关于双基火箭装药中硝化甘油迁移研究的评述

前言在火箭、导弹系统中,为了控制推进剂的燃烧表面,减少向发动机壳体的传热,通常要在药柱外侧包覆一层阻燃材料,即阻燃包覆层;对于壳体粘结式装药,往往还要在发动机内壁复加一层隔热体,称内绝热层。通常,两者都是以有机高分子材料为主体制成的。当前,双基推进剂是战术火箭、导弹中普遍采用的固体     

固体火箭发动机无烟隔热/包覆材料的研究

固体火箭发动机无烟化研究是目前固体推进技术的发展方向之一。固体火箭发动机隔热/包覆材料的烟雾主要是由于在发动机特定工作条件下有机高分子材料不完全燃烧而产生的。通过对国外无烟隔热/包覆材料研究进展的评述,认为,合理选择基体材料,添加消烟冷却剂和后燃抑制剂是隔热/包覆材料无烟化的有效途径.     

国外新型钝感双基推进剂的研究

导弹武器的低易损性对火箭发动机提出了“钝感”的新概念和新要求, 而发动机的钝感要求发展钝感的固体火箭推进剂。介绍了国外研制的三种新型钝感双基推进剂, 从中可看出：实现双基推进剂钝感的途径就是用新的钝感的硝酸酯增塑剂取代较敏感的硝化甘油（ＮＧ） 。     

固液火箭发动机在空间发射上的应用前景

介绍了固液火箭发动机的工作过程，研究了其特点和性能，讨论了固液火箭发动机符合低成本，高可靠，无污染的未来载火箭发展的3条原则，并着重研究了它在空间发射上的应用前景。     

固体火箭发动机包覆层厚度超声测量新技术

针对超声脉冲回波技术测量火箭发动机包覆层厚度存在的问题和缺点,提出了一种板波诱发波的超声测厚新技术,并介绍了其原理。该方法可以在发动机壳体外侧测量内壁涂敷的包覆层厚度,文中给出了一组测量结果。     

固体推进药燃速特性分析

一、前言燃速是标志固体推进药基本特性的一个重要参数。它不仅决定火箭发动机的推力,也决定着火箭发动机工作时间,导弹的射程和飞行速度以及发动机本身的结构。目前,战术导弹固体发动机的推进剂装药主要有以下三种。双基药:这是一种在分子中同时含有氧化元素(—O—NO_2)和可燃元素(H/C)的有机物     

应用神经网络识别液体火箭发动机的故障模式

简要介绍了神经网络的基本理论和误差后向传播算法，给出了应用神经网络的液体火箭发动机故障诊断系统框图，分析了液体火箭发动机的故障模型，提出了数据训练神经网络，为网络训练提供了新的途径。最后，基于模型数据，应用神经网络识别液体火箭发动机的几种故障模式。     

固体火箭发动机工业CT检测技术

综述了直线加速器工业CT技术原理与设备组成，应用此方法在国内率先检测了大型固体火箭发动机．检测结果表明，采用直线加速器工业CT技术检测固体火箭发动机是有效的、可靠的，并对直线加速器工业CT设备的局限性进行了分析，提出了工业CT设备改进和发展建议，预测了固体火箭发动机工业CT检测的发展趋势．     

野战火箭发动机用的改性双基推进剂

北约组织航空研究与发展諮询部推进和动力小组一九七六年五月举行第47次会议,专題研究反坦克、防空和轻型炮兵火箭用的先进小型火箭发动机的推进系统。西德火炸药化学研究院W·克劳恩作丁关于高能复合改性双基推进剂的报告。该院十五年来研究的改性双基推进剂主要成分是高氯酸銨、硝化棉流球、硝化甘油、铝粉及交联的聚氨酯粘合剂。     

固体火箭发动机高速旋转试验研究

高速旋转对固体火箭发动机工作性能的影响是多方面的,处于高速旋转环境中的增程固体火箭发动机工作性能预估方法是底排-火箭复合增程弹的关键技术之一.用试验的方法研究了高速旋转效应,结果表明,高速旋转将大大加快双基推进剂的燃速,不仅使推力的数值成倍增加,而且推力-时间曲线的变化规律也发生了相当大的改变.     

不同能量分配下的双脉冲发动机外弹道特性研究

为研究双脉冲发动机无控火箭弹的外弹道特性和不同能量分配对其特性的影响,以双脉冲发动机的无控 火箭弹为背景,在常规固体火箭发动机外弹道特性的基础上,编制采用双脉冲发动机的无控火箭弹的外弹道计算程 序,根据相关参数计算其射程、高度等,对其外弹道特性进行分析;从脉冲间隔时间、装药比、推力比等方面分析 不同能量分配条件下的外弹道特性。结果表明：双脉冲发动机的无控火箭弹在射程上能得到提高,应选择合理的脉 冲间隔时间,装药比大、推力比小的能量分配方案。     

