固体火箭

摘要： 固体火箭燃气超燃冲压发动机具有高比冲、结构简单、流量易调节等优点,然而在超音速空气流的补燃室中,如何让燃料更好地与空气掺混,增加颗粒停留时间,在较短时间内释放出更多的燃烧焓成为目前研究的重点。采用Realiazble k-ε湍流模型,单步涡团耗散模型,在King的硼颗粒点火燃烧模型的基础上考虑了硼颗粒在高速气流当中的气动剥离效应,利用龙格-库塔算法迭代计算硼颗粒点火燃烧过程,对燃气进气方向与轴向夹角从45°~180°的10种进气方式下的补燃室进行了三维两相燃烧流动计算,分析了各种进气角下的燃气燃烧效率、硼颗粒燃烧效率以及总燃烧效率。结果表明:当一次燃气喷射角度与轴向夹角逐渐增加时,燃气与颗粒燃烧效率逐渐增加,并在180°时燃烧效率和比冲为最高。

摘要： 固体火箭从发射筒发射过程中,采用弹性支撑降低火箭结构与发射筒内壁接触引起的冲击,弹性支撑力学模型对火箭发射过程中结构振动响应计算存在影响。利用多体动力学建立包含火箭、发射筒、弹性支撑在内的发射动力学模型,在火箭发射物理过程分析基础上,利用ANSYS/LS-DYNA软件建立火箭壳体与弹性支撑局部有限元模型,获得了火箭壳体与弹性支撑接触面积变化对支撑刚度影响规律,在此基础上,提出了用于火箭发射多体动力学建模的弹性支撑改进模型,求解弹性支撑模型改进前后火箭发射过程结构振动响应与弹性支撑支反力,分析了弹性支撑模型改进对结构振动响应的影响及其原因。结果表明:提出的弹性支撑改进模型可以准确描述火箭尾部结构脱离弹性支撑过程中接触面积逐渐变化到零的物理过程;与弹性支撑模型改进前相比,改进后结构弯矩响应峰值显著减小。该成果有助于准确评估火箭发射过程结构响应水平,对于火箭结构精细化设计具有工程意义。

摘要： 2022年3月30日10时29分,在我国酒泉卫星发射中心,“长征”十一号运载火箭以“一箭三星”的方式,托举“天平”二号A、B、C卫星点火起飞,随后卫星顺利进人预定轨道,发射任务获得圆满成功。“长征”十一号火箭是由中国运载火简技术研究院研制的四级固体运载火箭,采用“三平一垂”的冷发射方式,即水平对接、水平测试、水平运输、整体起整后垂直冷发射。

摘要： 固体火箭发动机相较体发动机而言,其自身结构相对简单,推进剂密度较高且便于储存,具备操作简便的优势,然而,受限于“比冲”较小,固体火箭发动机的比冲大约在300s左右,工作时间相对较短,受到加速度大的影响推力也得不到良好的控制,再加上反复启动比较困难,因此不适于载人飞行使用。本文侧重于结合固体火箭发动机的退役处理发展趋势以及主要方法进行分析,希望为相关人员提供参考。

摘要： 常规固体火箭振动模态特性分析中不考虑推进剂粘弹性的影响,实际上在飞行过程中推进剂的粘弹性会使固体火箭呈现复杂、变化的模态特性。飞行过程中,一旦结构的某阶模态与燃烧室声腔发生耦合振动,就有可能诱发燃烧不稳定,因此有必要掌握全箭实时模态参数。针对粘弹性推进剂使得火箭飞行过程实时模态参数难以预测的问题,提出了一种数值仿真模型修正方法,以空、满载固体火箭地面模态试验结果与仿真结果进行对比,证明了方法的准确性。对空、满载火箭模态参数进行对比还可以发现,当推进剂厚度随着燃烧逐渐变薄,全箭在弯曲振动中,发动机壳体的截面变形逐渐增大;发动机呼吸振动幅值也随之变大。在已知燃面退移量的前提下,可准确预示全箭在飞行过程中的实时模态参数,极大提升了固体火箭在飞行过程中的振动问题的分析及排查能力。

摘要： 845厂奠定了中国固体火箭的科技研发基础和科研生产的人才基础。1970年4月24日,我国第一颗人造地球卫星“东方红一号”成功发射,遨游太空。举国欢庆之时,背后却是无数科研技术人员多年艰苦创业、忘我工作的不懈努力,其中就包括助推卫星的长征一号火箭固体推进剂发动机的研制者——845厂的科研人员!

