固体火箭发动机

摘要： 党的十九大以来,中国航天进入新的高速发展时期,任务总量大幅增加,特别是批生产任务型号高强密度研制、高强密度交付、高强密度发射,已成为科研生产的常态。面对新形势和新任务,以研制为主的航天精细化质量管理体系暴露出不适应、不高效的情况,制约了科研生产任务的圆满完成和企业的快速发展。因此,航天动力技术研究院(中国航天科技集团有限公司第四研究院)顺应航天发展需求,以“提高效率、提升效益”为目标,以消除不能创造价值的浪费和精简冗余的质量工作为主要手段,开始航天精益质量管控体系建设,助推高质量发展的世界一流航天企业建设。

摘要： 针对氧化剂在药柱边缘聚集引起的发动机推力曲线翘尾问题,通过分析氧化剂在浇注过程中的聚集原因和在药柱边缘的分布规律,提出优化氧化剂配比的方法降低推力曲线翘尾。在原推进剂配方基础上,加入16%大粒径AP_(2)、减少12%中粒径AP_(3)和4%小粒径AP_(4)对氧化剂配比进行优化试验。结果表明:小粒径AP在药柱边缘聚集使推进剂燃速先减小再增大,是形成推力曲线翘尾的主要原因;优化氧化剂配比后,推力曲线的翘尾幅值降低了0.3 kN,翘尾幅度降低了4.5%,效果明显;推力曲线翘尾幅值随发动机工作初温的升高而线性增大,翘尾幅度与发动机工作初温无线性关系。

摘要： 针对固体火箭发动机尾焰高温(总温超过3500°C)、高污染(氧化铝颗粒和氯化氢气体等)的问题,基于水冷壁、水喷淋等水处理系统的有效性,提出了一种采用具有更多冷能的水的固态形态——冰,对地面热试车的固体火箭发动机尾焰进行冷却降温与污染物沉降的新型处理方法。对冰筒装置内发动机尾焰与冰壁面间的流动换热过程开展了理论分析,并针对XXΦ127及XX500两种规模的固体火箭发动机开展了试车实验。结果表明,发动机出口尾焰在冰筒装置内实现了大幅度降温,冰筒出口气体温度低于100°C,氯化氢气体去除率大于97%,速度低于50 m/s、场外噪音小于85 dB。试验结果成功验证了新型冰筒处理技术的可行性和有效性,能够快速实现固体火箭发动机尾焰降温、降速、降噪和降污染的“四降”目的。

摘要： 固体火箭发动机的健康状态是导弹武器或运载系统任务成败的重要因素,故障诊断技术可提前预判发动机健康状态,预估其贮存寿命。根据发动机状态参数获取和故障诊断决策方式的不同,故障诊断技术可分为基于知识、基于机理模型和基于数据驱动三类。简述了基于检测技术和专家判断,即基于知识的发动机故障诊断技术现状;阐述了基于机理模型的发动机典型结构(推进剂药柱、复合材料壳体及其界面)健康监测技术现状,介绍了基于数据驱动和在线监测的发动机故障诊断技术现状;在评述当前发动机故障诊断技术特点的基础上,指出基于机理模型、基于数据驱动及其混合的故障诊断技术将是未来重要的发展趋势;最后展望了并重发展的贮存状态监检测技术和工作过程监检测技术,以及多种诊断方法优势互补的混合诊断技术、发动机健康状态自监测等重点技术发展方向。

摘要： 固体火箭发动机工作时,摆动喷管受到伺服力和气动力等载荷的共同作用,在轴向上会产生小幅度的振动,振动频率与燃烧室内腔轴向声频耦合时会造成压力振荡幅值增大,诱发不稳定燃烧,导致燃烧室内压力、燃速不均等情况的出现。应用数值方法研究了摆动喷管轴向激励对燃烧室压力振荡的影响,分析了压力振荡对喷管轴向激励幅值和频率的响应规律,以及燃烧室内的声压分布特征。结果表明,当喷管以燃烧室内腔固有频率做轴向振动时,会诱发燃烧室内的非线性不稳定燃烧,其稳定的极限振幅远高于其他激励频率下压力振荡幅值;喷管振动频率一定时,燃烧室内各点压力振荡幅值随喷管振动幅值增大而线性增大;持续的轴向激励使燃烧室呈现出驻波声场的特征,压力分布不均,波腹处声压达到0.14 MPa,约为燃烧室总压的2%。

