双基固体推进剂率相关性研究

利用材料试验机在不同温度和应变率下对双基推进剂的力学性能进行了系统性的研究.结果表明,双基推进剂力学性能有明显的温度和应变率相关性,在低温(233.15K)下近似为脆性材料,而在常温(288.15K)和高温(323.15K)下呈现出明显的塑性流动.提出了针对双基推进剂屈服值的判断方法.双基推进剂拉伸试样的断面表征也有明显的温度和应变率相关性,系统地分析了双基推进剂拉伸断面形貌特征.对双基推进剂力学性能及其试样断面的变化规律进行分析,为以后双基推进剂的选择和装药的结构完整性分析奠定了基础.     

改性双基推进剂高低应变率下压缩特性试验研究

在室温20 益下,利用分离式霍普金森压杆( SHPB) 和材料万能试验机进行了某改性双基推进剂高低应变率下压缩试验,并对SHPB 试验数据有效性进行了检验,获得了1. 1 伊10 -4 ~4 伊 103 s-1应变率范围内的真实应力-应变曲线。试验结果表明:改性双基推进剂具有明显的应变率相关性。低应变率下,真实应力-应变曲线表现为初始弹性段、屈服及应变强化段和急剧下降阶段, 最后表现为试件沿45毅~55毅斜面发生破坏,且破坏应力和破坏应变均随着应变率增加而增加;高应变率下,真实应力-应变曲线的应变强化阶段消失,表现为应变软化效应。改性双基推进剂的初始弹性模量和屈服应力均随着应变率的增加而增加,且动态相比准静态下增加更加显著。屈服应力为应变率对数的双线性关系,且高应变率下比低应变率下表现出更显著的应变率敏感性。     

铝/丁羟胶粘接强度的率相关特性研究

参照试验标准设计了用于测量铝与端羟基聚丁二烯(丁羟胶)粘接强度的单轴拉伸试验,通过变换拉伸速率获得了粘接强度与拉伸速率的关系,随着拉伸速率的增大粘接强度不断升高。同时进行了丁羟胶片的单轴拉伸试验并获得了200%应变范围内的应力-应变曲线。结果发现,丁羟胶作为铝板的胶粘剂的粘接强度明显大于丁羟胶片自身的强度,且粘接时丁羟胶的伸长率明显下降。     

复合固体推进剂松弛模量的获取方法

采用传统方法、Joonas方法以及基于Prony级数的数据拟合法分别研究了HTPB复合固体推进剂的松弛模量,并以Prony级数形式表示.利用线黏弹性理论,得到哑铃型试件应力松弛实验和等速率拉伸实验的应力响应理论值,并与实验结果进行对比.结果表明,传统方法由于忽视了应变加载阶段,弹性模量小于实验值,Joonas方法需要计...     

纤维缠绕固体火箭发动机壳体的力学数值仿真

针对某种纤维缠绕复合材料固体火箭发动机壳体,依据原壳体在ABAQUS中建立了有限元模型,建模过程中将纤维缠绕层视为层合板来处理,简化了模型,并对发射瞬态进行有限元数值计算,分别求出了环向层6层的应力和缠绕层6层的应力,以便于强度分析,并对于铺层方案进行求解,得出数据结论,数据结果与实际情况符合,研究结果为纤维缠绕固体火箭发动机优化分析提供了理论依据。     

喷嘴型面对膏体火箭内弹道的影响

为研究燃面变化对膏体火箭发动机内弹道调节精度的影响,根据膏体火箭发动机的工作原理,分别推导了直圆管喷嘴和锥形扩张喷嘴型面下的膏体推进剂燃面方程,建立了膏体火箭发动机零维内弹道模型,分析了喷嘴型面对发动机内弹道性能的影响,并进行了直圆管喷嘴发动机试验.结果表明,直圆管喷嘴下计算的点火时间比试验结果短,但平衡时间及平衡压强与试验结果基本吻合,喷嘴型面变化对发动机平衡时间影响很大.     

二次点火发动机增程原理研究

研究了将一般火箭弹的一次工作发动机改进为二次工作发动机进行增程的技术方案。在满足火箭弹的总体性能包括总冲、炮口速度等条件下,通过外弹道分析,计算了一次点火发动机工作时的发射条件、二次点火发动机的点火时间及其总冲分配和工作时间等因素对射程的影响,得出了相应增程率的变化规律。     

一种高带宽四舵翼电动舵机的可行性研究

针对普通电动舵机在高速飞行的常规弹药上无法有效实现飞行姿态控制问题,根据简易制导弹药自主修正对电动舵机的性能要求,从舵机系统的结构、硬件和软件设计等方面综合考虑提高系统的带宽,设计基于CAN总线通信和DSP控制的无刷直流电机四舵翼舵机系统,建立舵机系统二自由度数学模型,设计带前馈的模糊自整定PID串级控制器,并通过建模仿真和原理样机的弹簧钢悬臂梁加载实验进行验证。仿真和实验结果表明,该电动舵机系统在最大舵偏角20°时,带宽达到10 Hz,且舵机系统的位置指令跟踪和力矩干扰抑制能力较强,具备在常规弹药弹道修正中应用的可能性。     

微型续航固体火箭发动机设计及试验方法研究

介绍了毫米级固体推进剂火箭发动机的设计和试验方法,并将其用作一次性的执行微型传感器网络节点系统的展开平台.此火箭发动机由燃烧室、推进剂燃料、喷管、点火器组成.点火器采用电点火方式.对微型化后需解决的火箭设计问题进行了讨论,提出了相应的设计原则和方法.用这种方法设计的火箭质量仅为2 g,比冲在230～860 N·s/kg范围内,测量到的推力达到24～230 mN.