一种改进型远程火箭弹发动机点火装置

针对火箭弹作战远程化的装备发展趋势,对适用于远程火箭弹发动机的点火装置设计进行改进。对满足 其功能要求的结构设计、数值计算、技术环节、功能验证等进行研究,介绍某改进型远程火箭弹固体火箭发动机点 火装置的设计和试验情况。结果表明,该研究的相关改进和试验可为后续系列火箭弹发动机点火装置的设计提供 参考。     

无喷管固体火箭发动机内弹道计算

给出了一种无喷管固体火箭发动机内弹道计算方法,利用此算法就无喷管固体火箭发动机结构和装药等参数对性能的影响状况进行了分析,并得出结论:装药形式、结构尺寸、固体推进剂的燃烧规律与试验温度都对无喷管固体火箭发动机内弹道性能有影响。     

逃逸发动机批量生产装药质量一致性控制

针对中国载人航天工程空间站任务高密度发射的特点,逃逸系统固体火箭发动机进行了批量生产实践.介绍了逃逸发动机生产过程可能出现的质量薄弱环节,并从人员控制、设备工装检定维护、原材料的批次性管理、环境控制以及工艺风险分析、数据包络分析等方面强化质量风险防控体系.采取的控制措施提高了批量生产装药质量的一致性.     

固体复合推进剂火箭发动机侵蚀界限参数的预测方法与应用

为从理论上寻求固体火箭发动机侵蚀界限参数的预示方法,以改进的勒努尔-罗比拉德侵蚀公式(L-R公式)为基础,发展了一种能够预测固体复合推进剂发动机侵蚀界限参数(包括界限流速和界限燃通比)的理论方法。一维内弹道和零维内弹道的实例验证表明,该方法获取的界限流速和界限燃通比具有较高的预示精度,满足工程计算要求。这对于侵蚀燃烧理论研究和固体火箭发动机侵蚀燃烧的实验研究,以及提高固体火箭发动机内弹道预示精度,均具有重要的实际应用意义。该方法仅适用于过氯酸铵(AP)复合推进剂,其他推进剂能否适用还需要进一步研究。     

火箭喷管两相流动性能计算公式

为方便应用两相流动模型对火箭发动机进行性能预示以及提高性能预示精度,利用火箭喷管内的一维两相流动的数值计算数据,通过对火箭喷管一维两相流动参数与纯气相流动变化规律的对比计算与分析,得到火箭喷管在两相流动下的性能(包括质量流量、排气速度和压强比)计算公式.该计算公式考虑了两相流动中所有的因素,如比热比、凝聚相尺寸、凝聚相百分比,甚至喷管尺寸等,具有广泛的适应性.利用这些公式与理论计算结果进行了对比,结果表明其理论预示精度达到千分位至万分位,并使得两相流动模型在火箭发动机中的应用分析得到简化,有利于提高火箭发动机性能的预示精度.     

固体火箭发动机粘接界面参数识别与损伤破坏数值模拟

为了研究固体火箭发动机粘接界面的损伤破坏过程,按照QJ2038.1A-2004制作了固体火箭发动机矩形粘接试件,对粘接试件进行了单向拉伸试验,获得了粘接试件的损伤破坏模式。根据粘接试件损伤破坏特点,建立了粘接试件的有限元数值模型,采用基于分步反演与Hooke-Jevees优化算法结合的反演方法,准确地获取了推进剂/衬层/绝热层界面混合模式下双线型内聚力模型的相关参数,将其应用于粘接试件拉伸试验损伤破坏过程的数值模拟中。研究结果表明:粘接试件主要的破坏形式为推进剂/衬层/绝热层界面处的脱粘;提出的反演识别方法能够较好地获取固体火箭发动机的界面相关参数,拉伸速度为2 mm·min^-1时,固体火箭发动机粘接界面的初始模量、最大粘接强度、断裂能分别为0.86 MPa、0.63 MPa、3.13 kJ·m^-2;推进剂/衬层/绝热层界面的损伤导致粘接试件的应力随应变增加的速率减慢,人工脱粘层尖端处界面的起裂,并且沿试件中央扩展,最终贯穿粘接试件是粘接试件主要损伤破坏模式。     

影响长时间续航发动机沉积特性的实验与分析研究

通过对采用高能丁羟复合推进剂的长时间工作续航发动机高，低，常温试验，研究与分析了喷管喉部尺寸，喉衬材料，结构，推进剂性质等因素对喷管沉积的影响。以及对内弹道重现性带来的问题。得出了相应因素的沉积规律。其结果对该类发动机设计有重要借鉴意义。     

Study on Instable Combustion of Solid Rocket Motor with Finocyl Grain

The instable combustion or oscillation combustion which occurs in three high capacity solid rocket motors using high energy composite propellant with finocyl grain is studied. The reasons of the acoustic combustion instability are also discussed. Three engineering methods that can eliminate combustion instability are proposed and discussed. The study shows that the combustion instability mainly depends on the propellant grain shape and nozzle structure. Some measures to reduce the acoustic energy and mass generation rate of combustion gas can be adopted. The test results indicate that the modified rocket motors can significantly eliminate the instable combustion and improve the motor internal ballistic performance.