摘要： 为提升头部进气固体火箭超燃冲压发动机的燃烧性能,采用数值模拟方法研究了富燃燃气喷孔结构形式对发动机燃烧性能的影响。研究结果表明相比传统的圆形截面喷孔结构,采用椭圆截面喷孔结构条件下富燃燃气与空气的掺混更加充分,化学反应速率更高,具有更高的推力及比冲增益。随着椭圆截面喷孔长半轴与短半轴比值的增大,补燃室燃烧性能更加优异,建议工程上采用椭圆截面喷孔。

摘要： 针对传统固体运载火箭(SLV)上升段轨迹跟踪方法无法适应大范围参数不确定性的问题,提出一种基于微分包含镇定的上升段轨迹跟踪控制器。首先,将不确定性与动力学方程相结合,建立关于状态偏差的微分包含系统;其次,设计一种基于线性矩阵不等式(LMI)的状态反馈律,对微分包含系统中的多胞体部分进行镇定,用以解决大范围参数不确定性问题;然后,将攻角和侧滑角的修正量幅值约束转化为线性矩阵不等式进行求解;最后,对微分包含系统中的扰动部分设计自适应律进行估计,结合状态反馈律与控制量约束,构造微分包含自适应饱和跟踪控制器。仿真结果表明,在给定的参数不确定性范围内,终端状态偏差收敛且满足终端精度。与基于扩张状态观测器的跟踪控制器相比,所提出的控制器拓宽了不确定性的适用边界。

摘要： 为研究固体火箭引射式发动机在飞行状态下再燃室结构对发动机性能的影响,在发动机飞行马赫为0.6的工作状态下,煤油以直径为0.01 mm液滴形式喷注,速度设为80 m/s,注入质量流量为0.2 kg/s。煤油与空气采用单步反应,分别对内置扩张和内置收缩两种结构进行了燃烧流动数值计算,对比了其引射效率、推力、推力增益和燃烧效率,得到扩张型结构发动机引射性能更优,但收缩型结构发动机燃烧效率、推力增益远大于扩张型。在内置收缩型结构基础上,研究了不同煤油喷注方向与燃烧室轴向的夹角角度(90°~180°)对发动机性能的影响。结果表明:煤油喷注角小于130°时难以实现燃烧;在燃烧的工况中,发动机性能参数基本一致,随着喷射角度增大,推力及推力增益略微增大。

摘要： 固体发动机在点火过程中,存在两种冲击环境:由点火火工品工作引起的高频冲击环境(峰值频率在几百到几千赫兹)和火工品工作后几十毫秒发生的低频冲击环境(峰值频率在几十到上百赫兹)。本文的研究针对后者,即低频冲击环境开展,从该环境产生的过程、环境特点以及低频冲击环境预示等方面开展了相关分析工作。经分析,该环境与发动机堵片打开时序相关,存在频率低、响应大和发生远场传递等特点,预示结果可以为制定发动机点火低频冲击环境条件提供依据。

摘要： 为了提升固体火箭超燃冲压发动机的性能,必须实现燃烧室的高效组织燃烧.本文采用数值模拟的计算方法,定量分析了试验研究过程中所引入的扰流楔块的角度以及位置变化对于固体火箭超燃冲压发动机燃烧室内混合释热特性的影响,其目的是为后续发动机的设计确定最佳的扰流楔块角度以及位置参数.结果表明:在15-45°的范围内,随着扰流楔块角度的增大,发动机燃烧室的总体性能先升高再降低,在该角度范围内存在一个最佳的扰流楔块角度,其最佳点在30°附近取值;在距离燃烧室入口4d-6d的范围内,随着扰流楔块位置的后移,发动机燃烧室的总体性能呈上升趋势.

摘要： 为保证固体火箭发动机(Solid Rocket Motor,SRM)尾翼机构工作的可靠性,进行热防护设计以控制喷管外壁温度.基于三维有限元法对喷管工作时的温度场进行数值仿真,获取发动机喷管在温度和压力载荷联合作用下的温度场分布,结果表明，原喷管的热防护不满足要求,通过对喷管各组成结构的重新设计,获得符合设计要求的喷管结构,并且发动机点火试验表明热防护设计满足要求,所得方法可为喷管的设计、试验和生产提供参考.

