战术导弹固体火箭发动机推进剂发展综述

分析了战术导弹固体火箭发动机推进剂发展历程中的表现出的特点,介绍了现阶段固体推进剂的种类和技术要求,从纳米推进剂、微烟推进剂、钝感推进剂、高燃速推进剂、胶凝推进剂和低成本推进剂等方面阐述其关键技术及发展.     

金属化胶体推进剂性能研究

对金属化胶体推进剂的热力学、流变学、燃烧及燃烧效率等的分析研究表明,金属化胶体推进剂性能与金属粉末的添加量和金属半径有关;金属粉末的添加量主要影响液体推进剂的热力学和流变性能;金属粉末颗粒半径大小对推进剂燃烧效率、燃烧速率等性能产生重要影响,金属颗粒半径越小,推进剂燃烧越完全,燃烧效率越高。     

胶体推进剂的研究与应用

肢体推进剂兼具液体推进剂和固体推进剂的优点，因而近半个世纪以来国内外都在努力研制这种新概念推进剂，并由此发展先进的肢体推进技术，即“灵巧”推进技术。美国已成功地进行了肢体推进技术的地面试验和飞行试验。从理论上说，任何液体推进剂都可以制成肢体推进剂。因此，肢体推进剂既可以用于单组元推进系统，也可以用于双组元推进系统；既可以用于运载火箭，也可以用于武器系统。本文论述肢体推进剂和肢体推进技术的发展趋势和研究目标，简要介绍国内研究概况，并提出今后的研究设想。     

四氧化二氮胶体推进剂的研制

着重介绍了双组元推进剂中氧化剂四氧化二氮的凝胶化研究,主要围绕胶凝剂的选择以及实验室制备凝胶四氧化二氮的工艺进行了初步探索,结果表明所选胶凝剂添加量小于3%,采用低速混合、高速搅拌的方法可以制备出高粘度凝胶四氧化二氮。     

关于战术导弹靶试抽样检验方案的建议

简要介绍了一种以验证导弹可靠性指标为基础的靶试抽检方案的原理和方法，并给出了几组可行的抽检方案供制定“战术导弹定型靶试或批生产靶试试验规范”时参考。     

AMMO推进剂的燃烧

研究决定和控制一种高能叠氮聚合物燃速的物理化学参数,这种聚合物为叠氮甲基甲基氧杂环丁烷(AMMO),含有一个高能叠氮基团。热分解和燃烧特性的实验结果表明,AMMO的热分解过程分二个阶段,第一阶段为叠氮基裂开放出氮气,放热反应;第二阶段为第一阶段分解的残渣进行不放热的分解反应。AMMO的燃速约为聚叠氮缩水甘油醚(GAP)推进剂的50％,与双基推进剂相同;燃速的压力敏感度也与双基推进剂相同。燃烧波温度分布测定结果表明,从气相进入燃面的热反馈量随压力增大而增加,燃面温度及燃面附近的放热量随压力增大而减小。     

用于双基推进剂的新型安定剂

介绍了国外对新型二酰苯胺类安定剂研究的新进展。通过对推进剂样品进行的耐热、加热、贮存等安定性试验，评定了含二酰苯胺化合物推进剂的安定性能。用贝特洛定律估算了该推进剂的半衰期，并同常规推进剂作了对照和比较，结果指出二酰苯胺类化合物是双基推进剂良好的安定剂。     

战术导弹标模零升阻力相关性修正

对战术导弹标模(ZSDD)进行了零升阻力的相关性修正,修正过程结合了试验和理论方法。文章首先给出战术导弹标模的基本几何参数,介绍了为获取风洞试验基准数据所进行的风洞试验的情况,重点描述各修正内容的修正方法及结果,给出了Re数修正和底阻修正理论方法的详细计算公式。最后给出若干高度和马赫数下经过修正后主动段和被动段的零升阻力系数。     

