针栓变推力固体火箭发动机动态响应特性研究
喉栓式变推力固体火箭发动机
喉栓式变推力固体火箭发动机喉栓式变推力固体火箭发动机是一种先进的推进系统，它在航天领域发挥着重要的作用。
喉栓式变推力固体火箭发动机的设计灵感来自于人类的喉咙，以其独特的结构和机制，使得火箭发动机能够根据需要调整推力大小，实现更加精确的控制。
喉栓式变推力固体火箭发动机由多个喉栓单元组成，每个喉栓单元都有自己的燃烧室和喷嘴。
当需要增大推力时，燃烧室内的燃料燃烧更加充分，产生更多的燃气通过喷嘴喷出，从而增加推力。
反之，当需要减小推力时，燃料燃烧不那么充分，产生的燃气流量减少，从而减小推力。
喉栓式变推力固体火箭发动机的推力调节是通过控制燃烧室内的燃料供给来实现的。
通过增加或减少燃料的供给量，可以调整燃烧室内的燃料燃烧速度，进而控制燃气的产生速度和流量，从而实现推力的调节。
喉栓式变推力固体火箭发动机具有多种优点。
首先，它具有较高的推力调节范围，可以根据任务需求灵活调整推力大小。
其次，它具有较高的推力精度，可以实现更加精确的轨道控制。
再次，它具有较高的可靠性和安全性，由于其简单的结构和机制，喉栓式变推力固体火箭发动机的故障率较低，可以有效保证任务的顺利进行。
喉栓式变推力固体火箭发动机在航天领域的应用非常广泛。
它可以用于卫星发射、空间探测器、载人航天器等各种航天任务中。
在卫星发射任务中，喉栓式变推力固体火箭发动机可以根据不同的轨道要求，调整推力大小，实现卫星的精确定位和轨道控制。
在空间探测任务中，喉栓式变推力固体火箭发动机可以帮助探测器实现精确的轨道调整和目标飞越。
在载人航天任务中，喉栓式变推力固体火箭发动机可以保证航天器的安全返回和着陆。
喉栓式变推力固体火箭发动机是一种先进的推进系统，它通过调整燃烧室内的燃料供给，实现推力的精确调节。
它具有较高的推力调节范围、推力精度、可靠性和安全性，在航天领域发挥着重要的作用。
随着技术的不断发展，喉栓式变推力固体火箭发动机将会进一步提升其性能，为人类航天事业做出更大的贡献。
火箭推进剂输送连接器自动对接装置及其动态特性研究
Ａｂｓｔｒａｃｔ： Ｉｎ ｏｒｄｅｒ ｔｏ ｒｅａｌｉｚｅ ａｕｔｏｎｏｍｏｕｓ ｍａｔｉｎｇ ｂｅｔｗｅｅｎ ｇｒｏｕｎｄ ｕｍｂｉｌｉｃａｌ ｃｏｎｎｅｃｔｏｒ ａｎｄ ｌａｕｎｃｈ ｖｅｈｉｃｌｅ， ｉｍｐｒｏｖｅ ｄｙｎａｍｉｃ ｔｒａｃｋ⁃
Ｋｅｙｗｏｒｄｓ： Ｌａｕｎｃｈ ｖｅｈｉｃｌｅ’ ｓ ｕｍｂｉｌｉｃａｌ ｃｏｎｎｅｃｔｏｒ； Ａｕｔｏｎｏｍｏｕｓ Ｍａｔｉｎｇ； Ｄｙｎａｍｉｃ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ
０ 前言
在航天运载火箭发射支持系统中， 地面的推进剂
输送管路、 供配气管路与运载火箭间需通过连接器进
行对接， 实现液 ／ 气介质加注或者泄出火箭的功能。
国内北京航天发射技术研究所长期承担运载火箭气液连接器的研制及型号配套工作最早最主要开展运载火箭连接器连接器对接机械设备研究和设计针对连接器自动对接技术从对接部位对接时机及输送介质等方面进行了分类基于国内现役火箭技术特点提出了应用建议及措施对并联机构式连接器自动对接系统的控制流程进行了研究78
２０２０ 年ห้องสมุดไป่ตู้２ 月
。 因此， 开展
国内外包括美国国家航空航天局、 俄罗斯宇航
局、 中国运载火箭技术研究院等对运载火箭连接器自
动对 接 技 术、 对 接 机 构 等 内 容 开 展 了 持 续 的 研
究 ［３－８］ 。 美国方面， 前期对土星 Ⅴ、 宇宙神 ５、 Ｘ⁃３３
