搜索结果: 1-15 共查到“航空、航天科学技术 固体火箭发动机”相关记录32条 . 查询时间(0.167 秒)
我国最大推力固体火箭发动机试车成功
推力 固体 火箭发动机 试车成功
2019/3/6
我国新研的200吨推力固体火箭发动机地面热试车获得圆满成功。这一成果可应用于未来长征十一号固体运载火箭的改进型。这是四院瞄准商业航天发射市场需求而研发，目前国内装药量最多、推力最大的整体式固体发动机。其采用高性能纤维缠绕复合材料壳体，直径为2.65米，装药量达71吨。
固体火箭发动机缺陷的ICT局部检测
局部检测 卷积反投影 小波变换
2015/11/11
为了实现对固体火箭发动机缺陷的局部检测,提出了窄角扇束工业计算机断层扫描成像(ICT)检测固体火箭发动机缺陷的局部检测方案.采用平移/旋转扫描方式和只旋转扫描方式对固体火箭发动机缺陷进行局部检测.为了验证局部检测方案的有效性,利用窄角扇束ICT对某型固体火箭发动机进行局部检测,并利用卷积反投影算法和小波变换算法进行局部重建.结果表明:平移/旋转扫描方式适合窄角扇束ICT对固体火箭发动机缺陷进行局部...
为了研究隔舱消融对双脉冲发动机中燃烧室的压强振荡影响规律,选择隔舱消融几个典型时刻进行研究,运用大涡模拟(LES)方法,对Ⅱ脉冲工作时的发动机流场稳定性进行数值模拟.最后得到了各工况下的压强时间曲线及其快速傅氏变换(FFT)结果.分析表明:由于Ⅱ脉冲工作初期隔舱暴露在流场中产生额外扰动,以及隔舱级间通道形成狭窄通道的加速作用,是导致边界层分离而引起障碍涡脱落的主要因素.点火初期,双脉冲发动机易发生...
为了研究飞行状态对固体火箭发动机尾喷焰的影响,建立了含化学反应项和组分输运项的N-S(Navier-Stokes)控制方程,并采用MUSCL(monotonic upstream-centered scheme for conversation laws) Roe格式的有限体积法进行求解.在此基础上,结合热力计算结果对某固体火箭发动机在不同飞行状态下的化学反应流和单一组分流进行仿真计算.结果表明:...
根据固体发动机的结构和生产工艺，将发动机燃烧室射线检测缺陷分为8 大类14 小类。对传统的底片判 读原则进行了发展，提出了针对固体发动机的“位置－形状－密度”影像评判方法，并对衬层与药柱脱粘缺陷进行 了验证性分析。最后，给出了部分缺陷的工业CT 或射线照相典型影像，对于指导固体发动机射线检测缺陷评定具 有一定的经验价值。
为了正确判定衬层“半固化”状态，更好地控制发动机质量，采用了超声纵波反射技术和激光测厚技术实时监测衬层固化反应过程，并针对衬层固化温度和普通超声探头工作环境要求设计了衬层固化过程超声实时监测系统，根据衬层厚度、纵波传播速度、声衰减系数的变化对衬层固化状态进行表征。监测结果表明，随着衬层固化反应的进行，衬层厚度和声衰减系数逐渐减小，纵波传播速度逐渐增大，完整反应了衬层固化状态的变化，能够判定衬层的“...
针对固体火箭发动机工业CT(computed tomography)三维扫描数据,从计算时间和测量精度两方面考虑,结合固体火箭发动机内部缺陷体空间数据场的特征,通过改进传统的空间最大距离求解法——擂台法,提出了基于分类种子点法的体空间缺陷最大直径矢量特征测量方法.设计了预置缺陷的固体火箭发动机,经实验验证,相比传统擂台法,该方法能够提高测量精度和缩短计算时间,最大直径及其与轴向锐角夹角的最大测量误...
