谈QJ 2938《固体火箭发动机静止试验质量控制要求》的实施

概述了编制则QJ2938《固体火箭发动机静止试验质量控制要求》的必要性及原则,并结合标准内容,对试验准备、试验和试验后处理三个阶段固体火箭发动机静止试验的质量控制的有关问题进行了说明。

固体火箭发动机静止试验振动特性分析

以动力学、声学和信号系统分析等基础理论为依据,通过大量的实测数据,揭示了固体火箭发动机静止试验的全过程中在地面和高空模拟两种试验状态下,发动机壳体振动特性与发动机工作时产生的喷气噪声两者之间的内在关系。

QJ2576《固体火箭发动机静止试验术语》简介

概述了制定QJ2576—93《固体火箭发动机静止试验术语》的必要性,介绍了术语编制范围和收编原则,分析和说明了与术语有关问题的处理方法,并对标准中部分术语作了解释。

固体火箭发动机虚拟试验技术研究综述

试验测试是评估武器装备性能的重要技术,为解决传统试验方式存在的资源成本高、试验性能难以预示等问题,将虚拟试验技术与固体火箭发动机试验测试领域结合,以缩短发动机试验周期、降低测试费用、提高产品质量。基于固体火箭发动机主要试验测试方法的研究现状,重点介绍了固体火箭发动机虚拟试验的总体架构,阐述了虚拟试验中需要构建的模型和结果的校核验证,进一步展望了科研人员未来可挖掘的潜在研究方向。

冲击和振动载荷下固体火箭发动机响应传递特性仿真分析

为优化固体火箭发动机的结构布局,改善地面力学试验的精确度,采用有限元仿真方法研究了发动机在着陆冲击载荷和挂飞段随机振动载荷作用下的响应传递特性和分布规律,分析得到了冲击和振动响应谱,并与试验数据进行对比。结果表明:在X方向着陆冲击作用下,响应沿轴向和径向的变化均不超过10%;在Y方向着陆冲击作用下,响应沿轴向和径向衰减约达30%;在X方向随机振动作用下,响应沿轴向变化很小,但沿径向衰减约30%;在Y方向随机振动作用下,响应沿轴向和径向大幅增加1~2倍。

固体火箭发动机试验模态分析

针对某大型分段式固体火箭发动机试验模态分析,试验结果出现了直观“不平衡”的扭转振型,通过数据分析结合试验模型的可观测性状和固体发动机的结构形式,认为药柱的弹性特性影响是主要因素。由于固体火箭发动机是密封充压结构,用于保护药柱,因此不能对药柱粘贴测点进行验证测试。为此建立固体发动机对比仿真模型,并基于试验数据对仿真模型进行了修正,然后按照模态试验的激振方式进行谐响应分析。分析结果验证了直观“不平衡”的扭转振型,证明了药柱的弹性特性是导致上述现象的原因。当固体火箭发动机直径增加,装药量也将大幅增加,低刚度和粘弹性特性固体推进剂的弹性特性将对整体弹性特性的影响将不可忽视,因此针对大型固体火箭发动机提出了试验模态分析药柱的测量和激振要求。

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

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。

固体火箭发动机高空模拟试验的流场仿真分析

文章以固体火箭发动机高空模拟试验为研究对象,通过构建准确的流场仿真模型,运用数值模拟方法进行流场分析,并与实验数据进行对比分析,评估仿真的准确性和可靠性。同时,针对仿真结果中的参数敏感性进行分析,提出流场优化和设计改进的方案。本文可为固体火箭发动机的高空模拟试验提供理论指导和技术支持,为优化设计和性能评估提供有力的依据。

核热火箭发动机技术发展态势分析与启示

为解决航天任务中太阳能利用困难和化学能能力瓶颈的问题,发展空间核动力势在必行。核热火箭发动机具有运行能量转换效率高、推力调节范围广、比冲大、长驻留、启动快、可多次启停等优点,近年来再次成为国内外研究热点。通过回顾美俄在核热火箭发动机技术上的发展历程,梳理涉及的反应堆、发动机、推进剂管理、地面试验、系统仿真与核安全等相关的关键技术,总结美俄核热火箭发动机发展的启示,为未来空间核热火箭发动机的规划论证与技术研发提出发展建议。

固体火箭发动机地面静止试验的危害及安全防护

固体火箭发动机静止试验作为考核发动机性能的主要试验项目之一,发动机存在可能由于外部的热源、机械作用、冲击波、电等能量引发推进剂的燃烧、爆燃、爆燃转爆轰、冲击波转爆轰等典型的剧烈化学反应,形成发动机不同等级的危险性事故。分析了固体火箭发动机地面静止试验过程中存在的危害因素及其产生的途径,并从安全技术和安全管理角度提出了相应的对策措施。

某型固体火箭发动机综合性能试验与寿命评估

对不同贮存期的某型固体火箭发动机进行了零部件的功能试验和燃烧室的解剖试验。根据试验测得的推进剂化学性能和力学性能的变化,对不同贮存期的发动机进行了内弹道和结构完整性计算。比较理论分析和综合性能试验的结果,对该型发动机服役寿命进行了评估,发现决定其寿命的因素是粘接界面的失效。