等型号运载火箭 ／ 飞行器开展了平衡臂式、 伸缩式等
关键词： 火箭连接器； 自动对接； 动态特性
中图分类号： Ｖ４７５ １
固体火箭发动机 旋转爆震原理
固体火箭发动机旋转爆震原理固体火箭发动机是一种使用固态推进剂的火箭发动机。
它的工作原理是利用化学反应释放的能量将推进剂喷射出去，从而产生推力推进火箭运动。
旋转爆震原理是指在固体火箭发动机中利用旋转爆震效应来提高燃烧效率和推进力的一种原理。
固体火箭发动机的基本构造包括推进剂、燃烧室、喷嘴等部分。
推进剂在进入燃烧室后经过化学反应，产生高温高压气体，并通过喷嘴喷射出去，产生推力。
而在旋转爆震原理中，通过控制燃烧室内的气体，使之产生旋转爆震效应从而提高燃烧效率和推进力。
旋转爆震效应是指在燃烧室内部气体的流动过程中产生的一种不规则的脉动现象。
这种流动现象导致了燃烧室内气体的非均匀分布，使得燃烧更加充分，从而提高了燃烧效率。
同时，这种非均匀分布的气体流动也增加了燃烧室内的湍流程度，从而使得推进剂的喷射更加均匀和快速，提高了推进力。
固体火箭发动机通过控制燃烧室内气体的流动方式，使之产生旋转爆震效应，从而提高了燃烧效率和推进力。
为了实现旋转爆震效应，固体火箭发动机的燃烧室内部设计通常采用特殊的结构，例如增加螺旋状的燃烧室壁面，或者增加适当的凹凸结构，以促进气体的波动和扰动。
在固体火箭发动机的工作过程中，当推进剂被点火后，燃烧室内部的气体开始产生旋转爆震效应。
这种效应产生的脉动气流使得燃烧效果更为充分，燃烧产生的热能更集中，推进力也相应增加。
通过合理设计燃烧室结构和控制点火过程，可以进一步提高旋转爆震效应的有效性。
固体火箭发动机的旋转爆震原理在实际应用中取得了较大的成功。
例如在航天领域，固体火箭发动机已经被广泛应用于各种航天器和导弹中，其高可靠性和推进力表现得到了广泛认可。
而在军事领域，固体火箭发动机也被用于各种导弹和火箭弹中，其快速响应和高推进力也是极其重要的。
总的来说，固体火箭发动机的旋转爆震原理是通过控制燃烧室内气体的流动方式，使之产生旋转爆震效应，从而提高了燃烧效率和推进力。
这种原理的应用已经成为固体火箭发动机设计和研发中的重要部分，其成功应用不仅提高了固体火箭发动机的性能，也为航天和军事领域的发展带来了巨大的推动力。
固体火箭发动机推力公式
固体火箭发动机推力公式
固体火箭发动机是一种火箭发动机，常用于发射任务和导弹等领域。
其推力公式是固体火箭发动机设计的重要指标之一，其计算公式为：
F =
G * Isp * (1 - e^-t/T)
其中，F表示推力，G表示燃料的质量流量，Isp为比冲，t表示时间，T为燃烧时间，e为自然对数的底数。
这个公式可以用来计算固体火箭发动机的推力大小和变化规律，为火箭发射和导弹导航等任务的设计和运行提供指导意义。
固体火箭发动机的推力大小和变化规律是由多种因素决定的，例如燃烧流场的特性、燃料的化学组成和物理性质、发动机的几何形状和结构等。
因此，在设计固体火箭发动机和计算推力公式时，需要综合考虑多种参数和变量，以确保发动机能够稳定可靠地工作。
在实际应用中，固体火箭发动机的推力公式可以用来预测发动机的性能和运行情况，为发动机的调试、控制和优化提供支持。
此外，还可以用来分析不同型号固体火箭发动机的性能差异、比较不同火箭发动机的推力大小和效率等，为火箭发射和导弹导航等任务的优化提供依据。
总之，固体火箭发动机的推力公式是固体火箭发动机设计和运行的重要指标和工具，其准确计算和合理应用对于提高发动机的性能、降低成本和提高运行安全性具有重要意义。