摘要： 为研究绝热层厚度对自由装填固体火箭发动机烤燃响应特性的影响,针对某固体发动机建立了二维快速烤燃和慢速烤燃数值计算模型,分别对绝热层厚度为0、0.5、1、1.5、2.0、2.5、3.0 mm的发动机进行建模和仿真计算。研究结果表明,固体发动机在快烤条件下,推进剂温度达到520 K后,温升速率快速增长,自加速放热反应加剧,快烤着火温度为600 K左右;不同绝热层厚度发动机的着火位置无差别,均出现在后盖内推进剂端面边缘处;不同绝热层厚度的发动机的着火延迟时间有差别,随着绝热层厚度的增加而增加,最短为71 s,最长为103.36 s;慢烤条件下,推进剂着火温度为550 K左右,着火延迟期约为25.15 h,着火位置出现在一级装药内部,且随着绝热层厚度的增加,着火点逐渐向一级装药端面偏移。

摘要： 为了更好地模拟SRM(固体火箭发动机)推进剂/衬层粘接界面服役状态下的应力应变状态,设计了不同倾斜角度的界面拉伸试件。将聚合物封装的飞秒激光逐点直写光纤光栅(fsFBG)传感器埋入推进剂/衬层粘接界面试件中,研究了复杂应力载荷作用下fsFBG传感器的响应。结果表明:粘接试件的强度满足发动机设计验收指标,埋入的聚合物封装fsFBG传感器中心波长随拉应力载荷增大而减小,中心波长漂移量与施加的应力载荷具有良好的线性关系,复杂应力情况下传感器响应符合结构实际的服役状态。

摘要： 针对固体火箭发动机喷管橡胶堵盖的受力状态,提出了一种基于Abaqus仿真建模及有限元仿真计算方法。通过橡胶堵盖组成材料(橡胶及夹布)应力-应变曲线及数据拟合,归纳出选择材料本构时应注意的问题;根据堵盖的实际产品状态、结构形态,提出了相关假设,建立了一种简化的有限元模型,并对某固体火箭发动机橡胶堵盖0.3 MPa的承压工况进行了有限元仿真计算。计算结果表明,夹布所承受载荷远高于橡胶部分,橡胶受力最大区域集中在内表面根部。经试验验证,仿真结果误差为5.3%,满足固体火箭发动机喷管橡胶堵盖的设计计算与分析要求。文中提出的建模方法为后续对固体火箭发动机喷管橡胶堵盖的打开及橡胶堵盖破坏过程的演化规律研究奠定了坚实的基础。

摘要： 建立轴对称内聚力单元是进行立贮发动机黏接界面应力分析的重要手段。在变形后的轴对称内聚力单元上建立参考坐标系,推导了单元节点位移在参考坐标系和全局坐标系下的转换关系。基于单元分离位移推导了单元内力矢量和单元刚度矩阵。开展了旋转体的分离测试,验证了轴对称内聚力单元的准确性和高效性。针对立贮发动机,先后开展了轴向加速度以及波浪载荷作用下的发动机结构分析,重点研究了黏接界面上应力的大小以及分布规律。研究方法和结论可以为发动机黏接界面结构分析提供有利参考。

摘要： 为了减轻纤维缠绕固体火箭发动机的消极质量,同时保证其结构的可靠性,以概率统计理论为基础,并结合对某复合材料壳体的大量的内压爆破试验和发动机试车结果进行统计、梳理、归一化处理的结果,对某复合材料壳体进行了可靠性设计分析,获得了基于当前发动机复合材料壳体设计、制造水平的概率安全系数和概率安全裕度。分析结果表明,在保证壳体结构可靠的基础上,概率安全系数相对于传统安全系数更低。当可靠性概率P_(R)在0.999~0.999 999 99范围内时,概率安全系数为f_(1)=1.126 1~1.232 9。依据概率安全系数设计的壳体,其概率安全裕度较实测平均安全裕度降低了38%以上。因此,结合实际制造和使用情况,壳体设计可适当地降低安全系数来减轻壳体质量,以此能够有效地降低发动机的消极质量。

