微型续航固体火箭发动机设计及试验方法研究

1

作者 鞠玉涛 孙钟阜 朱福亚 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2007年第4期67-70,共4页

介绍了毫米级固体推进剂火箭发动机的设计和试验方法，并将其用作一次性的执行微型传感器网络节点系统的展开平台．此火箭发动机由燃烧室、推进剂燃料、喷管、点火器组成．点火器采用电点火方式．对微型化后需解决的火箭设计问题进行了... 介绍了毫米级固体推进剂火箭发动机的设计和试验方法，并将其用作一次性的执行微型传感器网络节点系统的展开平台．此火箭发动机由燃烧室、推进剂燃料、喷管、点火器组成．点火器采用电点火方式．对微型化后需解决的火箭设计问题进行了讨论，提出了相应的设计原则和方法．用这种方法设计的火箭质量仅为2g，比冲在230860N·s／kg范围内，测量到的推力达到24～230mN． 展开更多

关键词 微型火箭 固体火箭 火箭发动机

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微型固体火箭燃烧室瞬态温度场数值分析 被引量：1

2

作者 周超 郑亚 周长省 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2006年第SA期1166-1167,1171,共3页

文中根据微型火箭发动机的实际工作状态,建立了一种传热模型,以此为依据计算了发动机工作时的瞬态温度场。比较采用铜、铁和铝这三种外壳材料时系统的温度分布,并分析了对药柱燃烧稳定性的影响,这些结果对设计时选择材料有重要参考意义。

关键词 微型火箭发动机 燃烧室 传热 数值模拟

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大型分段式固体火箭发动机点火瞬态过程研究 被引量：7

3

作者 王健儒 晁侃 陆贺建 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期141-145,共5页

通过建立固体火箭发动机点火瞬态数学模型,对某大型分段式固体火箭发动机工作初期小火箭式点火装置的火焰喷射方式、分段对接部位火焰传播过程以及前后翼燃面的传播过程等进行数值计算研究。计算结果表明,发动机点火过程中,燃烧室内的... 通过建立固体火箭发动机点火瞬态数学模型,对某大型分段式固体火箭发动机工作初期小火箭式点火装置的火焰喷射方式、分段对接部位火焰传播过程以及前后翼燃面的传播过程等进行数值计算研究。计算结果表明,发动机点火过程中,燃烧室内的流动顺畅,没有出现压强异常振荡现象,点火初期的火焰冲击对分段对接部位的绝热结构影响很小,但整个后翼槽药面全部点燃用时在整个火焰传播期用时占比过大。数值计算结果与全尺寸发动机地面热试车结果对比表明,数值计算点火平衡压强、压强爬升时间以及升压速率与地面热试车结果吻合性好。 展开更多

关键词 分段式固体火箭发动机 点火瞬态 小火箭式点火装置 数值分析

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轻便式气球、火箭高空大气探测共用系统 被引量：3

4

作者 罗福山 陈敏捷 +3 位作者 庄洪春 何渝晖 田国璋 张健 《地球物理学报》 SCIE EI CAS CSCD 北大核心 2004年第2期212-215,共4页

鉴于对高空大气探测日益增多的需求 ,而常用的接收、跟踪定位设备却比较笨重而且灵活性差 ,不能适应既需要机动灵活又能适合于多种场合使用的要求 .本文介绍通过提高接收系统的信噪比同时采用宽波束接收天线 ,研制了一套低成本、轻便式... 鉴于对高空大气探测日益增多的需求 ,而常用的接收、跟踪定位设备却比较笨重而且灵活性差 ,不能适应既需要机动灵活又能适合于多种场合使用的要求 .本文介绍通过提高接收系统的信噪比同时采用宽波束接收天线 ,研制了一套低成本、轻便式高空大气探测简便系统 .该系统调频发射机和高空大气探测有关仪器和地面抛物面接收天线、低噪声接收机及数据处理设备组成 .主要用于探空气球和微型火箭对高空大气探测数据的接收和处理 . 展开更多

关键词 高空大气探测 气球 火箭 双球式电场仪 微火箭电场仪

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微型固体姿控发动机微喷管内气粒两相流动规律的CFD-DSMC研究 被引量：3

5

作者 夏广庆 张斌 +1 位作者 孙得川 陈茂林 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第3期356-360,共5页

