用

研制出了高碳化率的新型烧蚀树脂Ｓ－１５７酚醛和Ｓ－１５８有机硅改性酚醛，其玻璃纤维复合材料应用于高工作压力固体火箭发动机烧蚀冲刷喷管，满足了使用要求。     

喷管声导纳的理论计算和实验研究

应用有限单元法研究固体火箭发动机不稳定燃烧中的喷管阻尼，并用波衰减对比法进行了试验研究，喷管声导纳的数值计算结果与实验测得的结果非常吻合。     

超音速燃烧冲压发动机喷管流场的数值解

本文用非分裂、显式、MacCormack非稳定/有限差分法解运动方程组.稳流传输以稳流动能模型表示.同时按冻结平衡或简单的全程有限速率模型处理化学问题.还介绍了一种典型的超音速燃烧冲压发动机的计算值,展示了在不同的喷管中其非均匀进口流剖面对喷管流场和性能的影响情况.     

无喷管助推器侵蚀燃烧模型对比研究

侵蚀燃烧对无喷管助推器的性能有着至关重要的影响。为了在无喷管助推器设计中准确预测其性能,在分析侵蚀燃烧机理的基础上,利用一维非定常变截面内弹道计算程序,采用几种典型的侵蚀燃烧模型对单燃速锥柱形装药和双燃速串装锥柱形装药发动机的特性进行分析。研究表明,文中推进剂在单燃速锥形装药发动机中表现出较弱的负侵蚀效应,采用无负侵蚀效应的侵蚀燃烧模型的预示结果好于带有负侵蚀效应的侵蚀模型,其中Lenoir-Robillard模型的预示精度最高。而双燃速串装发动机中由于燃气流速较小的范围更大,负侵蚀效应影响较大,只有使用具有负侵蚀效应的Greatrix模型才能得到较为准确的预示结果。     

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。     

固体火箭发动机喷管及出口处流场特性的数值分析

采用STAR-CD计算流体软件对某俄式发动机的喷管内流场及喷管出口处流场进行了三维的数值仿真与研究。分析了喷管内流场及喷管出口处流场的流动情况和设置不同出口边界位置对喷管中流场分离点及斜激波反射点的位置的影响,得到了清晰的流场压力与马赫数的分布云图与曲线图。仿真结果与地面热试车试验测得的结果相吻合。可为固体火箭发动机喷管的设计与研究提供有效参考。     

端面燃烧混合火箭发动机的基础研究--燃烧稳定性

探讨了火箭发动机技术的发展与利用固液混合火箭发动机取代固体火箭发动机的必要性与可能性.介绍了端面燃烧固液混合火箭发动机的结构特点、燃烧性能以及燃烧实验方法和结果分析等.