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火炬式电点火器试验获成功
1
《太空探索》 2014年第5期5-5,共1页
近日，中国航天科技集团公司六院北京11所成功进行了国内首次气氧气甲烷动力系统火炬式电点火器多次点火试验，点火启动次数达到26次，相关性能参数满足设计要求。
关键词 电点火器 点火试验 火炬 中国航天科技集团公司 动力系统 点火启动 性能参数
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基于成败试验的导弹贮存可靠性Bayes分析模型 被引量：7
2
作者 刘飞 窦毅芳 张为华 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第1期102-107,共6页
针对传统导弹贮存可靠性分析方法的缺点,提出了一种Bayes分析模型.这种模型以狄氏分布为先验分布,综合利用了历史信息和专家信息,结合导弹检测时间段的成败试验数据,给出了各检测时间段可靠性的联合后验分布,然后利用Gibbs抽样算法进行... 针对传统导弹贮存可靠性分析方法的缺点,提出了一种Bayes分析模型.这种模型以狄氏分布为先验分布,综合利用了历史信息和专家信息,结合导弹检测时间段的成败试验数据,给出了各检测时间段可靠性的联合后验分布,然后利用Gibbs抽样算法进行后验推断,得到了各阶段可靠性的Bayes估计和区间估计.此外,基于当前试验数据,利用这种模型以预测未来导弹贮存可靠性.算例表明这种Bayes模型参数含义清楚,利于工程应用. 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 导弹 贮存可靠性 狄氏分布 BAYES估计 Gibbs抽样算法
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大力神Ⅲ点火过压衰减
3
作者 Elvis D.Simon 王亚文 《国外导弹与航天运载器》 1990年第3期33-38,共6页
本文介绍了当过压从过压源向上扩展时计算和对比点火过压衰减的新方法。以前对大力神Ⅲ每次飞行和模型点火所确定的衰减关系曲线都不相同。检验过压数据的新方法基于三点。第一,对于相同发射架上的同类运载器,由于发动机或障碍物有差别... 本文介绍了当过压从过压源向上扩展时计算和对比点火过压衰减的新方法。以前对大力神Ⅲ每次飞行和模型点火所确定的衰减关系曲线都不相同。检验过压数据的新方法基于三点。第一,对于相同发射架上的同类运载器,由于发动机或障碍物有差别可能使每次试验产生的过压数据大小有所不同,但衰减系数应该相同。第二,运载器、排气羽流和发射架产生的障碍必须考虑。第三,过压从过压源绕障碍物(特别是发射架)扩展到自由场需要有一个过渡距离使过压变成一种自由膨胀波。本文介绍的大力神Ⅲ飞行数据和7.5%模型数据证实了新的衰减模型。 展开更多
关键词 运载火箭 点火 排气 衰减
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凹腔对固体超燃冲压发动机燃烧性能影响研究 被引量：4
4
作者 杨鹏年 夏智勋 +5 位作者 陈斌斌 马立坤 冯运超 段一凡 李潮隆 赵李北 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第4期101-113,共13页