微型固体姿控发动机在航天领域具有广泛的应用前景。以基于MEMS技术的微喷管为研究对象,首先通过计算微喷管中的克努森数,得到了微喷管中的气相流动状态;然后,采用CFD-DSMC方法,模拟了微喷管中的气粒两相流动,并研究了颗粒相质量分数和... 微型固体姿控发动机在航天领域具有广泛的应用前景。以基于MEMS技术的微喷管为研究对象,首先通过计算微喷管中的克努森数,得到了微喷管中的气相流动状态;然后,采用CFD-DSMC方法,模拟了微喷管中的气粒两相流动,并研究了颗粒相质量分数和粒径对气相流动的影响。结果表明,在所研究的来流条件下,微喷管中的连续介质假设是成立的;气相与颗粒相间的动量和能量交换,导致气相马赫数降低、温度升高,同时也导致颗粒相速度增加、温度降低;颗粒相质量分数和粒径均能显著影响气相的马赫数和温度。 展开更多

关键词 微型固体姿控发动机 微喷管 CFD DSMC

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内壁经微弧氧化处理的微型固体火箭温度场的数值模拟 被引量：2

6

作者 董磊 康小明 +2 位作者 孙小兵 金峰 赵万生 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第6期625-628,637,共5页

介绍了等离子体微弧氧化技术(PMAO)在微型固体火箭内壁处理上的应用。采用商用CFD软件,分别对微型固体火箭燃烧室内壁经过微弧氧化处理前后的壁面温度场进行了数值仿真计算。数值仿真结果显示了生成微弧氧化层前后燃烧室壁面沿径向温度... 介绍了等离子体微弧氧化技术(PMAO)在微型固体火箭内壁处理上的应用。采用商用CFD软件,分别对微型固体火箭燃烧室内壁经过微弧氧化处理前后的壁面温度场进行了数值仿真计算。数值仿真结果显示了生成微弧氧化层前后燃烧室壁面沿径向温度变化情况,由此分析工作过程中有无微弧氧化涂层对微型固体火箭燃烧室内壁和外壁温度的影响。结果表明,微弧氧化处理可显著提高推力器的热效率及微型固体火箭燃烧室耐高温能力。 展开更多

关键词 微型固体火箭 等离子体微弧氧化 温度场 数值模拟

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微型固体脉冲推力器内弹道数值计算与分析 被引量：1

7

作者 周海清 尤政 张平 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2005年第4期89-91,共3页

为预示微型固体脉冲推力器内弹道特性,采用数值计算模拟了推力器内弹道全过程,模拟过程考虑了瞬态燃烧的影响,采用了不同压力范围的稳态燃速数据,对不同的计算方案进行了比较,分析结果表明瞬态燃烧对推力器内弹道特性影响较小,准确的推... 为预示微型固体脉冲推力器内弹道特性,采用数值计算模拟了推力器内弹道全过程,模拟过程考虑了瞬态燃烧的影响,采用了不同压力范围的稳态燃速数据,对不同的计算方案进行了比较,分析结果表明瞬态燃烧对推力器内弹道特性影响较小,准确的推进剂高压力范围稳态燃速是影响微型固体脉冲推力器内弹道特性预示的主要影响因素。 展开更多

关键词 微型火箭发动机 脉冲推力器 内弹道 数值分析 推进剂

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微型固体火箭内部点火阶段温度场的数值模拟

8

作者 柴宁 姜培学 +1 位作者 任泽霈 孙锡九 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第S1期129-132,共4页

本文针对微型固体火箭中点火阶段的瞬时加热过程,分别采用传统的傅里叶导热模型,C-V模型和双元相滞后（TheDuelPhaseLag）模型,描述了微型固体火箭中的瞬态导热过程,并对微型固体火箭内的温度分布进行了数值模拟。结果表明,在本文所研... 本文针对微型固体火箭中点火阶段的瞬时加热过程,分别采用传统的傅里叶导热模型,C-V模型和双元相滞后（TheDuelPhaseLag）模型,描述了微型固体火箭中的瞬态导热过程,并对微型固体火箭内的温度分布进行了数值模拟。结果表明,在本文所研究的条件下,经历大约40微秒,火药的最高温度大约可上升至180℃,点火的具体过程还与火药的物理化学性质（最小点火能,反应速率等）有关;在升温速率很大时,非傅里叶效应的影响不可以被忽略;Tt和Tq的值越大影响越大。 展开更多

关键词 微型固体火箭 点火 非傅里叶导热

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微重力火箭气动加热计算 被引量：2

9

作者 乐发仁 杨军 +1 位作者 姜贵庆 卢睿 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第1期1-3,9,共4页

针对气动外形为曲线、锥(柱)旋转组合体的微重力火箭,采用半球 柱(锥)和后掠翼的气矾加热计算方法及公式,分析计算了超高音速飞行状态下微重力火箭各特征表面上的热流及温度,并用一元平板传热模型和差分方法计算了箭体结构内部的温度分... 针对气动外形为曲线、锥(柱)旋转组合体的微重力火箭,采用半球 柱(锥)和后掠翼的气矾加热计算方法及公式,分析计算了超高音速飞行状态下微重力火箭各特征表面上的热流及温度,并用一元平板传热模型和差分方法计算了箭体结构内部的温度分布,为箭体结构及热防护提供了有效的设计方法和可靠依据。 展开更多

