固体推进剂装药的可靠性:力学模拟发动机的设计和试验

固体推进剂装药可靠性主要根据其力学特性进行评估。全尺寸推进剂装药的测试通常是困难的,费用也较高。本文提出了用一种特殊的、价格低的小尺寸发动机代替全尺寸发动机进行测试的新方案。这样就可以在类似推进剂装药(含88％固体CTPB)的条件下,测试推进剂的力学性能。在不同的载荷(由于温度循环和/或压力的原因)下,已经对许多模拟发动机进行了试验,并取得了试验结果。还进行了理论计算的初步分析。本文是固体装药结构可靠性分析的一部分,其他部分另文叙述。     

固体推进剂药柱使用寿命的研究

对不同贮存期的固体火箭发动机药柱进行了力学性能试验,得到了推进剂有关力学性能贮存时间的变化规律,分析了固体药柱在生产、运输、贮存和点火燃烧过程的受载状态;对不同贮存期的固体药柱进行了应力、应变状态的分析和计算,结合靶场对贮存十年期以上导弹飞行情况,进行了固体火箭发动机推进剂药柱使用寿命的预示.     

全尺寸战术发动机的稳定性试验

美国海军武器中心(NWC)正参与一项研究计划,以求进一步认识固体火箭发动机线性和非线性燃烧不稳定性。该计划的目的之一在于研究发动机基础数据及稳定性数据。叙述了发动机燃烧的线性特征及其分析,使用空军固体性能计算程序(SPP)和标准稳定性预测程序(SSP)对几种发动机构型进行了性能和稳定性计算,并对预测数据和热试车结果进行比较。     

某型炮射导弹膛内运动时期药柱的应力应变分析

炮射导弹发射过程中承受上万个g的过载,固体推进剂药柱的应力应变分析极为关键.文中采用有限元方法对药柱在发射过程中的应力应变进行数值模拟,分别对比研究轴向过载、旋转载荷和药柱-挡药板之间摩擦对药柱整体最大von Mises应力和最大应变变化的影响规律.结果表明,考虑旋转和药柱-挡药板之间摩擦的情况下,药柱整体最大yon Mises应力和最大应变都显著增加,而且药柱-挡药板之间摩擦将直接影响药柱最大von Mises应力和最大应变发生的区域.     

高性能复合推进剂的制造及用间歇和连续挤出工艺的新型装药

可挤压的复合推进剂技术方面的新成就,使一般浇注工艺不能生产的较高能量/密度配方和新型装药可成功地制造出来,同时,在某些生产应用中还能显著地节约资金,劳力和时间。最近推出的新的重型混合机,采用间歇和连续工艺成功地用于新的高能/高燃速复合推进剂安全和高效生产。这些发动机装药工艺包括名利注塑流动成型工艺和模压工艺。已成功制造了一系列基于非固化型塑料的不合能粘合剂体系、固化型HTPE和热塑性弹性体(TPL)粘合剂体系。     

企鹅导弹助推火箭发动机的研制和预鉴定

概述Mk2Mod7企鹅导弹的火箭发动机、推进剂及其特性,讨论老化对推进剂机械性质的影响,介绍初态和老态界面研究的结果,说明在设计鉴定期间根据部件试验发现的一些设计弱点。     

空气涡轮固体火箭发动机的研究

介绍了空气涡轮固体火箭发动机（SPATR）的性能特点，以及美国CFD研究公司在总体设计（包括推进剂，涡轮机）上的研究，对验证发动机的试验结果，分析了SPATR发动机应用于巡航导弹拦截弹上的可行性。     

固体火箭发动机装药的计算机辅助初步设计

为了快速进行固体火箭发动机装药的初步设计,确定相应的安全系数,开发了一种自动操作的计算机软件,名为M.I.D.A.P. 目前,这一领域的软件,业已开发了三个分支,并已用于星形装药,管槽形装药和轴对称形装药的设计。软件为模块化的,计算逐步进行,以便对参数进行研究,给出最优性能。实际应用表明,初步设计可在一天内完成,且精度高。在VAX/11/750机上,所有各模块,每启动一次,需机时不到5分钟。软件还可扩充到其他药型,如翼柱形,端面燃烧型等的设计。一种专家系统正在开发中,不久即将问世。     

