微小型固体火箭发动机点火特性试验

设计了一种适用于某微小型固体火箭发动机的点火器 ,对某微小型固体火箭发动机的点火特性进行了大量试验研究 ,引入了初始点火压强的概念 ,找出了影响点火延迟时间散布的主要规律 ,确定了能满足微小型固体火箭发动机点火性能的点火方案     

阶梯装药火箭发动机多点点火燃气内流场研究

在阶梯装药结构的大型固体火箭发动机中,采用多点点火技术对火箭发动机装药的正常燃烧推力性能的稳定至关重要.本文建立了点火药盒内点火药燃烧过程的经典内弹道模型,采用Fluent软件,对不同点火药盒数量和不同的放置位置(即以点火药量330 g采用头部及中部同时点火,以点火药量400 g采用头部及中部同时点火,以点火药量330...     

进气道角度对含硼推进剂固冲发动机性能的影响

为了提高含硼推进剂固体火箭冲压发动机内硼颗粒的燃烧效率,采用颗粒轨道模型进行了补燃室两相流的数值模拟,其中硼颗粒的点火和燃烧模型采用的是King模型,建立了发动机补燃室内简单反应流模型,在该模型下研究了进气道的位置对非壅塞固体火箭冲压发动机燃烧效率的影响,并在此基础上进行直连式试验研究.结果表明,后进气道角度为60°时的燃烧效率比90°时高.     

某型底排-火箭串联式复合增程弹发动机最佳点火时间研究

针对底排-火箭串联式复合增程弹火箭发动机点火时间进行外弹道优化研究,分析底排装置对火箭发动机工作特性的影响,研究火箭发动机不同点火时间对全弹射程的影响,确定火箭发动机的最佳点火时间.     

挺直的脊梁──中国航天科工集团公司六院发展纪实

在中国航天研究院的序列中,有一个老资格的新兵,它就是１９９９年８月挂牌的、地处内蒙古的航天科工集团公司六院。 三十五年来,六院入研制出的固体火箭发动机作为长征一号末级火箭把我国第一颗人造卫星东方红一号推上了预定轨道：卫星制动发动机门次应用于返回式卫星,返回成功率 １００％：两级固体导弹发动机,为我国潜艇发射的战略导弹提供了可靠的动力;新一代陆基战略导弹两级固体发动机“参军”入伍,在五十周年国庆大阅兵中接受了党和人民的检阅：ＥＰＫＭ固体火箭上面级,两次参与发射外星,为长征火箭打入国际市场拓宽了新渠道…     

固体火箭发动机技术

固体火箭发动机是使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较,具有结构简单,推进剂密度大,推进剂可以储存在燃烧室中常备待用和操纵方便可靠等优点。固体火箭发动机比冲小(250～300秒),工作时间短,加速度大,因而推力不易控制、重复起动困难、不利于载人飞行,主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机,以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。一、发展概况固体火箭起源于中国,宋初已出现以黑火药为能源的固体火箭发动机。最早是1161年宋金之战中的“霹雳炮”。元、明两代出现了火箭束和两级火箭雏型,例如“火龙出…     

大长径比固体火箭发动机点火瞬态过程数值分析

研究大长径比固体火箭发动机点火瞬态特性,采用守恒型N S方程描述了集点火器、燃烧室和喷管于一体的数学仿真模型,应用NND-3差分格式进行数值求解,计算结果表明,点火期间,发动机内除了压强急升之外,还存在振荡和拍击现象。     

六院简介

中国航天科工集团第六研究院(中国河西化工机械公司)是我国固体火箭发动机研制、生产、试验基地。被誉为我国固体火箭发动机的摇篮,是航天系统三个“航天精神教育基地”之一。下属三个研究所、两个制造厂、两个总公司和三个保障单位,现有员工五千多人。四十多年来,六院共研制出了70多种型号的固体火箭发动机,交付发动机数千台(套),成功应用于国防和航天领域,1995年获得了中国航天领域“优质固体火箭发动机”金牌;并于2000年被国家质量技术监督局授予全国质量管理先进企业称号。六院研制的长征一号第三级固体火箭发动机将中国第一颗人造地球…     

固体火箭冲压发动机的工作特性分析

通过数值计算 ,分析了燃气流量固定的壅塞式固体火箭冲压发动机、等空燃比工作的固体火箭冲压发动机和非壅塞固体火箭冲压发动机的高度特性和速度特性。结果表明 ,当导弹的飞行高度和速度变化时 ,燃气流量固定的壅塞式固体火箭冲压发动机性能变化最大 ,燃速压强指数为 1 0的非壅塞固体火箭冲压发动机的性能基本实现了等空燃比调节。贫氧推进剂的燃速压强指数越高 ,非壅塞固体火箭冲压发动机燃气流量的自适应调节能力越强。     

