装药缺陷对固体火箭发动机内弹道性能的影响

采用仿真计算分析方法研究了管状推进剂装药缺陷的宽度、深度以及包覆层脱粘等因素对固体火箭发动机内弹道性能的影响规律。结果表明,随着固体推进剂装药裂纹深度与宽度比的增加,燃烧室内压强和裂纹出口气流速度也增加。管状药柱包覆层前端轴向脱粘可使燃面-肉厚曲线的斜率增加,装药的压强指数增大,最终可能造成燃烧室压力过高而解体爆炸。     

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     

固体火箭发动机燃烧室射线检测缺陷评判与典型影像

根据固体发动机的结构和生产工艺,将发动机燃烧室射线检测缺陷分为8大类14小类。对传统的底片判读原则进行了发展,提出了针对固体发动机的"位置-形状-密度"影像评判方法,并对衬层与药柱脱粘缺陷进行了验证性分析。最后,给出了部分缺陷的工业CT或射线照相典型影像,对于指导固体发动机射线检测缺陷评定具有一定的经验价值。     

自由装填式药柱贮存过程中的变形分析

采用基于Total Lagrangian方法的三维粘弹性大变形增量本构关系,结合动态力学分析仪进行改性双基推进剂的性能测试,得到了自由装填式药柱贮存十年过程中的变形情况以及等效应力、应变值及分布。计算结果表明:经过长期贮存后,药柱产生的轴向下沉量约为0.16 mm,药柱外径增大约0.04 mm,内径几乎不变。包覆层与药柱之间的应力约为11.8 kPa,不会造成脱粘。此外,计算得出此类自由装填式药柱长期贮存中达到变形平衡的时间大约为半年,可根据贮存半年后药柱的变形量推算长期贮存后装药的变形情况。     

固体火箭发动机装药界面胶接质量超声波检测

在钢-橡胶胶接中,胶层缺陷的存在会改变入射声波能量在胶接界面的分配。利用超声板波诱发波检测技术,对固体火箭发动机装药界面胶接质量进行检测。结果表明,采用该检测方法不仅可以直观地检测各界面的胶接质量,同时还可以检测第一层橡胶材料(如绝热层或包覆层)的厚度。     

HTPB推进剂/衬层界面Ⅰ型破坏温度相关特性

为了准确地描述固体火箭发动机端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂/衬层黏接界面在不同温度下的力学特性,从试验和数值仿真两方面研究了该黏接界面的Ⅰ型破坏特性.首先,通过单轴拉伸实验获取了不同温度下的载荷-位移曲线,并采用高速摄像机获取了黏接界面的破坏过程,分析了黏接界面的破坏形式,发现HTPB推进剂/衬层黏接界面的破坏形式为...     

双基推进剂/包覆层界面脱粘敲击检测的策略

针对双基推进剂/包覆层界面脱粘敲击检测中存在的精度低、效率差、混乱无序等问题,提出一套基于敲击检测原理的策略,并对检测流程作出指导。基于敲击检测的基本特性,分别对被检测的柱体和球头两种特殊曲面进行网格划分,并对网格划分中可能出现的精度敏感性问题进行实验分析。由Barlow检测策略数学模型,提出双基推进剂/包覆层界面检测效率数学模型,该模型分别对顺序检测时间成本和定期检测时间间隔进行了定量分析。提出基于箱型图的波动范围识别方法,可以在缺陷云图中直观显示缺陷位置和恶劣程度。通过完整的工艺流程与案例实验分析表明,所提策略对敲击检测流程与检测后处理措施有一定指导意义。     

固体发动机药柱低温点火开裂失效的跨尺度分析

为了准确预测推进剂装药在低温点火过程中是否发生开裂,提出了一种全局-局部单向收缩耦合的跨尺度分析方法。针对高能硝酸酯增塑聚醚（NEPE）推进剂,开展低温中应变率单轴拉伸试验,获取了推进剂的典型失效模式。结果表明,基于发展的推进剂非线性粘弹性本构模型,实现了固体发动机药柱低温点火的宏观结构分析,获取了推进剂药柱结构危险点的位置;同时建立了考虑颗粒与基体界面脱湿和颗粒断裂的细观颗粒填充模型,进一步将宏观结构分析结果作用于相应的细观代表性体积单元（RVE）上。最后,建立推进剂细观失效准则,表明在低温点火条件下药柱结构完整性满足要求。收缩跨尺度分析方法可作为预测药柱在低温点火过程中开裂行为的有效手段。     