摘要： 本文在深入分析固体火箭冲压发动机试验参数特点及进气模拟对控制系统要求的基础上，提出发动机温度、压力、流量及推力测量和进气模拟的虚拟仪器实现方案：利用LabVIEW测量与自动化软件开发平台，开发了适用固体火箭冲压发动机试验推力、压力，流量和温度测量的数据采集软件;基于PID控制器开发了温度、压力调节控制软件，能根据试验要求自动地调节空气和燃油的流量，实现进气温度，压力模拟和试验过程控制。

摘要： 综合考虑飞行器总体设计约束、轨道设计、气动特性与固体火箭助推器设计间相互影响的情况下,建立了飞行器固体火箭助推器总体/气动/轨道/动力多学科的系统分析模型和设计优化模型.采用传统设计优化方法和多学科设计优化方法(MDO)进行了固体火箭助推器设计优化.结果表明:固体推进单学科的最优设计不等价于飞行器总体多学科的最优设计,与传统设计优化方法相比,MDO方法一次设计优化就可得到满足飞行器总体设计指标的最优设计,得到内外弹道相匹配的助推器最优推力一时间曲线.传统设计优化方法则需要飞行器总体和固体推进学科两个设计优化过程不断的迭代协调,容易漏掉满足飞行器总体设计指标的最优设计.采用MDO方法,可提高固体火箭助推器的设计质量,大大减少设计迭代次数,从而缩短设计周期.

摘要： 随着发射任务的多样化和复杂化,固体火箭在上升段飞行中面临着更强的过程约束与终点状态约束,对制导方法的可靠性、适应性、快速性及精度有着更高的要求.本文根据基于状态响应方程的间接法轨迹优化方法,同时考虑终端及过程约束,设计了一种在线最优闭环制导方法.仿真结果表明,该制导方法能够适应干扰的影响,满足精度要求,具有较好的工程应用潜力.

摘要： 固体火箭发动机喷管是发动机的另一种主要组件，为发动机燃烧室内推进剂燃烧产生燃气的流动和膨胀过程提供场所，从而产生发动机推力。扩张段壳体作为喷管的承力结构件，其性能和结构可靠性关系着产品飞行成败。由于铸铝扩张段的特殊结构和材质对射线的衰减特性，使得在射线照相检测过程中出现两端检测盲区较大、底片黑度难以控制、灵敏度不足、检测效率过低等质量问题。为了解决铸铝扩张段在射线检测过程中出现的问题，通过选取不同类型的胶片、设备、曝光参数进行优化组合，选取合理的透照布置，并辅以相应的防护措施，提高了检测灵敏度、实现100%检测，并大幅提高检测效率。

摘要： 地面发动机与分离联合试车是考核级间分离方案的有效方法,但由于边界条件的差异性,地面试验中,级间分离后出现了发动机"推力波动"现象.经本文仿真分析,飞行过程中不会出现此现象,该分析结果得到了飞行试验的验证.

摘要： 分析了一种炮射导弹固体火箭助推/增速发动机装药在炮膛中爆燃解体现象,发现炮膛压力振荡(双峰)使发动机装药承受超重(1)—失重(1)—超重(2)—失重(2)的受力过程.在失重(1)—超重(2)的转换过程中,药柱两端(受力敏感部位)产生正反两种力的交会,在交会点(面)出现裂纹.当失重(1)作用力结束后,裂纹缝隙中的空气受到剩余超重(2)作用力的绝热压缩发生爆炸,爆炸能量引燃药柱导致发动机爆燃.

摘要： 第四代格斗型空空导弹大都采用推力矢量控制系统(TVC),燃气舵是实现该技术的一种方式,但燃气舵在固体火箭发动机尾流中工作不可避免地造成推力损失,在一定程度上影响了导弹的射程,本文提出一种对燃气舵推力损失的试验和分析方法,定量评估燃气舵的推力损失,为燃气舵设计和导弹总体设计提供依据。结果显示,燃气舵的推力损失与升力比呈非线性关系,且随着升力比增大推力损失快速增大;空空导弹使用的燃气舵由于追求升力比,造成较大的推力损失,燃气舵的零阻为1.1﹪,4片燃气舵偏转至25°时,推力损失达到18﹪;空空导弹在使用燃气舵作为推力矢量装置时,推力损失应引起导弹总体设计重视。

摘要： 以AMESim软件为平台,利用其AMESet模块二次开发了喉栓发动机模型,在AMESim中对喉栓发动机动态特性进行仿真研究.通过计算结果与试车曲线对比,验证了仿真方法的合理性和准确性,为喉栓发动机动态性能计算建立了一个快捷方便的仿真手段.