为提高固体超燃冲压发动机燃烧性能,获得凹腔对固体超燃冲压发动机燃烧性能影响规律,开展了地面直连试验和数值模拟研究。利用数值模拟分析了凹腔位置和数量对燃烧室流动与富燃燃气掺混燃烧作用效果。研究表明:(1)马赫数沿燃烧室流向均... 为提高固体超燃冲压发动机燃烧性能,获得凹腔对固体超燃冲压发动机燃烧性能影响规律,开展了地面直连试验和数值模拟研究。利用数值模拟分析了凹腔位置和数量对燃烧室流动与富燃燃气掺混燃烧作用效果。研究表明:(1)马赫数沿燃烧室流向均呈现下降-波动-上升的变化特点,相比于无/单凹腔构型中的近壁面燃烧,双凹腔构型实现流道中心燃烧。(2)富燃燃气中可燃气体与凝相颗粒因穿透深度不同导致两者分区燃烧,气相燃烧速度和燃烧效率均远高于凝相颗粒,不同质量的颗粒运动轨迹存在差异,但该差异随颗粒燃烧而逐渐减小。(3)凹腔通过产生低速区促进富燃燃气掺混燃烧,促进效果取决于凹腔与燃气喷口间的距离。(4)凹腔对固体超燃冲压发动机燃烧性能具有明显影响,发动机无凹腔时燃烧效率仅0.48,总压损失达0.67,采用双凹腔时燃烧效率达0.98,总压损失为0.58。综上所述,采用双凹腔构型的燃烧室更有利于提高固体超燃冲压发动机燃烧性能。 展开更多
关键词 固体超燃冲压发动机 凹腔 燃烧性能 直连试验 颗粒燃烧 数值模拟
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火箭燃气射流温度分布的实验研究 被引量：7
5
作者 徐强 李军 曹从咏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第2期109-111,共3页
为了优化火箭发射承载设备的设计,使其避免燃气射流的热损坏。采用细丝热电偶测温的方法,实验研究了某型火箭固体发动机燃气射流的总温分布。结果表明,温度-时间历程曲线中存在若干相对稳定状态,对应于发动机的工作过程的不同阶段,得到... 为了优化火箭发射承载设备的设计,使其避免燃气射流的热损坏。采用细丝热电偶测温的方法,实验研究了某型火箭固体发动机燃气射流的总温分布。结果表明,温度-时间历程曲线中存在若干相对稳定状态,对应于发动机的工作过程的不同阶段,得到了可能发生热损坏的温度分布区域。实验得到的温度分布与理论结构基本相符,与数值模拟存在一定差异。文中简要分析了细丝热电偶的测量误差。 展开更多
关键词 火箭排气 喷管气流 温度测量 热电偶 温度分布
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双钟型喷管高度补偿特性的数值分析 被引量：4
6
作者 马宏瑞 张扬军 +1 位作者 郑孟伟 马继华 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第6期505-508,共4页
针对双钟型喷管流场中存在的激波、激波与附面层相互作用、大尺度分离流动等复杂的物理现象,应用RNGk ε湍流模型封闭二维粘性可压缩N S方程组,采用二阶迎风格式及隐式Gauss Seidel迭代方法进行耦合求解,对双钟型喷管流场进行数值模拟... 针对双钟型喷管流场中存在的激波、激波与附面层相互作用、大尺度分离流动等复杂的物理现象,应用RNGk ε湍流模型封闭二维粘性可压缩N S方程组,采用二阶迎风格式及隐式Gauss Seidel迭代方法进行耦合求解,对双钟型喷管流场进行数值模拟研究。结果表明,双钟型喷管在低空出现壁面可控流动分离,避免了过膨胀现象,性能优于大面积比钟型喷管;在高空下为完全附着流动,性能优于小面积比钟型喷管,实现了高度补偿特性。 展开更多
关键词 双钟型喷管 数值分析 高度特性 流动分布 数值分析
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微博互动
7
《兵器知识》 2014年第11期81-81,共1页
@sun_r1se：固体火箭发动机是什么？指的是燃料为固体还是其它方面？答：固体火箭发动机（solid propellant rocket engine）全称“固体推进剂火箭发动机”。使用固体推进剂的化学火箭发动机。一般由燃烧室、药柱、喷管和点火装置组成... @sun_r1se：固体火箭发动机是什么？指的是燃料为固体还是其它方面？答：固体火箭发动机（solid propellant rocket engine）全称“固体推进剂火箭发动机”。使用固体推进剂的化学火箭发动机。一般由燃烧室、药柱、喷管和点火装置组成。燃烧室通常是导弹结构的一部分。药柱由点火装置点燃，在燃烧室中燃烧，化学能转换为热能，生成高温（2500～3550K）高压（10^6～2×10^7帕）燃气，流经喷管膨胀加速，热能变为动能，以高速从喷管排出产生反作用力。 展开更多