固体火箭发动机
固体火箭发动机固体火箭发动机定义与原理固体火箭发动机为使用固体推进剂的化学火箭发动机。
固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，化学能转换为热能，生成高温高压的燃烧产物。
燃烧产物流经喷管，在其中膨胀加速，热能转变为动能，以极高的速度从喷管排出而产生推力。
固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。
固体火箭发动机组成固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。
药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体（中空部分为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形等）。
药柱置于燃烧室（一般即为发动机壳体）中。
在推进剂燃烧时，燃烧室须承受2500～3500度的高温和102～2×107帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。
点火装置用于点燃药柱，通常由电发火管和火药盒（装黑火药或烟火剂）组成。
通电后由电热丝点燃黑火药，再由黑火药点火燃药拄。
喷管除使燃气膨胀加速产生推力外，为了控制推力方向，常与推力向量控制系统组成喷管组件。
该系统能改变燃气喷射角度，从而实现推力方向的改变。
药柱燃烧完毕，发动机便停止工作。
固体火箭发动机的优缺点分析及适用范围固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较，具有结构简单，推进剂密度大，推进剂可以储存在燃烧到中常备待用和操纵方便可靠等优点。
缺点是“比冲”小（也叫比推力，是发动机推力与每秒消耗推进剂重量的比值，单位为秒）。
固体火箭发动机比冲在250～300秒，工作时间短，加速度大导致推力不易控制，重复起动困难，从而不利于载人飞行。
固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。
固体火箭发动机的关键设计固体火箭发动机药柱燃烧过程中燃面面积的精确计算在固体火箭发动机设计中一直占有重要地位，国内外学者对此也提出了很多计算方法，像通用坐标法、有限元素法和边界坐标法等，但这些方法基本都是数值法，其输入复杂，无法显示燃烧过程中燃面的精确变化，计算精度不高且容易产生燃面波动。
固体火箭发动机人工脱粘技术研究进展
固体火箭发动机人工脱粘技术研究进展固体火箭发动机是一种重要的航天推进系统，其可靠性和性能直接影响着航天器的发射成功率和任务完成能力。
然而，在长时间贮存后，固体火箭发动机中的推进剂和粘结剂之间会产生脱粘现象，给发动机的可靠性和性能带来潜在隐患。
因此，关于固体火箭发动机人工脱粘技术的研究成为了航天领域中一项重要的课题。
本文将介绍固体火箭发动机人工脱粘技术的研究进展，并分析其在提高发动机可靠性和性能方面的应用前景。
一、背景介绍固体火箭发动机是一种使用固体推进剂作为燃料的火箭发动机，由于其工作原理简单、结构稳定且可靠性高等优点，被广泛应用于航天领域。
然而，固体火箭发动机中使用的推进剂和粘结剂在长时间贮存过程中，容易产生脱粘现象，降低了发动机的可靠性和性能。
因此，研究固体火箭发动机人工脱粘技术已经成为了航天领域一个备受关注的领域。
二、脱粘机理分析固体火箭发动机中的脱粘现象主要是由于推进剂和粘结剂之间的界面结合力不足造成的。
