简介:摘要:本文介绍了某型双室双推力固体火箭发动机的基本结构以及分解存在的困难,针对分解方法开展探析,设计分解专用工装,使双室双推力固体火箭发动机分解过程平稳,避免了冲击和敲击,保护了内部装药,提高了作业安全性;只需两人协作即可实现双室双推力固体火箭发动机各零组件的分解,提高了操作的便捷性和生产效率。
简介:高空点火瞬态过程是液氧/甲烷火箭发动机工作过程中流动非常复杂、燃烧很不稳定的阶段。为了验证喷注流量不均是否为导致点火压力峰升高的重要因素,采用瞬态仿真对该过程进行数值模拟。在无喷注不均的情况下,得到了推力室各特征截面的温度和压力分布的时序演化,以及推力室侧壁及喷注器面上给定测点的压力分布时序,揭示了高空点火过程中着火点的位置特征及压力波在喷注器面的振荡过程。接下来设置了喷注流量不均的多种工况,发现喷注流量不均不会改变推力室侧壁最大压力峰值,只是改变最大压力峰值位置,但却明显增强了压力波对喷注器面的冲击,尤其使以隔板为界的内圈喷嘴所受的平均最大压力峰值达到了推力室稳态压力的30倍,从而验证了喷注流量不均是引起点火烧蚀的一个重要因素。
简介:近来,有关空间运输与研究可重复使用火箭各种需求的增加,世界各国正致力于降低费用与提高可靠性的工作。在美国,研制可重复使用火箭“冒险号”以替代航天飞机,其二分之一缩尺模型“X-33”计划1999年进行第一次飞行。在日本,计划研制可重复使用火箭(RLV)的主要依据是建立在H-2A火箭技术之上,在研制空天飞机型RLV前,先研制HOPE-X。计划研制的可重复使用火箭发动机是采用液氢/液氧、推力980.665~1961.33kN,并具有调节能力的发动机。发动机(包括液氢/液氧涡轮泵)的其他要求是工作寿命长,可靠性高。本文就可重复使用涡轮泵提出了一些关键技术。
简介:22N双组元液体火箭发动机采用四氧化二氮和一甲基肼为推进剂,在这样小的发动机中认为产生一次切向不稳定燃烧是不可能的,因为,这需要有极高的振荡频率。1991年,一台22N火箭发动机在常规的验收试验中,遇到燃烧室被烧毁时,就否认了是高频不稳定引起的。由于缺乏高灵敏的测试仪器和基于高振荡频率的一次切向不稳定燃烧是不可能产生的认识,因此,进行了大量的故障原因分析工作。后来的研究结果证明,50000Hz频率左右的一次切向不稳定燃烧是能够出现的。而改变喷注器集液腔容积和应用亥姆霍兹谐振器,便能成功地消除这种类型的不稳定燃烧。
简介:摘要:固体火箭发动机在出厂交付给使用单位时,能够保证其结构可靠度符合使用要求,但贮存多年后,固体火箭发动机的力学性能显著下降,其结构可靠度必然下降。因此,研究贮存多年后的固体火箭发动机结构可靠性是否符合要求,是十分必要的。因此,在固体火箭发动机储存年限到期后,需要对它进行无损检测,判断装备能否继续服役。目前,最有效的无损检测手段就是应用工业CT探伤,即计算机层析成像技术。在经过工业CT扫描后会得到一系列的断层图像,基于计算机视觉技术对这些图像进行分析,实现对图像中是否含有缺陷及缺陷的种类进行自动判别,一直是固体火箭发动机缺陷检测领域的难题之一。
简介:摘要:本文的研究目的是设计一款可以为小型固定翼飞行器提供辅助动力从而缩短起飞距离的且具有自动脱离能力的固体发动机助推装置。在模型建立和数据分析的基础上,通过模块化对该种助推装置进行研究。
简介:摘要:本文的研究目的是设计一款可以为小型固定翼飞行器提供辅助动力从而缩短起飞距离的且具有自动脱离能力的固体发动机助推装置。在模型建立和数据分析的基础上,通过模块化对该种助推装置进行研究。