关键词 固体推进剂火箭发动机 固体火箭发动机 化学能转换 ROCKET 点火装置 燃烧室 装置组成 导弹结构
原文传递
基于面绘制的固体火箭发动机装药缺陷预整形方法
8
作者 李朋 卢洪义 +2 位作者 朱敏 于光辉 徐明 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第5期739-745,共7页
研究了固体火箭发动机ICT扫描体数据面绘制的移动立方体算法,得到了由大量三角面片组成的固体火箭发动机三维网格模型。根据固体火箭发动机三维网格模型的特点,研究了切割工具仿真、碰撞检测、路径定义、网格重建和切割分离过程等方法,... 研究了固体火箭发动机ICT扫描体数据面绘制的移动立方体算法,得到了由大量三角面片组成的固体火箭发动机三维网格模型。根据固体火箭发动机三维网格模型的特点,研究了切割工具仿真、碰撞检测、路径定义、网格重建和切割分离过程等方法,实现了固体火箭发动机三维网格模型交互切割操作。对标准试验发动机分别进行药柱整形及脱粘部位整形,实现了断面处的三角面片重构。整形结果表明,对于裂纹缺陷可根据裂纹的形态,设定圆球切割工具的直径,进行直接挖除裂纹处理,处理断面较平滑;对于脱粘缺陷表面的预处理,采用圆柱体为切割工具,可获取较平滑的处理结果。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 预整形 工业CT
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固体火箭发动机复合裙成型工艺研究 被引量：10
9
作者 刘建超 左仓 +1 位作者 高克洲 GAO Ke-zhou 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第1期64-67,共4页
概述了复合裙成型工艺方案、典型复合裙的裙体结构及连接形式 ,介绍了国内复合裙的研制情况。采用高模量混杂树脂基体配方、整体成型工艺方案、铺层优化分析等技术 ,研制出Φ1 50 mm、Φ4 80 mm及Φ1 0 0 0 mm复合裙。试验结果表明 ,复... 概述了复合裙成型工艺方案、典型复合裙的裙体结构及连接形式 ,介绍了国内复合裙的研制情况。采用高模量混杂树脂基体配方、整体成型工艺方案、铺层优化分析等技术 ,研制出Φ1 50 mm、Φ4 80 mm及Φ1 0 0 0 mm复合裙。试验结果表明 ,复合材料连接裙性能满足设计指标 ,与铝裙相比 ,可减重 30 展开更多
关键词 成型工艺 复合 高模量 树脂基体 铺层 研究 配方 固体火箭发动机 设计指标 优化分析
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脉冲发动机建压延迟时间的试验与理论研究
10
作者 任明浩 李世鹏 王宁飞 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第5期518-520,538,共4页
研究了姿控系统所用固体小脉冲发动机建压至平衡过程的延迟时间。试验发现,到达平衡压强的延迟时间在发动机工作时间中占较大比例,延迟时间随平衡压强的升高而变长。理论计算结果呈现与试验数据较一致的趋势,但延迟时间普遍偏低的原因... 研究了姿控系统所用固体小脉冲发动机建压至平衡过程的延迟时间。试验发现,到达平衡压强的延迟时间在发动机工作时间中占较大比例,延迟时间随平衡压强的升高而变长。理论计算结果呈现与试验数据较一致的趋势,但延迟时间普遍偏低的原因是由于没有考虑在建立压强过程中新增自由容积的影响。从理论上分析了破膜压强的增大或初始自由容积的减小有利于缩短发动机的建压延迟时间,为改善该类型发动机延迟时间过长的问题提供了可行参考。并分析了在建压过程中冲量的释放规律,发现随设计平衡压强的升高,建压段释放的冲量逐渐增大,占总冲比例随之升高,等效冲量作用点从工作时间中点位置逐渐右移。 展开更多
关键词 延迟时间 平衡压强 试验发动机 脉冲发动机