摘要： 本申请涉及一种固体火箭发动机壳体、固体火箭发动机及其制作方法，固体火箭发动机壳体包括缠绕层、绝热结构、多个光纤和多个传感器，绝热结构内具有用于收容推进剂药柱的装药空间，且绝热结构上开设有沿该绝热结构周向延伸的光路通道；缠绕层缠绕于绝热结构外。多个光纤沿绝热结构的外圆周方向间隔布置，光纤与绝热结构粘接在一起，光纤包括引出端和嵌入端，引出端伸出绝热结构外，嵌入端沿绝热结构的母线方向延伸至嵌设于光路通道内，并伸入装药空间内；光纤的嵌入端连接有传感器，传感器用于监测所述推进剂药柱(装药界面或者药柱内部)。固体火箭发动机包括固体火箭发动机壳体和填充于装药空间内的推进剂药柱。

摘要： 本发明公开一种推力连续可调的固体火箭发动机及固体火箭，包括依次相连的燃气发生组件、燃烧室与尾喷管，燃气发生组件包括富氧燃气发生器与贫氧燃气发生器；富氧燃气发生器内部设有能够容纳富氧电控固体推进剂的富氧容纳腔，富氧燃气发生器上设有富氧烧蚀电路；贫氧燃气发生器内部设有能够容纳贫氧电控固体推进剂的贫氧容纳腔，贫氧燃气发生器上设有以及贫氧烧蚀电路；富氧燃气发生器上设有能够控制富氧燃气流量的富氧控制器，贫氧燃气发生器上设有能够控制贫氧燃气流量的贫氧控制器，有助于解决传统固体火箭发动机推力调节范围窄，技术难度大的问题和液体火箭发动机供应及调节系统复杂的问题。

摘要： 本申请提供一种单室双推力固体火箭发动机及火箭，其中发动机包括燃烧室壳体、贴附于燃烧室壳体内表面的绝热层、位于燃烧室壳体内的推进剂药柱、设置在燃烧室壳体一端的点火器和设置在燃烧室壳体另一端的喷管组件；推进剂药柱设有贯穿其两端的内孔；推进剂药柱在内孔的靠近点火器的一端均匀设有径向延伸的前翼槽，在内孔的靠近喷管组件的一端均匀设有径向延伸的尾翼槽；前翼槽和尾翼槽的翼槽深度与推进剂药柱的最大厚度比大于等于0.81；药柱后翼轴向坡的坡度范围为160度‑170度。本发明推力变化范围大，药柱结构稳定，当发动机推力模式转换时，药柱燃面变化速度小，能够有效减小燃烧室压强变化速度，使推力变化速度缓和。

摘要： 本发明提供了一种固体火箭发动机装药药柱结构，包括药柱本体，所述药柱本体的尾端面开设有球形缺口，所述球形缺口的球心在药柱本体轴线上，且与尾端面中心偏距为e，所述药柱本体长度L、尾端面直径D、球形缺口半径R满足如下关系式：R

摘要： 本发明公开一种发动机喷管、固体火箭发动机和固体火箭，其中发动机喷管包括喷管壳体；绝热层；背衬；扩散段；其中所述喉衬和所述绝热层两者之间设置有相邻的相邻连接面，所述相邻连接面上位于靠近收敛型面的部位与所述喷管壳体的轴线的距离，大于或等于所述相邻连接面上位于靠近扩散型面的部位与所述喷管壳体的轴线的距离。通过上述设置，放开了对喉衬的轴向约束，能够降低轴向拉应力，从而避免了现有技术中因绝热层限制喉衬膨胀而导致喉衬断裂等的情况出现；以及可增加收敛比，使得第一连接点远离喷管的回转轴线设置，使得远离喉衬上的最近点越远可降低了燃气的流速，以减小对绝热层和喉衬两者之间的相邻连接面的烧蚀，以提高结构的可靠性。

