小推力固体火箭发动机中止试验台设计(2)
3.3 喷管设计 31
3.3.1 喷管的结构形式 31
3.3.2 喷管的材料选择 31
3.3.3 喷管的热防护 31
3.4 药柱 32
3.4.1 药柱的材料 32
3.4.2 药柱形状的选择 33
3.4.3 药柱的优缺点 33
3.4.4 根据通气参量范围设计装药 33
3.5 单孔装药内弹道的计算 34
3.6 保险头的设计 35
3.7 药柱支撑装置设计 36
3.7.1 前支撑件的设计 36
3.7.2 后支撑件的设计 36
3.8 卡环的设计 37
3.9 铰链轴、活门座、迴转座的设计 37
3.10 主、副点火药包的设计 38
3.10.1 主点火装置设计 39
3.10.2 副点火装置设计 40
3.11 卡环接收器 40
4 固体火箭发动机氮气中止燃烧实验装置设计 42
5 控制线路的设计 44
5.1 中止实验燃烧的快速卸压点火时间 44
5.1.1 熄火机理 45
5.1.2 点火时间 45
5.2 氮气中止燃烧实验点火控制 46
结 论 47
致 谢 48
参 考 文 献 1
附录A 单孔装药内弹道计算Visual Basic代码 3
1 绪论
1.1 研究背景及意义
固体火箭发动机依靠固体推进剂的化学能作为能源。已被广泛用作火箭、导弹、宇宙飞船及航天飞机等各种飞行器的动力装置。它的特点主要有：操作方便、启动迅速；长期待命,可靠性高；结构紧凑，利于作战。针对以上这些特点，固体火箭发动机在以后的战役战术导弹的主要动力装置仍将占据主导地位。在当今世界，无控火箭弹、反坦克导弹、空对空与空对地导弹、中近程地对地、地对空、舰对地、舰对空等现役的战术导弹之中，几乎占80%以上的都采用了固体火箭发动机，作为一级或多级的动力装置。
定义当固体火箭发动机工作时，作用于其所有表面上的合力为火箭发动机的推力[1]。对大多数战术火箭而言，如果不是在主动段击中目标，就是在推进剂装药燃尽后自行熄火；对弹道式战略火箭或航天运载器来说，为了保证弹头命中目标或使有效载荷准确进入预定轨道，均要求火箭在主动段终点具有预定的速度矢量，这就需要在一定范围内调整发动机的工作时间，即当火箭达到预定的速度矢量时立即停止对弹头或有效载荷的推力作用，这一过程称为推力终止。固体火箭发动机的推力终止通常有强迫熄火和反推力装置两种方式[2]。
固体推进剂稳态燃烧机理的研究包括：分析推进剂燃烧表面形貌及燃烧表面组分随燃烧压强的变化以确定凝相反应；确定粘合剂在燃烧表面上有无熔化流动；氧化剂在燃面上的相对位置等。对此目前尚无实时分析的手段[4]。本课题所言的中止燃烧，是指推进剂在发动机内燃烧到某一时刻采用某种方法使推进剂突然熄火，也就是使推进剂中途停止燃烧，所以称中止燃烧[5]。然后在电镜、能谱分析仪等现如今科技手段的帮助下，对燃面上的组分进行分析，而这种方法要求熄火后的燃面能保持燃烧时的特征[4]。
强迫熄火技术是固体火箭发动机可控性研究的课题之一[2]。本课题中止燃烧试验的研究，主要是通过燃烧中止后的余药，围绕燃气气流对推进剂的侵蚀作用、推进剂在发动机内的燃烧规律和推进剂内部是否有气孔、裂纹或砂眼等缺陷而展开[5]。