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300mm火箭发动机组合装药设计

时间:2018-03-02 21:34来源:毕业论文
编写了装药设计、燃面分析和内弹道计算的完整程序,进行了对300mm火箭发动机组合装药形式的设计;再利用几何燃烧定律对装药进行了燃烧面积和通气面积的计算和分析

摘要根据圆孔装药和星孔装药两种药柱结构的设计理论,编写了装药设计、燃面分析和内弹道计算的完整程序,进行了对300mm火箭发动机组合装药形式的设计;再利用几何燃烧定律对装药进行了燃烧面积和通气面积的计算和分析;最后利用零维内弹道模型进行了内弹道特性分析,得到压强p-t曲线和推力F-t曲线。结果表明,设计计算所得的总体指标接近于任务指标,误差在可控范围内;设计所得的装药能够产生持续推力,且压力和推力波动小,不产生过大的压力峰。19044
关键字  装药设计  组合装药  燃面分析  内弹道
毕业设计说明书(论文)外文摘要
Title       The design of 300mm rocket motor composite grain              
Abstract
According to the design theory of star grain and round grain structure, a complete program of grain design, analysis of burning area and calculation of Interior ballistics have been completed and designed one composite grain structures of 300mm rocket motor.  Analyze the burning area and ventilation area of grain structures by geometric combustion law. Then calculate Interior ballistics by the zero-dimensional interior ballistic model and obtain curves of the pressure p-t and the thrust F-t. The results shows that the overall quota of the calculated close to task quota. The designed grain could provide continuous thrust and has small fluctuations in pressure and thrust.
Keywords   grain design    composite grain    analysis of burning area   
Interior ballistics
目   次
1  绪论    1
1.1  研究背景    1

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1.2  装药设计    1
1.3  常用推进剂    2
1.4  本文主要研究任务    4
2  装药设计基本理论    5
2.1  圆孔装药设计理论    5
2.2  星孔装药设计理论    7
2.3  本章小结    18
3  圆孔星孔组合装药设计    19
3.1  计算编程过程    19
3.2  圆孔装药程序计算    20
3.3  星孔装药程序计算    23
3.4  组合装药程序计算    26
3.5  本章小结    28
4  内弹道分析计算    29
4.1  零维内弹道微分方程    29
4.2  零维内弹道方程的计算    32
4.3  内弹道计算结果    36
4.4  本章小结    38
结  论    39
致  谢    40
参 考 文 献    41
1  绪论
1.1  研究背景
我国在固体火箭发动机取得了很大发展。其中固体推进剂经历了从双基推进剂、中能丁羟推进剂到高能推进剂的发展历程[1]。当前广泛被应用的是HTPB和HTPB+HMX(RDX)系列,性能已达到国际同类水平,标准理论比冲2590~2626N•s/kg,压强指数≤0.4,拉伸强度0.8~1.0MPa(+20℃),伸长率分别为50%~60%(+20℃)、50%~55%(+70℃)和40%(-40℃)[2]。低特征信号HTPB推进剂得到开发,总固体含量为98%的少烟HTPB推进剂的理论比冲为2527.5 N•s/kg,燃烧温度3000K,密度1730kg/ m3,燃烧5~13mm/s,压强指数约为0.4。高能推进剂理论比冲达2658.7 N•s/kg(小发动机实测比冲2509 N•s/kg),工艺性能和力学性能十分优异。为了进一步提高推进剂性能,对高能量密度材料也进行了大量的研究,如GAP、AND和CL-20等[3]。

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通过数十种固体火箭发动机的成功研制,我国在发动机设计与研究、推进剂与装药工艺技术、发动机材料与工艺以及发动机质量控制、性能测试和试验技术等方面已趋于成熟,发动机地面比冲、高空比冲分别达到了2500 N•s/kg和2942 N•s/kg,装药质量与发动机初始质量之比达到了0.92[3]。 300mm火箭发动机组合装药设计:http://www.lwfree.cn/jixie/20180302/10243.html
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