推进剂在长时间贮存后，可能会发生物理和化学变化，使得其与粘结剂之间的结合力下降。
此外，环境因素（如温度和湿度的变化）、加速老化试验和运输振动等也可能导致发动机出现脱粘现象。
因此，人工脱粘技术的研究旨在提高推进剂和粘结剂之间的结合力，防止脱粘现象的发生。
三、人工脱粘技术研究进展1. 表面处理技术表面处理技术是固体火箭发动机人工脱粘技术中的一种常用方法。
通过对发动机内部表面进行特殊处理，如冲击研磨、喷砂、喷涂等，可以增强推进剂和粘结剂之间的结合力，减少脱粘现象的发生。
研究表明，合适的表面处理技术可以提高结合强度，并延缓粘结剂老化速度，从而提高火箭发动机的可靠性和性能。
2. 粘结剂改进技术为了克服固体火箭发动机脱粘现象带来的影响，研究人员还广泛探索了粘结剂改进技术。
这些技术包括添加新的助剂、调整粘结剂成分、优化配方等。
通过改进粘结剂的性质和结构，可以提高其与推进剂之间的结合力，增强粘结界面的稳定性，从而减少脱粘现象的发生。
固体推进剂准静态力学性能预测方法研究的开题报告
固体推进剂准静态力学性能预测方法研究的开题报告一、研究背景固体推进剂由于其简单、容易储存和运输、装填方便等特点，被广泛应用于火箭发动机中。
然而，固体推进剂在燃烧过程中会产生高速的热气流，导致火箭发动机的结构受到很大的挑战，也会对其准静态力学性能（例如：剪切应变、压缩应力等）造成影响。
因此，研究固体推进剂的准静态力学性能预测方法，对于保证火箭发动机安全运行具有重要的意义。
二、研究目的和意义本研究的主要目的是针对固体推进剂的准静态力学性能预测问题，探索相应的研究方法和技术，以提高火箭发动机的安全性和可靠性。
本研究的意义在于：1. 对于进一步深入了解固体推进剂的力学特性，提高火箭发动机的安全性具有重要意义。
2. 提供一种预测固体推进剂准静态力学性能的方法，大大提高了火箭发动机的设计和生产效率。
3. 通过本研究，可以为解决固体推进剂的力学性能的评估问题提供有效的技术支撑和方法指导。
三、研究内容和技术路线本研究拟以固体推进剂的准静态力学性描述为基础，通过建立合适的模型和预测方法，进行预测固体推进剂的力学特性。
1. 固体推进剂力学性能评估模型的建立。
在考虑火箭发动机工作环境的基础上，利用弹性力学原理，建立适用于固体推进剂的力学模型。
2. 固体推进剂准静态力学性能的预测方法探索。
通过建立合适的预测方法和技术，对固体推进剂的准静态力学性能进行预测。
3. 实验数据的采集与分析。
利用已有的实验数据或自行开展实验，收集固体推进剂的准静态力学性能数据，对预测方法进行验证和完善。
4. 结果分析和应用。
通过对数据的分析和总结，对比不同预测方法，探讨其优缺点，并针对具体工程应用场景进行应用。
四、研究进度计划2021年6月至2021年9月：固体推进剂力学性能评估模型的建立；2021年10月至2022年1月：固体推进剂准静态力学性能预测方法的试验验证；2022年2月至2022年5月：实验数据的采集与分析；2022年6月至2022年9月：结果分析和应用。
固体火箭发动机0
固体火箭发动机0.5%高精度测试系统研制摘要:本文讨论了基于固体火箭发动机0.5％高精度测试系统的研究发展。
它介绍了火箭发动机模型，提出了固体火箭发动机0.5％高精度测试系统的设计、分析与实现。
其中，模拟仿真建立了固体火箭发动机0.5％的数字模型，实验验证了模型的准确性，并采用埃弗里特方法来评估机构的动平衡性和抗扰性。
最后，分析结果表明，本工作的测试系统可以满足实际应用要求，能够准确地检测固体火箭发动机0.5％的性能数据。