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。     

固体推进剂的仿真技术

推进剂装药形状的燃烧面积值是固体火箭发动机燃烧性能设计中的重要参数。但是推进剂装药形状复杂 ,用几何学方法很难迅速精确计算其燃烧面积值。因此国外研究了利用“颗粒跟踪法”,即利用软件逐次计算因燃烧而变化的推进剂燃烧面积仿真系统 ,并探讨了其计算值的正确性。证明利用该系统计算的燃烧面积值与利用几何学方法计算值之差在1%以内。     

缩比固体火箭发动机实测颗粒特性

测量了使用含铝推进剂的小型二维火箭发动机中燃烧室、尾喷管和排气羽烟中粒子的粒径分布。采用了不同的喷管形状和高达4.36MPa的压强。压强低于约2.4MPa时,进入喷管的粒子多峰尺寸分布的D_(32)随压强的增大而减小。大于2.4MPa时,更高的推进剂燃速显著降低了微粒团聚作用,并提高了特征排气速度。在更高的压强下,进入喷管的粒子的D_(32)非常小(2～16μm)并且是单峰的,随压强没有明显的改变。在发动机关闭过程中,D_(32)明显比稳定燃烧过程中的大,揭示了羽烟特征改变的又一可能原因。排出微粒的D_(32)为1.2～1.6μm(伴随着2μm以下,8μm,28μm三峰分布),这与压强、喷管入口形状、出口马赫数、不完全膨胀程度或出口平面的后部配置无关。少量较大颗粒的存在表明,或者是在喷管接合部发生了微粒碰撞和/或表面影响,或者是在喷管进口处较大微粒集中在壁面附近。     

俄罗斯小型高超声速导弹武器技术方案分析

2020年11月俄罗斯消息报报道,俄罗斯将进行小型高超声速导弹武器项目的研发工作。根据俄罗斯国家采购网站上图拉仪器制造设计局发布的两份招标公告,分别针对导弹固体火箭冲压发动机和气动布局设计提出招标需求。系统梳理了克列沃克-D2研究项目的招标公告,重点从固体火箭超燃冲压发动机推进剂、热防护方面的技术可行性,冲压发动机宽速域、高空域条件下工作难点以及弹体一体化设计技术难点等角度对该型高超声速导弹进行了研判,同时对其定位优势进行了分析。     

固体燃料冲压发动机燃烧室中含硼推进剂燃烧产物的仪器分折

研究了采用仪器物理方法对固体燃料冲压发动机燃烧产物进行化学分析的可行性，并寻求不同技术的优缺点。采用了固体燃料冲压发动机试验装置进行试验。用污浊热空气与含硼端羟基聚了二烯固体燃料药柱燃烧。燃烧产物的试样由伸入后燃烧室的水冷式取样器取出。先用湿化学分析法分析收集到的物质，然后再用俄歇电子能谱法、Ｘ射线光电子能谱法、Ｘ射线衍射法分析。获得了包括深度分布的详细谱图。研究表明，硼的含量随深入试样的深度的增加而增加，而氧化硼的含量却随深度的增加而减少。Ｘ射线衍射方法提供了更多的详细情况。因为Ｘ射线衍射法涉及全部样品，所以它是定量测定燃烧效率最好的方法。采用俄歇电子能谱法能对单一微粒进行分析，但在这里不行，因为燃烧产物中的硼微粒只有１μｍ。研究得出的另一结论是，主要燃烧产物总是末燃烧的硼和氧化硼（与水形成硼酸），副产品是碳化础和氮化硼。     