关键词 微重力火箭 超音速 气动加热 热流密度

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微型固体火箭发动机推力测量 被引量：8

10

作者 范存杰 牛嵩高 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 1995年第3期35-38,共4页

通过对推力测量系统的分析，并根据微型固体火箭发动机的特点，采用减轻试验系统活动部份的质量，并对传感器施加预紧力、增强试验系统的刚性等技术措施，在微型固体火箭发动机的推力测量中有效地抑制了二阶振荡。文中还对传感器加预紧... 通过对推力测量系统的分析，并根据微型固体火箭发动机的特点，采用减轻试验系统活动部份的质量，并对传感器施加预紧力、增强试验系统的刚性等技术措施，在微型固体火箭发动机的推力测量中有效地抑制了二阶振荡。文中还对传感器加预紧力的几个问题作了介绍。 展开更多

关键词 火箭发动机 推力测量 振荡 固体推进剂

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微型推进系统技术方案研究 被引量：6

11

作者 韩先伟 周军 +2 位作者 唐周强 郭斌 张恩昭 《火箭推进》 CAS 2005年第1期1-7,共7页

将微机电系统(MEMS)技术应用于微推进系统可以降低成本,减少风险,并可满足微型航天器对性能、体积和质量等的特殊要求。本文针对微电热推力器(FMMR)和微型双组元液体火箭发动机的技术方案进行研究,采用直接蒙特卡罗(DSMC)方法,对影响FMM... 将微机电系统(MEMS)技术应用于微推进系统可以降低成本,减少风险,并可满足微型航天器对性能、体积和质量等的特殊要求。本文针对微电热推力器(FMMR)和微型双组元液体火箭发动机的技术方案进行研究,采用直接蒙特卡罗(DSMC)方法,对影响FMMR工作特性的因素进行了研究,并对其进行了性能评估;应用商用FLUANT软件,计算并分析了二维喷管流场的附面层情况;对无毒液体推进剂进行点火试验选择。研究结果表明,对于FMMR当采用H2O作为推进剂工质,比冲为68.247s,推力为0.225mN,效率为52.6%。通过采取其它措施可以进一步提高比冲、推力和效率。对于微型双组元液体火箭发动机,采用醇类作燃料时,起动平稳、响应时间短。通过系统集成和一体化设计,微推进系统在未来微型航天器上具有广阔的应用前景。 展开更多

关键词 微机电系统 MEMS 微电热推进 微型双组元液体火箭发动机 直接蒙特卡罗方法

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微型固体火箭脉冲发动机两相流数值模拟 被引量：3

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作者 张涵 李旭昌 王宏宇 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2014年第5期131-134,共4页

应用欧拉-拉格朗日模型对某弹用微型固体火箭脉冲发动机进行两相流模拟,建立了三维空间的物理模型和数学模型,研究了纯气相和1~50μm不同直径颗粒对脉冲发动机性能参数的影响。数值模拟结果表明,气相的惯性作用使发动机内流场呈现不均... 应用欧拉-拉格朗日模型对某弹用微型固体火箭脉冲发动机进行两相流模拟,建立了三维空间的物理模型和数学模型,研究了纯气相和1~50μm不同直径颗粒对脉冲发动机性能参数的影响。数值模拟结果表明,气相的惯性作用使发动机内流场呈现不均匀分布,不同直径的颗粒在内流场中的分布情况不一样。在同一质量分数下,颗粒直径越大,对气相的传热和阻碍作用就越小,颗粒直径越小,粒子的随流性越好,与气相能量和动量的交换越显著。 展开更多

关键词 微型固体火箭脉冲发动机 两相流 数值模拟

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微小型固体火箭发动机点火效率影响研究 被引量：2

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作者 张明 涂四华 +3 位作者 邢一星 黄强 张秋芳 吴秋 《弹箭与制导学报》 CSCD 北大核心 2015年第5期92-94,共3页

针对微小型固体火箭发动机点火过程出现的未点燃、点火延时过长等问题进行了理论与试验研究,得到了微小型固体火箭发动机篓式点火器结构的点火药量计算改进公式。研究结果表明,对于微小型固体火箭发动机,点火效率明显偏低于常规发动机,... 针对微小型固体火箭发动机点火过程出现的未点燃、点火延时过长等问题进行了理论与试验研究,得到了微小型固体火箭发动机篓式点火器结构的点火药量计算改进公式。研究结果表明,对于微小型固体火箭发动机,点火效率明显偏低于常规发动机,在应用常规点火药量计算公式时,应考虑效率影响因素;另外,对于相同的点火药量,环状药片式结构优于药粒式结构。 展开更多

关键词 微小型发动机 点火效率 点火可靠性

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