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空燃比对固冲发动机二次燃烧的影响研究 被引量：7
11
作者 金楠楠 严聪 李敏剑 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2010年第5期133-136,共4页
为有效的组织固体火箭冲压发动机的二次燃烧,采用标准二方程模型、EDM(eddy-dissipation-model)模型和粒子燃烧King模型,对二元双下侧进气式固体火箭冲压发动机补燃室三维两相流进行了数值模拟。得到了不同空燃比条件下补燃室内流场参... 为有效的组织固体火箭冲压发动机的二次燃烧,采用标准二方程模型、EDM(eddy-dissipation-model)模型和粒子燃烧King模型,对二元双下侧进气式固体火箭冲压发动机补燃室三维两相流进行了数值模拟。得到了不同空燃比条件下补燃室内流场参数的分布规律并对其进行了初步分析。结果表明:在一定范围内空燃比的变化会引起补燃室各参数分布的变化,从而显著影响固冲发动机二次燃烧。 展开更多
关键词 固体火箭冲压发动机 补燃室 三维两相流 数值模拟 空燃比
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固体火箭发动机材料现状和前景展望 被引量：4
12
作者 林德春 张德雄 陈继荣 《宇航材料工艺》 CSCD 北大核心 1999年第5期1-4,共4页
介绍当今导弹和航天用固体火箭发动机主要构件燃烧室绝热壳体和喷管材料应用现状，讨论了该领域金属材料、聚合物基复合材料、碳基和陶瓷基复合材料的技术发展趋势和应用前景。
关键词 固体火箭发动机 火箭壳体 火箭喷管 材料 展望
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我国新一代中型运载火箭固体助推发动机地面联合热试车成功
13
《航天器工程》 CSCD 北大核心 2018年第4期136-136,共1页
据《中国航天报》2018年7月6日报道,7月2日,航天动力技术研究院承担研制的我国新一代中型运载火箭固体助推发动机与伺服系统进行地面联合热试车获得圆满成功.该型发动机直径2m,采用分段对接技术,是我国目前装料量最大、推力最大、工作... 据《中国航天报》2018年7月6日报道,7月2日,航天动力技术研究院承担研制的我国新一代中型运载火箭固体助推发动机与伺服系统进行地面联合热试车获得圆满成功.该型发动机直径2m,采用分段对接技术,是我国目前装料量最大、推力最大、工作时间最长的固体火箭发动机. 展开更多
关键词 固体火箭发动机 运载火箭 试车成功 地面 助推 中型 中国航天 伺服系统
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基于外测数据固体火箭发动机飞行试验推力辨识方法研究
14
作者 呼宝鹏 薛光伟 +3 位作者 林海奇 吕仲 黄一翀 王勇 《兵器装备工程学报》 CAS CSCD 北大核心 2023年第S01期132-136,共5页
通过飞行试验推力辨识结果可获取固体火箭发动机天地差异性,对发动机地面预示结果修正,使发动机内弹道预示性能更接近真实情况,提高运载火箭轨道设计精度。在传统基于飞行试验遥测数据发动机推力辨识的基础上,重点研究了基于外测数据进... 通过飞行试验推力辨识结果可获取固体火箭发动机天地差异性,对发动机地面预示结果修正,使发动机内弹道预示性能更接近真实情况,提高运载火箭轨道设计精度。在传统基于飞行试验遥测数据发动机推力辨识的基础上,重点研究了基于外测数据进行固体火箭发动机飞行试验推力辨识方法。建立了基于外测数据固体火箭发动机飞行试验推力辨识计算模型,通过火箭飞行试验位置、速度等外测数据复现的视加速度值及发动机质量流量修正结果进行弹道反向计算,辨识飞行试验过程中发动机真实推力值的大小。通过与传统基于飞行试验遥测数据的固体火箭发动机推力辨识方法结果对比,验证了该方法的正确性和有效性。 展开更多
