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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. 相似文献
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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。 相似文献
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过载对固体火箭发动机影响的研究 总被引:3,自引:0,他引:3
通过发动机的地面旋转过载试验,获得了在旋转过载条件下固体火箭发动机的性能曲线及绝热层的烧蚀率,经与地面静止点火试验数据对比分析后认为:降低推进剂的铝粉含量,可以减轻粒子流对绝热层的烧蚀、冲刷作用;同时优化喷管型面,可以减少粒子沉积,减轻粒子流对喷管的烧蚀冲刷作用。 相似文献
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航天飞机固体火箭发动机的模态判定和试验-分析相关 总被引:1,自引:0,他引:1
《导弹与航天运载技术》1989,(10)
能否用有限元模型精确地描述推进剂特性是工程师们研究航天飞机固体火箭发动机动力响应所关心的问题。通过试件试验确定的推进剂特性的不精确性使人们决定对航天飞机固体火箭发动机的独立段进行模态判定和模型相关。用多路输入法激励和确定惰性段及活性推进剂段的壳体/推进剂振型。这些试验在确定高阻尼的挠曲振型时非常成功,出现数对频率间隔小于2%的这种振型。应用这种先进的相关技术使人们能够在完成实验后两个星期内修正有限元模型使之和试验结果相一致,并且对精确地验证推进剂材料特性增加了置信度。 相似文献
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本文发展一个可以计算固体火箭发动机瞬态线性粘弹性响应的方法。该方法是根据固体火箭发动机部件线弹性有限元模型组成子结构运动方程。通过以下的方法完成有效的计算:1)按谐波坐标设立运动方程;2)应用界面约束模态作为固体装药子结构相对位移场的近似振型函数。假设经典的麦克韦尔松弛模型可以描述固体装药的粘弹性特性。最后的线性积分-微分运动方程的解法是修正的 New-mark β积分法。通过两个实例证明本方法的适用范围。第一个实例是三自由度粘弹性系统的数值解,它与闭型拉普拉斯变换解非常一致。第二个实例是典型固体火箭发动机有限元模型傅立叶变换瞬态响应解。它与 MSC/NASTRAN 直接频响解十分一致。 相似文献
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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。 相似文献
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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。 相似文献
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大过载下固体火箭燃烧与流动状态的剧烈变化会导致内弹道出现异常,严重时可能会引起发动机点火失败。为研究横向过载时点火内弹道特性,建立囊括流场惯性过载效应、过载燃烧效应和侵蚀燃烧效应的点火模型。对不同横向过载下燃烧室压力和侵蚀与过载效应燃速增速占比进行计算,并给出了推进剂火焰传播速度与升压速率的关系。结果表明:正向过载下压力峰值增加,负向过载下压力峰值降低;正向过载下,推进剂前段主要由过载效应影响,后段主要由侵蚀效应影响;正向过载加剧下游侵蚀效应,而负向过载对推进剂的燃烧起削弱作用,但程度较弱、持续时间较短;火焰传播速度峰值时刻、推进剂表面首次全部点燃时刻和升压速率峰值点时刻几乎一致,工程上可以用实验中获得的升压速率分析推进剂表面燃烧状况。 相似文献
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为研究星型装药的固体火箭发动机的热安全性问题,针对装填高氯酸铵/端羟基聚丁二烯(AP/HTPB)推进剂的火箭发动机开展烤燃数值研究。采用两步总包反应描述AP/HTPB的烤燃过程,建立三维烤燃模型对快速、中速和慢速加热速率下火箭发动机的烤燃行为进行数值预测。结果表明:升温速率对着火温度和着火延迟期有一定影响,对着火区域的中心位置、形状和大小有较大影响:在升温速率0.55~1.45 K/s快速烤燃工况下,着火位置紧邻推进剂右侧端面;在升温速率0.005~0.011 K/s中速烤燃工况下,着火区域均呈不连续点状圆环分布,着火点位于翼槽中线上;在升温速率2.4~3.3 K/h慢速烤燃工况下,着火点以翼槽中线呈对称两点分布;随着升温速率升高,着火位置向推进剂右侧端面移动;着火温度Ti与升温速率k呈二次函数关系,即Ti= 516.659 36- 1.267 8k+7.479 4k2. 相似文献
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装药模数较高的情况下,管型装药发动机圆管中段在固化降温后点火时,由于应变集中而容易导致发动机爆炸。为了保证较高的装填模数,对发动机药柱局部环向开槽,以缓解应变集中,从而保证发动机的结构完整性。借助有限元方法,对环向开槽的重要结构参数进行研究,探讨了开槽宽度、开槽深度、开槽角度等参数对结构完整性的影响,提出环向开槽发动机装药结构完整性设计的主要依据。 相似文献
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装药缺陷是影响固体火箭发动机安全工作的重要因素.为确保安全发射,需对装药缺陷所造成的发动机性能偏差进行分析,从而对发动机的工作性能作出评估.鉴于装药缺陷行为的复杂性,目前尚未建立起完善的评估体系.基于固体火箭发动机装药缺陷行为,综述裂纹和脱粘扩展的理论与试验研究方法,包括起裂准则研究、影响扩展的因素研究及推进剂材料断裂... 相似文献
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