摘要： 结构振荡引起的药柱应变响应会直接导致燃速变化,极有可能是固体火箭发动机燃烧不稳定的诱导因素.与此同时,发动机构型差异直接影响结构特性,会造成药柱的应力、应变响应分布差异,对燃烧不稳定的影响程度也不尽相同,研究结果可作为燃烧不稳定分析、预判的重要依据,但是相关研究成果报道较少.本文,参照某型发动机设计参数,建立了不同长径比、不同工作时期等构型的发动机几何模型.运用实模态分析法和线性屈曲分析法作为理论基础,进行了多组别数值模拟.有约束模态分析结果表明,低阶模态振型为发动机整体振动,高阶模态为药柱振动或发动机整体振动.当发动机长径比为4～10时,随长径比增大模态振动频率减小.无约束发动机一阶模态振动频率均大于一端约束发动机.燃烧引起的质量流失会使各阶模态的振动频率上升,一阶模态振动频率上升超过2倍.轴向屈曲数值模拟结果显示,随长径比增大,屈服乘子λ减小,屈服极限载荷减小,更易发生轴向屈曲破坏.总之,不同构型固体火箭发动机的模态和屈曲特性有明显差异,同时也会影响药柱应变响应,从而对燃烧过程产生影响,可能诱发燃烧不稳定,或在燃烧不稳定过程中起到增益作用,是不可忽视的重要因素.

摘要： 传统的手工和半经验式固体火箭发动机喷管设计手段繁琐复杂,设计与数值仿真分析不连续,为解决火箭发动机设计过程中设计的快速、精细化设计和数值仿真分析等问题,引进计算机辅助设计优化软件,利用参数化技术,研制了关于喷管设计和流场仿真与分析的计算程序软件,实现了发动机喷管设计和分析的程序化,完成了固体发动机概念/方案一体化设计.算例测试表明,软件计算程序满足设计和分析需求.

摘要： 欧洲开展大型固体火箭发动机立式静态点火试验已经有二十多年的历史,中国目前大型固体火箭发动机仍采用卧式静态点火试验,尚未开展发动机正立式试验研究.本文分析了欧洲两个立式试验台发展情况与曾开展过的织女星火箭发动机试验情况,以及发动机试验安全特色措施,旨在为中国相关试验技术研究提供有价值的参考.

摘要： 针对固体火箭发动机高压动密封工况,搭建了O形圈高压气体密封摩擦特性试验测试装置,对运动速度、压强、密封圈材料等参数开展了试验研究.研究结果表明:摩擦杆在左右止点距1倍密封槽宽度行程内密封圈摩擦力波动较大,随着运动行程增大,摩擦杆与密封圈间建立起了稳定的流体润滑膜,摩擦力逐渐平稳;高压下密封圈摩擦力随运动速度线性增大,低速运动时库仑摩擦力占比大,随着运动速度增大,黏滞摩擦力逐渐增大;O形圈摩擦力随密封压强呈指数增大,密封气体压强增大,密封圈黏滞摩擦力的增幅大于库仑摩擦力;高压下氟橡胶密封圈摩擦力最大,丁腈橡胶密封圈摩擦力最小,不同密封圈材料其库仑摩擦力差异较大.

摘要： 本文针对固体火箭发动机中的不稳定燃烧问题,对推进剂的粒子阻尼计算方法进行研究,给出了粒子阻尼的影响因素,同时开展了相关试验对燃烧产物粒度及燃烧稳定剂对不稳定燃烧的影响进行了分析.研究发现,推进剂燃烧产物的粒度是影响不稳定燃烧的一个主要因素,通过试验验证了添加燃烧稳定剂增加发动机的粒子阻尼对发动机的燃烧稳定性有积极的作用.

