国外固液混合火箭发动机的研究及应用

介绍了固液混合火箭发动机的结构特点和工作原理及其优缺点,总结了固液混合火箭发动机的一些关键技术的研究现状,包括燃烧机理和规律、结构优化设计、推进剂优化组合等.根据目前的研究现状,总结展望了该发动机的应用前景并具有一定的借鉴意义.     

固液混合火箭发动机简单反应流模拟

建立了基于阿累尼乌斯公式和粘性流体力学的混合发动机（HRM）简单反应流模型，并在该模型下对某实验发动机进行了模拟，得出了反应物和产物组分、燃速、温度等发动机参数的变化趋势，给出了一些有用的结论，论证了该反应流模型的准确性。     

国外固液混合火箭发动机研究进展

固液混合火箭发动机将固体燃料与液态氧化剂分开贮存,直到发动机实际点燃,燃料才与氧化剂接触,通过控制氧化剂流量就可以控制发动机的开关机.从固液混合发动机原理模型和实验研究两个角度,介绍了2008年以来国外有关固液混合发动机的研究进展及取得的成就,最后对其应用进行了简要总结.     

国外固液火箭发动机用推进剂

论述了目前国外固液火箭发动机常用推进剂的组成种类和常规性能以及燃料药柱的力学性能和制造工艺。介绍了推进剂在发动机中的燃烧性能、影响燃烧性能有关因素和在发动机方面的应用状况。研究者认为高能燃料与氧化剂的应用为高性能火箭发动机的设计提供了广阔的技术途径。     

燃气混合火箭发动机的燃烧特性

利用高能物质缩水甘油叠氮聚醚（ＧＡＰ）和贫氧高氯酸铵（ＡＰ）系复合推进剂作燃气混合火箭发动机的燃烧剂，用四氧化二氮（ＮＴＯ）、硝酸（ＨＮＯ３）和一氧化二氮（Ｎ２Ｏ）作氧化剂进行试验，取得燃气混合火箭发动机的燃烧特性。同时利用开关控制液体氧化剂的流量求出了对推力的控制效果。以ＮＴＯ，ＨＮＯ３和Ｎ２Ｏ作氧化剂时，燃烧效率可达９２％以上。利用开关控制流量不仅可以平滑控制推力，而且容易点火，从而得出主发动机也可作为推力控制装置的结论。     

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.     

端面燃料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器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。     

固体火箭冲压发动机在空空导弹上应用的优势

通过对采用固体火箭冲压发动机和固体火箭发动机的导弹在不同高度下的弹道性能计算和分析,得出采用固体火箭冲压发动机的导弹在射程、速度、机动性等方面都比采用固体火箭发动机的导弹具有很大的优越性,希望能够为我国今后发展固体火箭冲压发动机技术提供一些理论支撑。     

C/C复合材料在火箭发动机上的应用

C/C复合材料具有高强度、高刚度、低密度、耐高温、耐疲劳蠕变等综合性能, 在航空航天领域受到广泛重视, 介绍了C/C复合材料性能特点及其在火箭发动机上的应用情况.     

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。     

Study on Instable Combustion of Solid Rocket Motor with Finocyl Grain

The instable combustion or oscillation combustion which occurs in three high capacity solid rocket motors using high energy composite propellant with finocyl grain is studied. The reasons of the acoustic combustion instability are also discussed. Three engineering methods that can eliminate combustion instability are proposed and discussed. The study shows that the combustion instability mainly depends on the propellant grain shape and nozzle structure. Some measures to reduce the acoustic energy and mass generation rate of combustion gas can be adopted. The test results indicate that the modified rocket motors can significantly eliminate the instable combustion and improve the motor internal ballistic performance.     

利用嵌金属丝药柱调节固体火箭发动机推力的计算研究

提出一种组合应用嵌金属丝药柱和引入负热流的方法实现火箭发动机推力调节的技术方案,即通过在金属丝暴露在燃气部分加入负热流改变沿金属丝燃速来改变发动机工作压力,实现对推力的调节。可行性研究的初步计算结果表明,该方案能够在一定范围内实现对火箭发动机工作特性的调节,推力大小随负热流密度的增加而减小;从加入负热流密度到推力重新稳定有一段滞后时间,滞后时间随负热流密度的增加而上升。方案的优点是控制系统结构简单,控制箱不需工作在高温条件下。     

固体火箭发动机数控取样系统

为提高固体火箭发动机取样的生产效率和安全性,研制一套固体火箭发动机数控取样系统.以某发动机燃烧室为研究对象,基于外形尺寸检测的铣削进给补偿技术和基于多参数耦合的切断取样技术,获得外壁铣削、敏感材料切断的安全操作方法.结合自动控制技术,对现有的取样工艺流程进行优化改进,提出安全防护措施并进行实验验证.结果表明:该系统满足各项具体技术指标,能够实现固体火箭发动机数控安全取样.     

固体火箭发动机无损探伤方法

针对某型固体火箭发动机的具体结构,确定了发动机尤损探伤的方法。对发动机燃烧室装药的应力情况进行了有限元计算,确定了燃烧室工业CT无损探伤的关键截面,为固体火箭发动机无损探伤的应用提供了参考。     

国外某型号发动机反设计

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。     

固体火箭发动机在水下航行体上应用的理论分析

建立了固体火箭发动机在水下航行体上应用的数学模型，利用现有的中能推进剂，计算和评估了相关的性能参数，分析了水下应用的特点，并对固体火箭发动机在水下高速航行器中应用的可行性进行了探索，得到了相关的结论。     

固体火箭发动机试验数据分析

为揭示固体火箭发动机试验数据隐藏的规律,提出了在R统计语言环境下开展试验数据分析的新方法。该方法以数理统计理论为基础,首先对试验数据进行通用处理如变换、滤波等,然后再进行内弹道仿真、参数辨识等专业领域分析。为验证方法的有效性,设计开发了相应的数据处理系统。该系统采用模型化图形输入交互操作方式,文末以一发发动机试验实测数据进行分析,仿真其内弹道性能,验证了本方法的直观性、准确性和有效性。     

某型号发动机可燃点火器的设计

以某型号发动机为背景,设计了一种可燃点火器,由可燃发火管、可燃壳体、点火药、堵头等组成。经过模拟点火试验和发动机地面静止试验,证实该点火器能够满足发动机的技术指标要求。     

一种固体火箭发动机通用模拟燃烧的方法

为减轻计算工作量,提高装药设计水平,提出一种通用固体火箭发动机装药模拟算法.通过UG NX软件的二次开发工具BlockStyler,生成可视化常见药型几何模型,运用UG NX最新二次开发接口SNAP获得燃面上离散点的坐标和法向等数据;使用C++语言编写模拟燃烧程序,详细讨论燃烧推移时线段相交,尖角点的处理以及曲线的拟合等方法,得到肉厚与燃面面积变化的曲线;对比解析解,阐述误差存在原因,并对误差进行了分析和处理.研究结果表明:该研究得出一种燃烧模拟算法,对提高固体火箭发动机装药设计精度和效率有一定的参考价值.