固体火箭发动机装药的缠绕包复技术

介绍了一种适合纤维织物缠绕包复工艺的尼龙带增强环氧和聚氨酯包复体系。对包复层进行了性能测试,结果表明包复技术可行,包复层性能优良。     

固体火箭发动机海洋环境下的贮存及寿命预估

分析了海洋环境的特点及其对固体火箭发动机贮存性能的影响,并进行了推进剂的湿热老化试验。基于累积损伤模型和艾林（Eyring）寿命模型,建立了Eyring-累积损伤模型。用该模型预估了固体火箭发动机在恒温和交变温度载荷下的寿命。研究表明,Eyring和Arrhenius两种累积损伤模型在恒温载荷下的应用效果是比较一致的;交变温度幅值的变化对寿命的影响较大,即昼夜温差和年温差越大,寿命损失越大。     

复合材料于空间固体火箭发动机

本文介绍了我国近几年来多次发射成功的国产地球同步通信广播卫星、气象一量 远地点固体火箭发动机及近地点固体火箭发动机所用的各种复合部件的研制、试验和使用情况。所用的复合材料包括高强度纤维缠绕成型的燃烧室壳体、高性能碳／碳昨合材料制造的喷管喉部镶嵌内衬（喉衬），耐烧蚀橡胶基柔性内绝热层，模压与布带缠绕的刚怀喷管隔热件等，重点介绍了壳体和喷管材料。     

固体火箭发动机激光点火装置研究

阐述了激光点火装置的组成、工作原理及试验结果,给出了激光点火装置达到的主要性能指标。     

降低小型固体发动机药柱气孔率工艺研究

小型发动机装药时产生的气孔会对发动机的正常工作产生影响,甚至会导致发动机的爆炸,最终造成整个航天器系统功能的失效。通过对某小型发动机的装药原工艺造成装药气孔的原因进行分析,针对原工艺的不足采取了新的改进工艺。试验结果表明,采取先装配芯模后浇注药浆工艺后,能很好的控制该小型发动机装药气孔的产生。     

固体推进剂药柱的可靠性评估技术

为满足目前固体发动机研制的可靠性需要,对固体推进剂药柱的结构可靠性因素、评估方法以及可靠性评估中药柱失效模式的研究情况等进行了评述.对过载试验的原则和实例以及药柱可靠性评估所涉及的3个研究领域(失效判据、结构分析方法和推进剂响应与失效性质)存在的关键问题及其研究状况进行了详细介绍.指出了固体药柱可靠性评估技术亟待解决的一些问题和发展方向.     

略论两相流对火箭发动机比冲的影响

概述了两相流的概念以及两相流对推进剂能量的贡献和影响。     

水射流技术在火箭发动机研制生产中的应用

简要介绍了近年来在我国火箭发动机研制生产领域中应用水射流技术的最新成果,叙述了采用高压水射流切割清除火箭发动机内的固体推进剂装药和隔热贴片;对发动机燃烧室壳体内表面进行喷砂处理;清理发动机用钛合金精铸件型壳及清洗固体推进剂浇药设施和工装等的试验研究和设备研制概况,并列举了各自的应用实例以及所取得的经济效益和社会效益,指出进一步推广应用前景。     

固体火箭发动机壳体用环氧树脂基体的研究进展

本文提出了固体火箭发动机壳体用树脂基体的选择原则 ,并分别阐明了增韧和耐高温环氧树脂基体的研究成果及动态 ,为今后相关方面的研究指明了方向     

GAP/B贫氧富燃洁净推进剂用于固体火箭冲压发动机的前景分析

简述了固体火箭冲压发动机的特点及其对推进剂的要求,以及国内外固体火箭发动机用贫氧富燃推进剂的研制现状。通过对贫氧富燃推进剂配方和组分选择的探讨和GAP/B富燃洁净推进剂用于冲压发动机的前景分析,认为GAP/B富燃洁净推进剂是开发新一代高超音速飞航式导弹用固体火箭冲压发动机的优良的候选推进剂。     