摘要： 本申请涉及一种固体火箭发动机壳体、固体火箭发动机及其制作方法，固体火箭发动机壳体包括缠绕层、绝热结构、多个光纤和多个传感器，绝热结构内具有用于收容推进剂药柱的装药空间，且绝热结构上开设有沿该绝热结构周向延伸的光路通道；缠绕层缠绕于绝热结构外。多个光纤沿绝热结构的外圆周方向间隔布置，光纤与绝热结构粘接在一起，光纤包括引出端和嵌入端，引出端伸出绝热结构外，嵌入端沿绝热结构的母线方向延伸至嵌设于光路通道内，并伸入装药空间内；光纤的嵌入端连接有传感器，传感器用于监测所述推进剂药柱(装药界面或者药柱内部)。固体火箭发动机包括固体火箭发动机壳体和填充于装药空间内的推进剂药柱。

摘要： 本发明公开一种推力连续可调的固体火箭发动机及固体火箭，包括依次相连的燃气发生组件、燃烧室与尾喷管，燃气发生组件包括富氧燃气发生器与贫氧燃气发生器；富氧燃气发生器内部设有能够容纳富氧电控固体推进剂的富氧容纳腔，富氧燃气发生器上设有富氧烧蚀电路；贫氧燃气发生器内部设有能够容纳贫氧电控固体推进剂的贫氧容纳腔，贫氧燃气发生器上设有以及贫氧烧蚀电路；富氧燃气发生器上设有能够控制富氧燃气流量的富氧控制器，贫氧燃气发生器上设有能够控制贫氧燃气流量的贫氧控制器，有助于解决传统固体火箭发动机推力调节范围窄，技术难度大的问题和液体火箭发动机供应及调节系统复杂的问题。

摘要： 本发明提供了一种固体火箭发动机卡环连接结构、火箭发动机及火箭，其中固体火箭发动机卡环连接结构包括封头，封头形成有第一环形槽及若干第一连接部；燃烧室壳体，燃烧室壳体上形成有第二环形槽以及若干与第一连接部一一相对的第二连接部，第一连接部适于与第二连接部沿轴向嵌合连接，第一环形槽与第二环形槽相对并形成环形卡槽，环形卡槽内卡设有卡环。第一连接部与第二连接部沿轴向嵌合连接，能够对封头与燃烧室壳体在周向上的相对运动进行限定，卡环同时卡在第一环形槽和第二环形槽内，能够对封头与燃烧室壳体在轴向上的相对运动进行限定，该固体火箭发动机卡环连接结构能够保证燃烧室壳体与封头的连接可靠。

摘要： 本实用新型公开一种发动机喷管、固体火箭发动机和固体火箭，其中发动机喷管包括喷管壳体；绝热层；背衬；扩散段；其中所述喉衬和所述绝热层两者之间设置有相邻的相邻连接面，所述相邻连接面上位于靠近收敛型面的部位与所述喷管壳体的轴线的距离，大于或等于所述相邻连接面上位于靠近扩散型面的部位与所述喷管壳体的轴线的距离。通过上述设置，放开了对喉衬的轴向约束，能够降低轴向拉应力，从而避免了现有技术中因绝热层限制喉衬膨胀而导致喉衬断裂等的情况出现；以及可增加收敛比，使得第一连接点远离喷管的回转轴线设置，使得远离喉衬上的最近点越远可降低了燃气的流速，以减小对绝热层和喉衬两者之间的相邻连接面的烧蚀，以提高结构的可靠性。

摘要： 本实用新型公开了一种固体火箭发动机浇药工装，包括燃烧室壳体、设置在燃烧室壳体内壁上的隔热层和设置在燃烧室壳体中心的星形芯模，所述隔热层包含碳纤维层和硅橡胶层，所述碳纤维层横截面的内周是由多个相同的第一圆弧首尾相连构成；所述星形芯模的横截面为星形状，所述星形芯模包含多个形状相同的星角，每个星角的两边等长并互相平行，且两边的径向伸出端通过第二圆弧连接。还公开了一种固体火箭发动机药柱，该药柱是由所述浇药工装浇注成型。本实用新型通过浇药工装内部结构设计，使通过该浇药工装浇注成型后的药柱的外形满足目标需要，从而利用药柱的外形结构达到消除余药的目的，为发动机提供较为平缓的、拖尾时间短的发动机工作推力。