关键词 外测数据 固体火箭发动机 推力辨识 飞行试验 弹道复现
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三扰流片推力矢量固体火箭发动机推力调节特性研究 被引量：1
15
作者 张汝衡 杨军 +2 位作者 姚保江 杨石林 张兵峰 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2023年第5期663-672,共10页
为研究三扰流片推力矢量发动机进行推力调节时的矢量特性,采用重叠网格技术对三扰流片推力矢量装置展开数值模拟;将数值结果采用RBF(Radial Basis Function Neural Network)神经网络方法进行拟合,提出了一种依据舵机位移计算主推力和侧... 为研究三扰流片推力矢量发动机进行推力调节时的矢量特性,采用重叠网格技术对三扰流片推力矢量装置展开数值模拟;将数值结果采用RBF(Radial Basis Function Neural Network)神经网络方法进行拟合,提出了一种依据舵机位移计算主推力和侧向力的推力矢量计算方法;最后,进行了原理样机推力开环试验。数值研究结果表明,舵机位移在12.5 mm以内时,发动机主推力曲线台阶变化明显;舵机位移为10.5 mm时,喷管尾部流场内开始出现斜激波交会形成马赫盘,马赫盘前移逐渐贴附于喷管口的现象。从拟合得到的侧向力计算式可以看出,三扰流片组合差动受到的侧向力,以及喷管内流动不对称产生的喷管内侧向力均为驱动扰流片旋转的舵机位移的函数。点火试验结果表明,拟合计算得到的发动机主推力和侧向力与试验实测值之间的偏差在4%以内,验证了所提出的推力矢量计算方法的正确性。 展开更多
关键词 扰流片 推力矢量 差动 数值模拟 神经网络
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DSMC法模拟双组元姿控发动机喷管流动 被引量：8
16
作者 王平阳 程惠尔 杨卫华 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第2期112-114,165,共4页
为了准确获得喷管内不同燃气成分的参数,采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法结合可变软球(VSS)模型模拟喷管流动。单组分的计算结果与文献比较表明,所采用的程序和计算结果可信。对真空双组元钟形喷管内流动的模拟结果表明,压强扩散和热扩... 为了准确获得喷管内不同燃气成分的参数,采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法结合可变软球(VSS)模型模拟喷管流动。单组分的计算结果与文献比较表明,所采用的程序和计算结果可信。对真空双组元钟形喷管内流动的模拟结果表明,压强扩散和热扩散的综合效应导致质量越大的分子越趋向于向边界层内扩散。 展开更多
关键词 双元推进剂火箭发动机 姿控火箭发动机 蒙特卡罗法 喷管气流 数值仿真
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多单元直排塞式喷管数值模拟和性能分析 被引量：1
17
作者 王长辉 刘宇 +1 位作者 李军伟 覃粒子 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第6期509-513,共5页
为了了解不同圆形喉部方形出口内喷管和不同内喷管倾角及不同塞锥型面对塞式喷管性能的影响,选择更好的塞式喷管设计方案,从曲线坐标下的三维平均雷诺N S方程出发,用k ε两方程湍流模型封闭方程组,采用二阶精度无波动、无自由参数的耗... 为了了解不同圆形喉部方形出口内喷管和不同内喷管倾角及不同塞锥型面对塞式喷管性能的影响,选择更好的塞式喷管设计方案,从曲线坐标下的三维平均雷诺N S方程出发,用k ε两方程湍流模型封闭方程组,采用二阶精度无波动、无自由参数的耗散差分格式(NND格式),发展了模拟塞式喷管三维流场的数值程序。计算了具有不同转方位置、不同转方后型面和不同出口圆角内喷管的性能。比较了不同设计参数对塞式喷管性能的影响,通过比较得到了较为优化的结论。 展开更多