摘要： 复合固体推进剂本构模型的研究是分析贴壁浇注式固体火箭发动机装药结构完整性的重要基础.从微观角度看,复合固体推进剂由大量不同大小的固体颗粒(例如AP颗粒,RDX颗粒和Al颗粒)嵌入基质中,基质和固体颗粒通过粘合剂彼此结合.因此,本文通过考虑复合固体推进剂中颗粒大小和颗粒-基质界面失效强度的差异的分布情况,假设在外部载荷下固体推进剂的损伤演化服从Weibull分布函数和幂律分布函数,建立了含损伤的粘弹性本构模型,通过文献中HTPB推进剂在高温(323K)、常温(293K)和低温(233K)下的实验数据对模型的准确性进行了验证,并对两种统计模型预测的准确性进行对比.结果表明:两种分布函数都能够描述HTPB推进剂在不同实验条件下的应力-应变关系,本构模型预测的最大应力误差基本都小于20％,但是基于Weibull分布函数的本构模型稳定性更好.

摘要： 固体火箭发动机在工作过程中会产生多种损失，如摩擦损失、化学不平衡损失、非适应性损失等。其中，喷管的非适应性损失所占比重最大。本研究使用FLUENT商业软件对环喉式膨胀偏流喷管(ED喷管)的工作过程进行数值仿真,描述了环喉式ED喷管在"开放"和"闭合"工作模态的流场特征,分析了塞锥基底半径(H)、喷管喉口处上下圆弧半径比(Rdown/Rup)、喷管扩张段外壁型面和塞锥扩张段长度(L1)对环喉式ED喷管性能的影响.研究发现,塞锥基底半径和Rdown/Rup会对喷管性能产生显著影响,随着塞锥基底半径增加,喷管推力显著上升,在17.6km高度工况,推力较传统钟型喷管提升62.27％;随着Rdown/Rup值增加,喷管推力下降;喷管扩张段外壁型面和塞锥扩张段长度对喷管性能影响较小.通过分段拟合,获得不同塞锥扩张段长度的ED喷管在"开放"模态的推力计算公式,可以较好地预测ED喷管在"开放"工作模态下的推力增益.

摘要： 目前随着固体火箭发动机技术的发展,为发动机提供更大的推力、带来更好的性能愈加重要.传统钟形喷管的发展很难再有所精进,而作为高度补偿类喷管之一的塞式喷管,因其长度更短、体积更小且重量更轻等特点就具有研究的价值.为研究塞式喷管的高度补偿特性,对比塞式喷管与传统钟形喷管的推力性能,并得到随海拔高度变化时不同扩张比的塞式喷管推力性能的基本变化规律,辨识塞式喷管高度补偿优势大的设计工况.利用数值仿真计算方法,模拟不同海拔大气环境,分别对12.25、20.11和30.3三个扩张比下两种类型喷管进行了推力性能的对比.最终计算获得了喷管比冲、推力、推力系数等参数的变化情况,通过比对获得了塞式喷管高度补偿性能的基本变化规律.分析发现相较于钟形喷管,塞式喷管在低海拔受设计高度的影响较小,且其高度补偿特性使其在低海拔仍具有较好的推力性能,在0km时采用上述三种扩张比的塞式喷管时,推力分别达到3.89％、11.92％和23.58％的提升.而随着海拔的升高,塞式喷管的推力性能优势在逐渐下降.低海拔时,扩张比越大,塞式喷管的推力性能相较于钟形喷管越具有优势;而扩张比越大时,塞式喷管的推力优势随着海拔升高会下降的更加明显,并且在高海拔时优势越弱.

摘要： 针对某型号燃气发生器粘接结构喷管铝堵盖在地面试车过程中出现堵盖打开压强偏低的问题,本文通过对堵盖进行优化设计提高堵盖打开压强,运用Abaqus有限元内聚力模型对三维喷管堵盖粘接结构进行胶层失效仿真分析并进行试验验证,结果表明:1)仿真计算中采用内聚力模型能够准确预示喷管堵盖打开方式及打开压强;2)堵盖粘接位置及胶层厚度不变的情况下,整体加厚堵盖可提高堵盖打开压强;3)堵盖粘接于喷管收敛段,堵盖打开压强可显著提高.