关键词：固体火箭发动机，高精度测试系统，模拟仿真，埃弗里特方法，动平衡，抗扰性。
正文：1. 引言：固体火箭发动机是太空航行的一种重要能源来源之一，其性能数据的准确性对于太空航行的安全性有着至关重要的影响。
为了使得测量固体火箭发动机的精度有限的性能数据更加精确，本文探讨了基于固体火箭发动机0.5%高精度测试系统的研究发展。
2. 固体火箭发动机模型：首先，本文建立了固体火箭发动机0.5％数字模型，它包括了推力/燃气流及其变化规律，固体火箭发动机燃料粒度及其变化规律，固体火箭发动机燃烧室内部的介质流动特性和内部温度场的变化规律。
本文使用单元空间有限差分方法来建立模型，并结合有限元管理理论的封闭形式求解方法得到模型解。
3. 高精度测试系统的设计:本文提出了一种基于固体火箭发动机0.5％高精度测试系统的设计。
固体火箭发动机0.5％高精度测试系统由测量信号分析软件，模拟和测试系统硬件组成，采用埃弗里特法来分析机构的动平衡性和抗扰性，从而将固体火箭发动机实时采集的数据进行提取，然后将固体火箭发动机的性能数据进行更准确的测量及诊断。
4. 结果与分析：本文的模拟仿真和实验结果证明，本文提出的高精度测试系统能够满足实际应用的要求，能够准确地检测固体火箭发动机0.5％的性能数据，使得太空航行的安全性得到更好的保障。
5. 结论：本文提出的固体火箭发动机0.5％高精度测试系统具有良好的测量精度，系统可以实时测量固体火箭发动机0.5％性能数据并能够进行诊断，从而为太空航行安全提供更好的保障。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
针栓变推力固体火箭发动机动态响应特性研究
马宝印;李军伟;王兴起;宋岸忱;张智慧;王宁飞
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2020(41)10
【摘 要】为了解针栓式固体发动机的动态响应特性,基于可变等效喉部面积的调控
内弹道模型,研究了针栓型面及其调节过程对发动机动态响应的影响。结果表明:针
栓式变推力固体发动机响应时间以及推力响应的动态特性与针栓移动速度、针栓型
面以及推进剂压力指数密切相关。发动机响应时间由针栓移动时间和针栓移动造成
的压力延迟时间组成;随针栓移动速度增大,针栓移动过程与压力延迟过程相对比重
发生变化,使得响应时间先快速缩短后趋向于定值,由32ms缩短至11.6ms,而推力
过冲逐渐增大,但在针栓打开过程中响应时间更短,推力过冲更大,并且计算表明压力
和等效喉部面积的相对变化率决定了推力过冲;随着正压力指数的增大,压力调节范
围增大,推力过冲和响应时间均增加,而负压力指数的推进剂明显缩短响应时间,抑制
推力过冲;凸型面针栓能够缩短响应时间同时降低推力过冲,可根据等效喉部面积相
对变化率获得最佳型面曲率,使得响应时间和推力过冲最小。
【总页数】12页(P2161-2172)
【作 者】马宝印;李军伟;王兴起;宋岸忱;张智慧;王宁飞
【作者单位】北京理工大学宇航学院;内蒙古动力机械研究所
【正文语种】中 文
【中图分类】V435.12
【相关文献】
1.喉栓式推力可调固体火箭发动机动态响应特性数值分析2.变推力固体火箭发动机
喉栓烧蚀试验研究3.喉栓式变推力固体火箭发动机内弹道调节特性4.推进剂压强
指数对喉栓式变推力固体火箭发动机推力调节特性的影响研究5.变推力液体火箭
发动机中针栓喷注器研究综述
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买