关键词 塞式喷管 塞锥型面 性能分析 数值仿真
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基于响应法的固体推进剂药柱结构可靠性分析 被引量：1
18
作者 陈斌 郑坚 《战术导弹技术》 北大核心 2019年第3期101-106,共6页
传统的固体推进剂药柱结构分析是在安全系数法的基础上进行的。针对传统方法的不足,结合应力强度干涉理论和响应面法对固体推进剂药柱的结构可靠性进行分析。内压载荷下,固体推进剂药柱的泊松比、初始模量、绝热层泊松比和内压峰值载荷... 传统的固体推进剂药柱结构分析是在安全系数法的基础上进行的。针对传统方法的不足,结合应力强度干涉理论和响应面法对固体推进剂药柱的结构可靠性进行分析。内压载荷下,固体推进剂药柱的泊松比、初始模量、绝热层泊松比和内压峰值载荷是影响药柱应变的四个主要因素,且均服从正态分布。采用中心复合表面设计,对变量进行了25组有限元仿真试验,以此建立了药柱应变的响应面模型,通过蒙特卡洛方法计算了药柱的结构可靠性。结果表明,该方法得到的结果综合考虑了变量的随机性,避免了较大的主观随意性,在固体推进剂药柱的可靠性分析上有较大的应用价值。 展开更多
关键词 结构可靠性 响应面法 中心复合设计 干涉理论
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固体火箭发动机熄火时喷管-扩压器系统流场数值计算
19
作者 崔立堃 叶伟 《战术导弹技术》 北大核心 2019年第4期35-40,共6页
针对火箭发动机进行高模试车会产生'回火'的问题,采用二维非定常流场仿真方法对发动机熄火过程中高空舱、喷管和扩压器内的流动状态及流场结构进行了深入研究。结果表明:在发动机熄火过程中,在扩压器中形成的激波串逐渐向扩压... 针对火箭发动机进行高模试车会产生'回火'的问题,采用二维非定常流场仿真方法对发动机熄火过程中高空舱、喷管和扩压器内的流动状态及流场结构进行了深入研究。结果表明:在发动机熄火过程中,在扩压器中形成的激波串逐渐向扩压器入口方向移动,壁面分离越来越明显,喷管由满流状态变成流动分离状态;高空舱内存在低速流动的漩涡结构,开始时只存在三个比较大的漩涡,在扩压器空气入口前形成了一个较小的漩涡,该漩涡随着燃烧室压强的下降逐渐增强增大;从扩压器空气入口进入的空气质量流率随熄火时间先增加而后减小,喷管喷出的高温燃气从空气入口处冲出,扩散至喷管外壳前端甚至更远。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 熄火 喷管 扩压器 流场
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PWM高速开关阀动态调节特性仿真研究 被引量：20
20
作者 尤裕荣 袁洪滨 +1 位作者 王春民 罗朝辉 《火箭推进》 CAS 2012年第5期24-29,共6页
针对某型号发动机燃油调节器的脉宽调制(PWM)高速开关阀,通过建立高速开关阀系统动态数学模型,开展了高速开关阀调节工作过程动态压力与流量特性的仿真研究。对影响开关阀动态输出特性的相关因素进行了比较分析,结果表明:阀座通径、驱... 针对某型号发动机燃油调节器的脉宽调制(PWM)高速开关阀,通过建立高速开关阀系统动态数学模型,开展了高速开关阀调节工作过程动态压力与流量特性的仿真研究。对影响开关阀动态输出特性的相关因素进行了比较分析,结果表明:阀座通径、驱动频率与容腔体积等是影响高速开关阀动态性能的主要因素,并提出相应的改进措施。为改善高速开关阀动态调节特性、提高作动控制系统的控制精度与性能提供参考与借鉴。 展开更多
关键词 高速开关阀 脉宽调制 动态特性 仿真
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