固体火箭发动机动态粘弹性分析方法

本文发展一个可以计算固体火箭发动机瞬态线性粘弹性响应的方法。该方法是根据固体火箭发动机部件线弹性有限元模型组成子结构运动方程。通过以下的方法完成有效的计算:1)按谐波坐标设立运动方程;2)应用界面约束模态作为固体装药子结构相对位移场的近似振型函数。假设经典的麦克韦尔松弛模型可以描述固体装药的粘弹性特性。最后的线性积分-微分运动方程的解法是修正的 New-mark β积分法。通过两个实例证明本方法的适用范围。第一个实例是三自由度粘弹性系统的数值解,它与闭型拉普拉斯变换解非常一致。第二个实例是典型固体火箭发动机有限元模型傅立叶变换瞬态响应解。它与 MSC/NASTRAN 直接频响解十分一致。     

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.     

VT-1战术导弹的高性能火箭发动机的研制

本文介绍了VT-1战术导弹的高性能火箭发动机的研制情况。为满足导弹的要求,发动机采用了复合材料壳体、轻质构件及少烟推进剂。在发动机构件和全尺寸试验中,其结构的完整性、燃烧稳定性及性能得到证实。本文将提供有关分析、设计和试验资料。     

某助推级固体火箭发动机点火装置未完全燃烧原因

某助推级发动机试车后，对其高速摄影回放，发现固体火箭发动机4个喷管中有固体异物喷出，且发动机分解后发现，残留物中有点火装置残骸，说明点火装置在发动机工作的过程中没有完全燃烧，通过对此发动机的点火装置结构、材料和安装位置的分析，得到点火装置壳体没有完全燃烧的原因．     

限燃涂层对点火瞬间状态控制的研究

点火瞬间状态的控制是高性能固体火箭系统设计中遇到的一个关键问题，通常在研究试验过程中，对发动机初样设计要进行改进设计以去除不理想的点火状态，为解决这些问题，研究了一种实用的控制方法，即限燃涂层法。描述了限燃涂层对点火瞬间状态的控制效果，最终提出了限燃方式设计的通用方法。     

一种用于火箭发动机的新型钝感无毒双基推进剂

介绍了一种挤压成形的钝感、无毒双基推进剂的研制情况。该推进剂的研制分为两个阶段。首先，根据技术估算，法国国营火药炸药公司（ＳＮＰＥ）研制了一种应用于火箭发动机的钝感推进剂；后来，又用更有利于保护环境的弹道改性添加剂替代了原有的铝基成份。现在，这种挤压成形双基推进剂（ＥＤＢ）配方能用于任何需要钝感、无毒推进剂的新方案中。目前，正在考虑在现行的空对地火箭方案（如ＨＹＤＲＡ７０）中，用ＳＤ１１７８替代常规双基推进剂。据悉，这方面的试验已经开始进行。     

固体和管道火箭发动机用的高能钝感推进剂

介绍了现役导弹推进剂当前还不能满足法国官方文件──２０６０号ＤＧＡＩＰＥ规程规定的钝感弹药的全部要求，讨论了友合推进剂和低特征推进剂的新配方特性。并丁苯，这种含有被融聚的燃烧催化剂的预聚合物在使用温度范围内受热（或冲击）而不破坏其高能特性时可降低高燃速复合推进剂的敏感度和反应速度。对少烟推进剂而言，使用高能粘合剂对炸药填料（硝胺）的用量和高能增塑剂的敏感度都有一定限制以避免穿孔影响，而在性能上的某些损失是允许的。挤压式双基推进剂（ＳＤ１１７５，ＳＤ１１７８）的其它试验结果和燃器发生器推进剂试验说明，设计一种能够达到ＭＩＬ－ＳＴＳ２１０５钝感推进剂要求的发动机是可行的。可以肯定，不久将在新的高分子如六硝基六氮杂异伍兹（ＣＬ－２０），多叠氮基缩水甘油基和肼硝基甲酸盐研究领域将取得一些进展而使推进剂具有更好的性能和钝感水平。