肼类推进剂废液处理方法的研究

本文通过实验讨论和实践，总结出用双氧水处理肼类推进剂废液的方法，该方法具有无二次污染，反应条件简单、操作方便等特点。创造性地解决了困扰国内航天环保界的肼类推进剂废液处理难题。     

硝酸肼及硝酸肼基推进剂的研究进展

20世纪60年代,硝酸肼(HN)曾和高氯酸肼(HP)、二高氯酸肼(HP2)、高氯酸羟胺(HAP)、硝仿肼(HNF)等化合物一起成为有希望替代高氯酸铵(AP)的新型含能材料, HN虽然比AP生成焓高, 燃气相对分子质量小, 但由于推进剂燃烧特性不良等缺点而未能应用.近来, HN以其低特征信号和低污染特性再度成为固体及液体火箭推进剂中受到关注的能量成分, HN推进剂的燃烧性能也获得了令人鼓舞的改善.介绍了HN、 HN基固体推进剂及HN单元液体推进剂的最新研究进展.     

战术导弹系统试验的数据采集系统

介绍了应用于战术导弹系统试验的数据采集系统，它的特点是采用了通用计算机并简化了硬件电路，软件采用ＷＩＮＤＯＷＳ应用程序，以提高其可靠性和实时性。文章根据战术导弹系统试验的系统需求，着重阐述了数据采集系统的软硬件设计的原则及其具体实现，对面向对象程序设计技术的应用也作了一定的介绍。     

推进剂加注量对发动机工作的影响

分析了造成推进剂加注量增大的一些原因,并定量分析了推进剂加注量对发动机工作的影响。     

低温上面级滑行段的推进剂管理

介绍低温上面级的推进剂管理方法、落塔试验、飞行试验和流体动力学数值模拟.重点讨论半人马座连续推力控制和间断式推力控制的管理方法.多次启动与长时间轨道滑行是国外低温上面级的共同特点,间断式推力控制目前是基本的推进剂管理方法.对于连续推力控制,不应该简单地按照线性放大因子确定沉底段推力值;保持段推力值应根据干扰确定,不存在临界B0数.利用航天器分离后的运载火箭进行推进剂管理试验的方法值得借鉴.     

地地战术导弹飞行可靠性指标评定方法

在小子样情况下 ,利用系统和分系统试验数据对导弹的飞行可靠性指标进行评定 ,从数学上说是系统可靠性综合问题 .运用MML SR方法对新型号地地战术导弹的飞行可靠性指标进行评定 ,避免了MML方法在遇到无失败单元时不适用的缺陷 ,在利用地面试验信息方面有其明显优势 ;运用Bayes方法对改进型导弹的飞行可靠性指标进行评定 ,将不同试验阶段的多源试验信息作为验前信息 ,扩大了信息量 .最后 ,对两种方法在工程应用上遇到的问题进行了讨论 ,并给出了解决方法 .     

战术导弹结构测试与自动驾驶仪设计的模型校正

介绍了有关战术导弹结构频率响应及稳定性测试的目的和方法。在满足飞行控制系统的稳定性需求的基础上定义了试验要求。对采用增益和相位技术而使导弹达到动态稳定的自动驾驶仪的多种测试和分析方法进行了比较。同时还介绍了校正飞行控制系统频率响应模型的几种方法。     

海军战术导弹试验鉴定支持系统的设计与实现

分析了建立海军战术导弹试验鉴定支持系统的意义，描述了系统各功能模块和系统设计原则，给系统结构框图和实现方法。     

甲基紫试验方法检验推进剂改铝铅安定性的可行性

采用甲基紫试验和化学分析法得出了双基推进剂改铝铅在90℃、85℃的老化时间、未老化试样的标准甲基紫变色时间、至爆时间,以及推进剂改铝铅中安定剂含量在85℃下老化时间的变化。结果表明,甲基紫变色时间未随试样老化时间发生规律变化,试样安定剂含量低于临界点而甲基紫变色时间依然大于40min,试样连续加热5h未至爆。因此,不能将甲基紫变色时间和至爆时间作为评价双基推进剂改铝铅安全贮存寿命的判据。