影响固体火箭发动机初始压强峰的因素分析

针对某型号固体火箭发动机初始压强峰峰值超差的现象,分别对固体推进剂的能量特性、初始燃烧表面、发动机所用的点火具、测试系统以及发动机的装配过程等可能引起初始压强峰峰值超差的因素,进行了理论分析和实验验证。结果表明,发动机内筒涂层过厚,使得装配完的发动机的初始通气参量变大,同时发动机装配过程不合理,产生从推进剂药柱上刮下来的药屑,这些均导致初始压强峰超标。     

固体火箭发动机的热安全性研究

采用带源项的热传导方程,对固体火箭发动机在外界热源作用下的加热过程进行了数值模拟,分析了固体发动机内推进剂在外界热源作用下的燃烧特点,并确定了发动机产生热危险性的临界温度和起始燃烧时间。研究结果表明,在热传导方程中加入化学反应源项,可以有效地模拟发动机在外界热源作用下的加热过程;推进剂产生热危险性的临界温度为520～525K;在外界火焰作用下,发动机内的推进剂将点火燃烧,随着外界火焰温度的上升,推进剂起始燃烧的延迟时间减少。     

用于固体火箭发动机绝热层的RTV硅橡胶

通过对RTV硅橡胶进行改性和用填料补强,提高其力学及粘接性能,以满足高温、高压、高速气流冲刷环境下的使用要求。认为RTV硅橡胶能取代EPDM为固体火箭发动机的主要绝热层材料。     

大型固体助推发动机装药无缸浇注技术研究

对发动机装药无缸浇注技术进行了研究.按国内的二次料斗真空花板除气装药工艺,设计了药浆流入真空系统中成形复杂结构药柱的无缸浇注技术,经过小型燃烧室旋转式无缸连续浇注工艺试验、大型发动机药柱无缸浇注工艺演示试验,验证了无缸浇注的技术可行性.提出在大型固体助推发动机装药中采用无缸浇注工艺成型途径.     

小型固体火箭发动机尾部点火设计与实验

根据固体火箭发动机点火器设计经验,选用赛璐珞为点火器盒体材料、黑火药为点火药,并以点火压强作为发动机装药可靠点燃的判据。采用头部点火设计经验公式对端面一侧面燃烧、尾部点火的小型固体火箭发动机点火药量进行了初步估算。为获得点火器的点火压强、点火延迟时间等性能参数,设计、加工了模拟发动机尾部点火空间的试验容器,研究了电点火头、电点火管点火方案在不同条件下的试验情况。结果表明,虽然点火药量相同,但两种点火方案的点火压强、点火延迟时间、喷管堵片的打开方式却存在较大差异,基于发动机可靠性、维修性考虑,将电发火管点火方案作为优选方案,并通过发动机点火试验的成功考核。     

我国固体火箭发动机衬层成型技术进展

衬层是推进剂与绝热层或壳体之间的高分子弹性体涂层,衬层成型是固体火箭发动机生产中的一种特种工序。我国固体火箭发动机衬层成型工艺如离心成型、刷涂、拉涂、喷涂等工艺不断向前发展。综述我国固体火箭发动机衬层成型工艺的现状和发展,介绍了无溶剂高固体份衬层抛涂成型新技术的试验结果。     

固体发动机失效率优化模型的建立及应用

通过对固体火箭发动机贮存失效规律分析,将指数分布和威布尔分布结合,建立了一种新的失效率优化模型,并对实际贮存发动机的寿命可靠性进行了计算。计算结果表明,用失效率优化模型计算的寿命较好地反映了发动机实际贮存的真实情况,从而为贮存发动机寿命可靠性计算提供了一种新的实用计算方法。     

固体火箭推进剂排气羽烟检测技术

研制了一套固体火箭发动机装药排气羽烟特征信号的检测系统,确定了固体推进剂发动机的实验条件,对4种推进剂进行实时检测,得出燃气烟雾对多波段信号衰减的透过率．并对测量系统可能带来的误差因素及系统的不确定度进行了分析。