固体火箭发动机喷管分离流动数值模拟及试验研究

对地面条件下大面积比喷管出现的分离流动进行了数值计算分析和试验。首先,利用商用CFD软件进行做数值计算,计算了多种工况,分析了燃烧室压强、喷管型面对分离流动的影响;然后,利用某型号固体火箭发动机进行喷管分离流试验,测得了喷管壁面上沿轴向的压强分布数据。试验捕捉到的与流场数值计算中得到的分离点位置相近,验证了流场数值计算的准确性,数值计算和试验为进一步深入研究打下基础。

非壅塞固体火箭冲压发动机二次燃烧试验研究

通过直连式试验研究非壅塞固体火箭冲压发动机二次燃烧影响因素。试验结果表明,当空燃比在一定范围内变化时,若空燃比变大,则燃烧效率升高,当空燃比达到一定程度后再增加,则燃烧效率降低;对于铝镁贫氧推进剂取较小的后置长度时燃烧效率较高;与两股燃气射流向外喷射相比,两股燃气射流向内喷射的燃烧效率明显高;燃气射流与空气流在进气道出口直接撞击不利于燃烧效率的提高。

固体火箭冲压发动机补燃室绝热层烧蚀试验研究

补燃室热防护系统研究是飞航导弹固冲发动机研究的一项重要内容。设计了固冲试验发动机,采用新型绝热材料作为补燃室绝热层,并通过直连式试验研究考核该绝热层在补燃室恶劣条件下的工作情况,为固冲发动机补燃室热防护系统研究提供了可借鉴的资料。

固体火箭发动机冷增压试验系统的设计与应用

针对固体火箭发动机药柱点火瞬态过程应变难以测量的工程难题,研制了固体火箭发动机冷增压试验系统。该系统利用高压气体对药柱内腔进行加压,模拟发动机点火增压过程,实现了药柱内表面应变的实时测量。利用该系统对某型号固体火箭发动机进行了冷增压试验,并将试验结果与数值仿真结果进行了对比,二者相对误差在8%以内。该试验系统操作方便,性能稳定,结果准确。

固体火箭发动机地面试验测量系统研究

针对固体火箭发动机地面试验,基于柔性试验架建立试验设备,应用虚拟仪器技术搭建通用测量硬件平台,使用LabVIEW 7.1开发了一套包含参数控制、参数标定、数据测量、数据处理在内的发动机地面试验通用测量软件,从而建立了发动机测量系统。该测量系统可同步监测整个固体火箭发动机工作过程,能够满足发动机地面试车性能检测高精度要求,具有快速反映整个试车过程的能力和节省数据处理时间等优点。

过载对固体火箭发动机性能影响试验研究(英文)

建立了立式旋转试车台,研究了高过载对固体火箭发动机性能的影响。通过地面静止及不同过载(15gn,15gn;35gn,15gn)条件下点火对比试验,获得固体火箭发动机在不同过载条件下内弹道性能以及绝热层和喉衬的烧蚀规律。试验表明,随着过载增加,发动机压强增大、工作时间缩短;横向与轴向的组合过载恶化了烧蚀环境,使喉衬出现偏心烧蚀。

固体火箭发动机绝热层粒子侵蚀特性数值模拟研究

针对固体火箭发动机高浓度颗粒流冲刷下的粒子侵蚀绝热层问题,运用Standard k-ε湍流模型和颗粒轨道模型对某型地面模拟过载试验发动机进行三维两相流数值模拟,分析两相流场特性,基于Oka粒子侵蚀模型计算某型EPDM绝热层的粒子侵蚀率,并与7次地面模拟过载试验发动机粒子侵蚀试验结果进行对比。数值结果表明,该粒子侵蚀模型可靠且精度有保证,能够正确预示绝热层粒子侵蚀特性;计算与试验所得的侵蚀率分布范围基本相同,计算所得最大侵蚀率偏大,最小相对误差4.69%,平均相对误差约13.89%;但侵蚀分布特征与试验结果不完全一致,分析认为粒径分布数据与真实值的偏差是侵蚀分布特征存在差异的主要原因。研究结果可用于工程中EPDM绝热层高浓度颗粒冲刷下的粒子侵蚀分析,能够为固体火箭发动机绝热层设计及热防护可靠性研究提供参考。

固体火箭发动机试验数据分析处理及管理系统

介绍了一种固体火箭发动机试验数据分析处理及管理系统。该系统具有标定、数据采集、试验数据分析处理、发动机性能预估、参数辨识及试验数据库管理功能。由于采用了发动机性能预估和参数辨识方法 。

固体火箭发动机振动试验夹具优化分析与研究

通过相同激励条件下对3种典型振动试验夹具进行宽频段随机振动试验分析,发现夹具在试验频段内出现不同程度的共振现象,过试验现象严重;通过3种典型振动试验夹具质量、一阶固有频率、位移变化量及应变变化量等数据对比、分析,得出影响振动试验夹具振动传递特性的主要因素,以影响因素为优化变量,以典型部位平均响应与输入的振动传递比为优化目标,进行拓扑优化设计,最终经过夹具振动试验验证,过试验情况得到有效控制,满足相关规范要求,为固体火箭发动机振动试验控制提供保障。