固体火箭发动机喷管用烧蚀隔热材料研究进展

介绍了固体火箭发动机喷管用烧蚀隔热材料的研究进展，喷管受热分析，指出了先进复合材料的发展趋势，提出碳／酚醛复合材料在制造低成本的发动机喷管中仍有重大使用价值。     

发动机喷管隔热涂层的设计和模拟计算

喷管是各种喷气或反作用发动机的重要部件,发动机通过高温和高压燃气由喷管向后喷出而获得向前的推力,燃气以对流和辐射的方式向喷管壁面放热,导致喷管温度急剧上升,为此采取等离子喷涂陶瓷涂层隔热防护, 实际连续测量喷管壁温几乎是不可能的,因此通过模拟计算预示喷管工作过程中的壁温分布是非常重要的.本文根据高温发动机喷管的受热特点,对喷管内壁设计了6种热喷涂涂层,利用Marc软件及Mentat 前后处理程序,建立了轴对称喷管的物理模型,仿真计算了在不同涂层下喷管受固定温度热载时的温度场,分析了受热最严重的喉截面瞬态受热温度分布,为合理选择喷管基材及涂层材料、优化涂层提供科学的依据.     

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。     

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。     

钨渗铜材料喷管在长时间续航下的沉积特性

研究了续航发动机钨渗铜材料喷管内的沉积特性和沉积规律,以及发动机尺寸与沉积的关系,得出该类发动机喷管喉径由于沉积引起的变化规律。理论分析与试验结果吻合较好,研究结果对该类发动机设计有重要借鉴意义。     

喷管内衬烧蚀研究的进展

分析固体火箭发动机喷管内衬烧蚀研究的现状和还需进一步解决的问题。对国内外喷管内衬的烧蚀模型进行评述。概要地介绍以气动热化学烧蚀为基础的碳基或硅基材料的几种烧蚀模型。     

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.     

固体火箭发动机单向可调喷管转换控制研究

通过固体火箭发动机单向可调喷管转换控制理论和试验研究,针对可调喷管不同转换控制点的选取,完成了转换调节控制设计、计算、仿真分析及试验验证,对单向可调喷管转换调节不同控制方式的优缺点进行了分析,为单向可调喷管在固体火箭发动机上的应用提供了支撑。     

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。     

固体火箭发动机喷管分离流动及其数值模拟

大面积比喷管在火箭发动机工作过程中可能产生流动分离的问题,为研究喷管流动分离对喷管性能的影响,利用计算流体力学软件CFX对某固体火箭发动机大面积比喷管内燃气分离流动进行数值模拟。计算出啧管在几种不同入口总压情况下的流场参数分布,显示分离流动会改变燃气内流场流动参数分布,进而会对喷管推力稳定性和热防护性产生不利影响。该研究能为进一步研究大面积比喷管设计提供参考。     

喷嘴型面对膏体火箭内弹道的影响

为研究燃面变化对膏体火箭发动机内弹道调节精度的影响,根据膏体火箭发动机的工作原理,分别推导了直圆管喷嘴和锥形扩张喷嘴型面下的膏体推进剂燃面方程,建立了膏体火箭发动机零维内弹道模型,分析了喷嘴型面对发动机内弹道性能的影响,并进行了直圆管喷嘴发动机试验.结果表明,直圆管喷嘴下计算的点火时间比试验结果短,但平衡时间及平衡压强与试验结果基本吻合,喷嘴型面变化对发动机平衡时间影响很大.     

喉栓式固体火箭发动机喷管性能影响研究

对喉栓式固体火箭发动机内流场进行了稳态数值模拟,分析了喉栓头部型面、喉栓尺寸、喉栓位置对发动机性能的影响规律,结果表明发动机效率受喉栓头部型面、尺寸、位置等因素影响显著,所提供的结论可为喉栓式变推力固体火箭发动机的设计、试验及应用提供参考依据.     

斜切喷管火箭发动机燃气射流流场特性研究

为了研究斜切喷管发动机的燃气射流流场特性,采用有限体积法数值求解非定常可压缩N-S方程,对不同喷管角度、不同海拔高度以及不同燃气温度条件下的发动机斜切喷管燃气射流流场特性进行数值模拟研究。结果表明:由于斜切喷管不对称外伸壁面的存在,导致喷管燃气射流流场不再对称; 喷管壁面不对称程度越大,则喷管燃气射流偏转与扩张角度越大; 随着海拔高度的增加,燃气流场核心区域与燃气射流的影响范围、以及射流偏转角度不断增大,但射流核心区域的波节数将不断减小; 此外,燃气温度变化,对喷管流场压强分布影响较小,但对流场速度值影响较大; 燃气温度越高,则喷管出口排气速度越大,致使喷管射流流场的燃气动能越大。     

底排-火箭复合增程弹火箭助推发动机喷管设计研究

针对底排-火箭复合增程榴弹，进行了助推火箭发动机喷管设计。依据喷管的工作条件进行了喷管型面设计、喷管热防护设计，分析了喷喉比对推力的影响。结果表明在喷喉尺寸固定且在喷口强度允许的条件下．喷口直径越大越有利于提高火箭发动机的推力。经射击试验证明文中所述对增程弹火箭助推发动机喷管设计具有一定的指导意义。     

固体发动机发射过程噪声测试分析

利用声级计和高速数据采集系统，测量了发射过程中户外和室内的噪声．对测得的信号进行了幅值谱和1／3倍频程分析。结果表明，发射过程的噪声频率分布在一个较窄的频带内．户外和室内噪声的能量分布有所不同，户外中心频率为160Hz和400Hz噪声的声压级最大．室内中心频率为50Hz和150Hz噪声的声压级最大。     

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。     

固体火箭发动机延伸喷管折转片接触分析

研究固体火箭发动机延伸喷管的动力学性能可为改进固体火箭发动机设计水平提供理论依据.仿真是多快好省实现延伸喷管动力学研究的有效方法.利用机械系统动力学仿真分析软件ADAMS进行延伸喷管展开动力学仿真,计算出延伸喷管展开过程中折转片支耳处的受力情况,利用其结果将动力接触计算问题简化为静力接触计算问题,并利用MARC计算了折转片展开到位时的强度和刚度,为延伸喷管展开机构的改进提供了重要的理论依据.