端羟基聚丁二烯推进剂/衬层脱粘的断裂机理与断裂能获取研究

推进剂/衬层界面脱粘是破坏固体火箭发动机装药结构完整性的主要形式之一。采用双悬臂夹层梁实验对端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂/衬层粘接界面的I型断裂进行研究,实验观察到裂纹尖端存在包含孔洞和纤维的银纹损伤区,裂纹萌发和扩展本质上是局部银纹萌生、面增厚和微纤断裂。界面脱粘的失效机理则是尖端近处孔洞的形成和合并,典型的界面失效模式包含胶黏剂的内聚破坏、界面破坏和混合破坏。裂纹稳定传播时,裂尖的损伤区形状与外界对其施加的约束有关。采用有效裂纹长度的概念可以修正裂尖塑性变形和钝化的影响,较为准确地获取了I型断裂能。     

固体推进剂燃气发生器燃烧规内视研究

应用Ｘ射线高速实时荧屏分析技术（ＲＴＲ）对燃气性器内固体推进剂的燃烧规律进行了内视研究，分析了推进剂药柱结构参数与内弹道性能之间的关系，运用图像处理技术，分析了Ｕ型结构药柱在燃烧过程中的级间转换现象及其影响因素和圆柱形装药燃烧与内弹道之间的关系。获得了在工作条件下推进剂记燃速和绝支炭化侵刨速率，为进一步优化装药及磁结构参数，提高燃气发生器工作可靠性提供了实验依据。     

HTPB推进剂与衬层界面破坏过程试验研究

为了研究某种HTPB推进剂与衬层界面的失效过程,设计了小型粘接件并对其拉伸断裂过程进行了CCD光学显微镜观察,试验结果表明,紧贴衬层附近的高氯酸铵（AP）颗粒与衬层之间的脱湿,是影响该种推进剂与衬层界面粘接性能的主要因素,同时表明颗粒与衬层之间的界面能小于颗粒与基体之间的界面能。采用图像测量的方法,获得了裂纹平均宽度和平均脱湿长度（颗粒表面与基体之间空隙的长度）与夹具位移之比以及比值随夹具位移的变化率,并以之作为参数,分别在宏观和微观的角度定量分析了推进剂与衬层界面的粘接质量,可作为传统界面粘接质量评定方法的补充。     

超声波实时测量技术在固体火箭发动机中的应用

利用超声波对固体推进剂燃速进行实时测量是先进的燃速测量方法之一。针对超声波技术在固体火箭发动机试车中的应用,对典型固体火箭发动机材料进行测试研究,获得了发动机材料的超声波信号特征。将超声波探头直接安装在发动机壳体外侧部位,测量了固体推进剂在常压燃烧时的厚度变化。针对动态燃速测试,提出了超声波数据处理方法,对固体装药在常压燃烧下的回波进行处理,获得了装药的厚度变化过程和燃速,并分析了燃面附近温度分布对燃速测量的影响。结果表明：用超声波测量金属壳体固体发动机的燃速必须在壳体上开窗使超声波透过壳体和绝热层界面,而对复合材料壳体发动机可将超声波探头直接安装在壳体外侧;燃烧引起的装药表面温度变化对测量的影响可以忽略;该数据处理方法可以有效获得装药厚度变化。     

基于水平集方法和最小距离函数法的复杂装药燃面退移问题研究

利用水平集(Level-set)方法和最小距离函数(MDF)方法,对固体火箭发动机装药燃面退移问题进行研究。基于Level-set方法和MDF方法的相互耦合,建立了一种可以准确预测固体推进剂装药燃烧表面退移的方法;对不同几何药型、不同燃速组合推进剂装药及带侵蚀效应的装药进行计算分析,其结果表明,该组合方法及所采用的网格界面分割和几何重构计算燃面面积的思想,在预测固体推进剂装药燃面瞬态退移问题上具有良好的适应性和较高的可信度。     

基于能量守恒的HTPB推进剂非线性本构关系

为描述HTPB推进剂中增强粒子的脱湿引起本构关系非线性响应行为,建立了由粒子、空泡与基体组成的三相物理模型,给出了在单向拉伸载荷作用下确定本构关系的算法。依据热力学能量守恒定律,确定了临界脱湿应变方程。利用细观力学Mori-Tanaka方法,确定了临界应变方程需要的宏观有效模量。针对增强粒子满足对数正态分布的HTPB推进剂进行了数值模拟。结果表明,HT PB本构关系由两个阶段组成,初始的线弹性阶段与开始发生脱湿后的非线性阶段。体积膨胀应变随空泡体积分数的增大而增大,而宏观有效模量随空泡体积分数的增大而减小。针对一般复合固体推进剂,该本构关系的形式较为简单,适合应用于工程中。     