固体火箭发动机转角涡脱落分类
声涡耦合 固体火箭发动机 大涡模拟
2013/5/19
应用三维大涡模拟（LES）方法对C1x模拟试验器进行了数值模拟，以研究转角涡脱落引起的声涡耦合现象.结果表明：与二维和轴对称LES相比，三维LES方法可以准确捕获转角涡脱落运动的三维特性及锁频现象.根据转 角涡脱落是否在腔内形成声反馈循环过程可将其分为两类问题，第1类形成声反馈循环涡；第2类形成自耗散涡.燃烧室的台阶扩张比、台阶前后长径比是影响两类转角涡脱落现象的重要结构参数.
固体火箭发动机喷管内采用燃气导流片技术,可以使火箭绕其纵轴旋转。文中建立了喷管内燃气导流片流场数值分析的数学和物理模型,通过数值仿真分析了导流片产生导转力矩的原因及其结构参数对火箭导转特性的影响,并采用高速旋转试验和外弹道飞行测试试验结果与理论计算结果进行比较,结果表明火箭最大转速的理论计算结果和试验结果一致性较好,从而验证了燃气导流片数值模型的可靠性。
中小型固体火箭发动机喷管扩张比寻优算法
固体火箭发动机 最佳扩张比 寻优算法
2012/12/25
为了寻求喷管最佳扩张比,以提高固体发动机总体性能,结合发动机设计理论和工程设计方法,借助数值计算和编程工具,提出了以固体发动机的冲质比为目标函数的喷管扩张比寻优算法,并建立相应的数学模型。结果表明该算法能快速获得最优解,使发动机冲质比达到最大。该算法合理可行,实用性好,完善了固体发动机设计方法,也为后续研究拓展了思路。
为评估长期贮存后固体火箭发动机安全性的变化,对贮存时间为18年的某型固体火箭发动机进行了解剖.测试并比较了经过长期贮存后发动机药柱的力学性能和各种感度,而后进行了长期贮存后推进剂和发动机试件的枪击试验,各种试验项目中均利用贮存期为4年的推进剂方坯进行对比.结果表明:长期贮存后推进剂热安全特性变化不明显,但撞击感度和摩擦感度明显增加并且在枪弹高速冲击下破碎严重,长期贮存后发动机在模拟枪击试验中表现出...
在固体火箭发动机体数据三维重构的基础上,构建出符合脱黏、气泡和夹渣体数据特征的三维相似变换模板,经三维相似变换后,定位出各类缺陷的体数据场位置,选取缺陷几何中心为缺陷精确定位的标志点,给出了体空间中缺陷几何中心的计算方法.设计制作了预置典型缺陷的模拟固体火箭发动机,测量得到的缺陷几何中心和实际几何中心的距离与最大直径的比值都不大于10%,即测量得到的几何中心与实际几何中心很接近,因此对缺陷几何中心...
针对某固体火箭发动机工作末期出现的压力振荡现象开展了数值研究与线性预估.通过有限元方法得到了燃烧室空腔的声模态及固有声振频率,轴向1阶与2阶声振频率随燃面退移先减小后增大;利用大涡模拟方法分析了燃烧室内的流场特性及压力振荡特性,振荡频率与试验结果一致,判定该发动机出现了以轴向1阶声振频率为主导的不稳定燃烧;其次分析了发动机内阻尼特性,其阻尼随燃面退移不断减小;最后通过不稳定燃烧线性理论解释了该发动...
基于界面粘接模型假设，采用界面共节点有限元分析方法，计算了粘接系统的应力与应变分布，探讨了各层材料性能参数和结构参数对粘接系统力学性能的影响。结果表明，随着衬层弹性模量增加，应力集中程度严重；绝热层的弹性模量对粘接系统的力学性能影响很小，衬层厚度对应力、应变的分布基本没影响；中间相模量和厚度是影响界面粘接质量的主要因素。高的中间相弹性模量和厚度会使应力集中程度增强，使粘接破坏更趋于内聚破坏而不是界...