在有效提高火箭弹炮口速度的同时,为减小发动机后喷燃气对发射装置的作用力,在未来高速超远程野战火箭设计中,可以将火箭发动机按双推力的方案设计。当火箭弹在定向管内运动时,火箭发动机在大推力状态下工作,能够迅速地达到预定的飞行速度;火箭弹出炮口后,转换到小推力状态下工作,用以进一步提高火箭弹的飞行速度。
双推力发动机[2]可以分为双室双推力、两次点火和单室双推力三种结构形式。双室双推力发动机由相互隔离的燃烧室和各自的喷管组成,可以看做两个独立的发动机单独工作以实现连续或间断的推力;两次点火发动机由两个燃烧室和一个喷管组成,两个燃烧室拥有完全独立的装药结构,通过两次点火实现间断的双推力;单室双推力发动机则是共用一个燃烧室和喷管,可以通过不同的推进剂组合(串联、并联等)、不同燃速的推进剂或不同的装药结构来实现双推力。
上述几种双推力发动机中,单室双推力发动机的结构设计更为简单,其运用前景更为广阔,自问世以来就被应用到各种战术导弹中,是目前研究的主要方向。
单室双推力固体火箭发动机的推力比是通过压强比来实现的。由于发射级燃烧室压强不宜过高,否则将增大燃烧室壁厚而使火箭的消极质量增大,同时续航级压强过低又将导致比冲下降,因此,单室双推力发动机的推力比一般不宜超过8。
1.2  单室双推力发动机国内外研究现状
单室双推力固体火箭发动机自从年代末问世以来,被应用到各种战术导弹上。由于它有着显著优点,因此越来越引起人们的重视,不但在地空导弹上得到广泛应用,就连空空、反坦克导弹乃至地地战术导弹上,其应用亦不乏其例[3]。可以预言,随着高速、大机动目标的出现,推进剂、装药工艺、发动机隔热技术等条件的成熟,单室双推力发动机在战术导弹上,尤其是在面空导弹上的应用,今后还会日趋增多。
1.2.1  单室双推力发动机国外研究现状
1.2.2  单室双推力发动机国内研究现状
1.3  本课题的研究内容
本课题针对未来高速野战火箭研制过程中可能遇到的关键问题,开展单室双推力固体火箭发动机设计研究,具体为管槽-端燃双推力组合装药设计的研究及内弹道特性研究,为研制高性能固体火箭发动机提供一定的技术支撑。主要任务有:
1)完成装药相关参数的初步设计;
2)完成药型参数的计算和调整;
3)完成组合装药的内弹道编程计算;
4)完成发动机相关结构的设计;
5)完成发动机的三文图绘制。
 2  管槽-端燃双推力组合装药设计
该药形由发射级侧面燃烧管槽药形和续航级端面燃烧药形组成。与星形-端燃双推力药形相比,发射级的装填系数高,当续航级采用低压高燃速推进剂后,可设计出发射级和续航级都有较大装药量的装药,适用于飞行速度高和射程较远的导弹使用。这是因为发射级的装药量大,可使导弹飞行到发射级末端的速度较大,而工作时间较长的续航级,可使这一较高的飞行速度保持较远的距离,在续航级设计允许的条件下,续航级装推进剂质量越大,实现导弹飞行速度越高,射程越远。此装药的双推力发动机具有结构紧凑、装填密度高、发动机的总推力冲量较大等特点。
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