摘要： 针对某型号燃气发生器粘接结构喷管铝堵盖在地面试车过程中出现堵盖打开压强偏低的问题,本文通过对堵盖进行优化设计提高堵盖打开压强,运用Abaqus有限元内聚力模型对三维喷管堵盖粘接结构进行胶层失效仿真分析并进行试验验证,结果表明:1)仿真计算中采用内聚力模型能够准确预示喷管堵盖打开方式及打开压强;2)堵盖粘接位置及胶层厚度不变的情况下,整体加厚堵盖可提高堵盖打开压强;3)堵盖粘接于喷管收敛段,堵盖打开压强可显著提高.

摘要： 本发明提供了一种火箭发动机管路的制备方法、火箭发动机管路和发动机。制备方法包括：管路和管路连接件；将所述管路连接件在所述管路的端部固定，获得连接管路，其中所述连接管路的总长度与弯制后的火箭发动机管路的总长度一致；检验所述连接管路的质量，并进行压力试验；在质量及压力试验合格后，按照预设形状对所述连接管路进行一体化弯曲，获得火箭发动机管路。本发明的火箭发动机管路的制备方法、火箭发动机管路及发动机，通过改变管路和管路连接件的加工工艺，降低了工艺难度，提高了生产效率，且可以改善火箭发动机管路产品的质量。

摘要： 本发明提供了一种火箭发动机管路的制备方法、火箭发动机管路和发动机。制备方法包括：管路和管路连接件；将所述管路连接件在所述管路的端部固定，获得连接管路，其中所述连接管路的总长度与弯制后的火箭发动机管路的总长度一致；检验所述连接管路的质量，并进行压力试验；在质量及压力试验合格后，按照预设形状对所述连接管路进行一体化弯曲，获得火箭发动机管路。本发明的火箭发动机管路的制备方法、火箭发动机管路及发动机，通过改变管路和管路连接件的加工工艺，降低了工艺难度，提高了生产效率，且可以改善火箭发动机管路产品的质量。

摘要： 本发明提供了一种火箭发动机管路的制备方法、火箭发动机管路和发动机。制备方法包括：管路和管路连接件；将所述管路连接件在所述管路的端部固定，获得连接管路，其中所述连接管路的总长度与弯制后的火箭发动机管路的总长度一致；检验所述连接管路的质量，并进行压力试验；在质量及压力试验合格后，按照预设形状对所述连接管路进行一体化弯曲，获得火箭发动机管路。本发明的火箭发动机管路的制备方法、火箭发动机管路及发动机，通过改变管路和管路连接件的加工工艺，降低了工艺难度，提高了生产效率，且可以改善火箭发动机管路产品的质量。

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： 本申请提供一种燃面比可调的固体火箭发动机装药结构及火箭发动机，装药结构包括：装药主体、分别一体成型在装药主体两端的装药头部和装药尾部，装药主体为柱状；装药头部为锥台状，以实现装药结构的轴向燃烧；装药头部的外周面沿其轴向方向均匀间隔开设有多个长条凹槽，以实现装药结构的径向燃烧；多个长条凹槽从装药头部远离装药主体的端部延伸至装药主体。本申请属于固体火箭发动技术领域，本申请的装药结构燃面比可大范围调节，火箭发动机的推力可调节，结构简单，生产成本低。

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： 本申请提供一种燃面比可调的固体火箭发动机装药结构及火箭发动机，装药结构包括：装药主体、分别一体成型在装药主体两端的装药头部和装药尾部，装药主体为柱状；装药头部为锥台状，以实现装药结构的轴向燃烧；装药头部的外周面沿其轴向方向均匀间隔开设有多个长条凹槽，以实现装药结构的径向燃烧；多个长条凹槽从装药头部远离装药主体的端部延伸至装药主体。本申请属于固体火箭发动技术领域，本申请的装药结构燃面比可大范围调节，火箭发动机的推力可调节，结构简单，生产成本低。

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。