少烟推进剂配方优化设计

本文报道了关于降低固体火箭发动机喷气羽烟对微波、激光制导信号的干扰和衰减的研究成果——一种少烟HTPB推进剂。它具有低压点火性能良好,燃烧稳定,能提高排气羽烟对微波和激光透过率三倍以上。     

点火载荷下翼柱型装药结构完整性数值分析

针对固体火箭发动机翼柱型装药在点火载荷下结构完整性问题,提出了一种考虑三维损伤黏弹性本构性的数值模拟方法.基于商业有限元软件的二次开发平台,编写用户子程序,展开有限元数值计算,获取翼柱型装药在固化降温、点火载荷下装药结构的应力、应变与位移场分布.结果表明,在温度载荷与点火载荷下,药柱内表面变形模式是不同的.然而,不管在...     

固体发动机尾部点火性能影响因素分析

采用准一维非定常数值模型,对某小型固体发动机尾部点火瞬态过程进行性能预示;以预示结果为基础,对尾部点火性能主要影响因素进行了参数研究.研究结果可为尾部点火器和喷管堵盖的点火匹配性设计提供有益指导.     

一种固体导弹最大射程评定方法

本文提出了一种基于固体火箭发动机性能散布分析的固体导弹最大射程评定方法，将系统辨识、性能散布分析和统计分析有机结合，实用性强，对固体导弹试验鉴定技术研究具有重要意义。     

Pressure relief of underground ammunition storage under missile accidental ignition

Safety of underground ammunition storage is an important issue, especially during the accidental ignition of missiles. This work investigates the pressure and temperature distribution of the multi-layer underground ammunition storage with a pressure relief duct during the accidental ignition process of the missile. A large-scale experiment was carried out using a multi-layered restricted space with a pressure relief duct to simulate the underground ammunition store and a solid rocket motor to simulate the accidental ignition of the missile. The results show that when the motor gas mass flow increased by 5.6 times, the maximum pressure of the ammunition storage increased by 5.87 times. At a certain motor flow rate, when the pressure relief exhaust area at the end of the relief duct was reduced by 1/2, the maximum pressure on the first layer did not change. But the rate of pressure relief was reduced and the time delayed for the pressure of ammunition store to drop to zero. In this experiment, when the motor ignition position was located in to the third layer ammunition chamber, the maximum pressure was reduced by 32.9％ and also reduced the rate of change of pressure. In addition, for the experimental conditions, the theoretical analysis of the pressure relief of the ammunition storage is given by a simplified model. Based on the findings, some suggestions to the safety protection design of ammunition store are proposed.     

战术导弹多学科设计优化

建立了战术导弹多学科系统分析模型,提出了战术导弹多学科设计优化方法.通过系统级总体设计优化和并行的子系统级发动机设计优化的嵌套循环,得到满足战术导弹总体设计指标的最优发动机设计方案,即得到内外弹道相匹配的发动机最优推力时间曲线,实现了战术导弹多学科设计优化,缩短了战术导弹总体和固体推进学科的设计周期.战术导弹设计优化时不仅考虑了导弹战技性能指标要求,而且还考虑了22个典型攻击目标的运动特性,增加了导弹最优设计结果的实用性.     

材料性能对固体发动机结构完整性的影响

基于描述粘弹性材料特性的Burgers模型的本构关系以及基于该本构关系下的有限元方法 ,根据温度载荷和内压载荷的特点 ,分别建立了分析某固体发动机材料性能参数对结构完整性影响的有限元模型。应用MSC/NAS TRAN结构分析软件 ,详细分析了在温度和内压载荷作用下固体发动机材料性能参数对结构完整性的影响。在温度载荷的作用下 ,主要影响结构完整性的是推进剂的泊松比与热膨胀系数 ;在内压载荷作用下 ,主要影响结构完整性的是包覆层和推进剂的泊松比以及推进剂的初始模量。所得的结论可为固体发动机的生产设计提供参考     

基于能量耗散的药柱粘弹性累积损伤

基于不可逆能量耗散的损伤变量定义方法和动态线粘弹性理论,建立了固体推进剂累积损伤模型,利用不同拉伸速率下的试验数据,拟合得到了推进剂破坏耗散能表达式,进而给出了推进剂在周期应力响应下的累积损伤计算式,并讨论了周期应力幅值和频率对累积损伤的影响,最后对某舰载发动机药柱进行了累积损伤及使用寿命分析。提出的累积损伤分析方法,为固体发动机贮存寿命预估提供了一条有益的技术途径。