舰船运动对固体火箭发动机粘接界面疲劳损伤研究

针对固体火箭发动机在舰船运动影响下损伤难以评估的问题,以某固体火箭发动机为例,建立了摇摆载荷作用下发动机药柱粘接界面的疲劳损伤评估方法。通过推进剂粘接界面定应力往复剪切试验获得了其粘接界面的疲劳损伤特性;利用有限元分析方法计算得到了发动机界面剪切应力较大部位的应力谱;运用雨流计数法和Miner线性累积损伤原理对发动机粘接界面的疲劳损伤进行了评估。试验与仿真结果表明,推进剂粘接界面应力幅值和疲劳破坏次数的自然对数满足指数型方程,并且在给定舰载条件下发动机海上战备值班一年的寿命比仓库贮存时至少降低8.62%.针对固体火箭发动机在舰船运动影响下损伤难以评估的问题,以某固体火箭发动机为例,建立了摇摆载荷作用下发动机药柱粘接界面的疲劳损伤评估方法。通过推进剂粘接界面定应力往复剪切试验获得了其粘接界面的疲劳损伤特性;利用有限元分析方法计算得到了发动机界面剪切应力较大部位的应力谱;运用雨流计数法和Miner线性累积损伤原理对发动机粘接界面的疲劳损伤进行了评估。试验与仿真结果表明,推进剂粘接界面应力幅值和疲劳破坏次数的自然对数满足指数型方程,并且在给定舰载条件下发动机海上战备值班一年的寿命比仓库贮存时至少降低8.62%.     

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。     

固体火箭发动机药柱概率贮存寿命预估

基于粘弹性随机有限元法和固体推进剂高温加速老化试验,提出了固体火箭发动机（SRM）药柱概率贮存寿命预估模型。对老化试验数据进行统计分析得到了固体推进剂性能参数数字特征随贮存时间的变化规律,采用三维粘弹性响应面随机有限元法（SFEM）计算了药柱结构响应的均值和标准差,分析了某SRM药柱在不同贮存期的结构可靠度,并对其进行了概率贮存寿命预估。所提方法可为固体发动机研制和使用部门提供参考。     

发射药喷涂涂覆中涂覆液溶剂比的选择

为了优化端面局部阻燃发射药(端面涂覆,且小孔保持通气状态)涂覆层制备的喷涂工艺中涂覆液溶剂比,采用醋酸丁酸纤维素(CAB)作钝感剂,CAB与吸收药片TG-1(皮罗棉和硝化甘油为主要组分)作溶质,乙醇-丙酮(V/V=1/1)为溶剂,按照不同溶剂比制备得到涂覆液,用此涂覆液采用喷涂的工艺制成了涂覆层薄膜和涂覆发射药,利用万能材料测试仪获得涂覆层薄膜的力学强度,并利用三维视频对涂覆层在拉伸前、后的表面结构进行了局部放大观察分析,对不同溶剂比的涂覆发射药进行了密闭爆发器试验。结果表明,涂覆层的力学强度、表面及断裂处形貌与溶剂比有明显联系,溶剂比主要影响了涂覆层材质的均匀性和致密性,是影响涂覆层力学强度的重要因素,从而对涂覆发射药的燃烧渐增性产生影响。当溶剂比为8∶1时,露孔率达到95%以上,同时获得的涂覆层表面最为光滑,其薄膜的拉伸强度最大,为49.75 MPa,断裂处最为整齐,涂覆发射药的燃气动态活度变化值达到0.0920 MPa~(-1)·s~(-1),为所有样品中的最大值。     

AP/Al/CMDB推进剂表面和界面性能研究

采用动态接触角和界面张力仪研究了氮含量不同的硝化棉(NC)与不同粒度的高氯酸铵(AP)表面性能以及NC与填料之间的界面性能,研究了界面性能对含AP和铝粉(Al)改性双基推进剂(AP/Al/CMDB)力学性能的影响。结果表明,NC的氮含量越低,AP的粒度越小,它们的表面张力以及其极性分量和非极性分量愈大。同时AP的粒度越小,NC与AP间界面张力和粘附功越小;但由于界面张力减小的效应强于粘附功越小的效应,推进剂的抗拉强度仍增大。而NC氮含量愈小,NC与AP间界面张力越小、粘附功愈大,推进剂抗拉强度增强。