固体推进剂贮存寿命预估方法

综述了预估固体推进剂寿命的五种方法：高温老化法，活化能法，凝胶合含量法，傅里叶红外光谱分析法和动态粘弹分析法。     

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。     

环境温度作用下固体火箭发动机药柱的累积损伤规律

应用三维热粘弹性有限元分析方法,计算了固体火箭发动机星型药柱在环境温度载荷作用下的温度场和热应力场。应用线性累积损伤模型,计算了不同环境温度载荷作用下药柱的累积损伤。结果表明,在不同应力水平下,推进剂的累积损伤基本符合线性累积损伤规律。星尖处的应力最大,是发动机药柱容易失效的部位。推进剂在长期热应力作用下的累积损伤不仅由应力决定,时温转换因子也是十分重要的因素。     

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.     

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。     

粘弹性理论预估导弹发动机贮存寿命的探讨

以粘弹性理论为基础，提出了一种预估导弹发动机贮存寿命的新方案，并对该方案的可行性和可靠性进行了分析。研究表明，该方案的实施不仅能缩短试验周期，有助于战斗力的同步形成，而且还能节约大量的人力、物力、财力，并带来较大的经济和军事效益。     

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。     

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     

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。     

HTPB推进剂贮存老化建模及寿命预估研究综述

HTPB复合固体推进剂是火箭发动机的动力之源,其贮存寿命和性能优劣决定了火箭发动机的寿命和作战性能的发挥,因而研究HTPB复合固体推进剂的贮存老化模型及寿命预估具有重要的军事和经济意义。本文对复合固体推进剂贮存老化性能的研究方法进行了介绍,并综述了国内外贮存寿命老化建模的研究进展,针对推进剂实际贮存可能出现的问题对未来贮存寿命预估的发展趋势进行了预测。研究结果表明,现代仪器的运用可以弥补传统仪器在固体推进剂老化性能研究上的不足,但是还存在研究手段单一、测试方法存在误差、没有形成统一的系统等缺点;推进剂的老化过程比较复杂,结构完整性分析和老化试验相结合的方法可以对推进剂贮存性能和寿命预估进行系统性的研究,得到的结果更准确,可靠性更高。分段老化建模作为推进剂寿命预估研究的新方向,具有很大的发展空间。     

火箭弹复合固体推进剂贮存安全性研究

论述了HTPB复合固体推进剂老化机理，着重介绍了阿累尼乌斯方程式法，热老化空穴率法，凝胶法，动态粘弹分析法、CT识别法研究进展。     

Prediction and Comparison of Shelf Life of Solid Rocket Propellants Using Arrhenius and Berthelot Equations

The Arrhenius equation and the Berthelot equation for the prediction of shelf life of composite propellant formulations are compared. The elongation has a measurable variation with time and is taken as the fastest degrading parameter for HTPB/AP/Al based composite solid rocket propellants. An HTPB based aluminized composite propellant with 85 % solid loading and an initial elongation of 63.24 % is prepared. It is kept at an elevated temperature of 60 °C to achieve a higher rate of degradation for a prolonged time period (1 year). The elongation is monitored at regular intervals using JANNAF class C dog bone specimen in uni‐axial tensile mode. A reduction of the elongation to less than 50 % is taken as the end‐of‐shelf life of the propellant. The shelf life of the propellant is calculated to be 1.2 years at 60 °C. For the extrapolation of the shelf life at 60 °C to the shelf life at 27 °C, the results of both the Arrhenius equation and the Berthelot equation are compared. The activation energy (E) in the Arrhenius equation is obtained as 72.8 kJ mol⁻¹ and the 10 °C reaction rate rise factor (γ₁₀) is found to be 2.4. This comparison is independent of the propellant formulation and other researchers have reported a similar range of values for these parameters. The shelf life of this propellant formulation at 27 °C is conservatively predicted to be 20 years using both equations. In addition to estimation of shelf life by both equations using elongation as control parameter, this paper gives scaling curves, which are valid universally for predicting shelf life at 27 °C from data of shelf life at 60 °C. The use of scaling curves is independent of properties, propellant formulation and degradation mechanism considered for analysis.     

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。     

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。     

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。     

储氢材料在高能固体火箭推进剂中的应用分析

针对高能固体火箭推进剂使用储氢材料进行了分析,从金属氢化物、金属氮氢化合物以及金属配位氢化物这几方面着手,对储氢材料分解推进剂组分、改善燃烧性能等作用作了分析,然后对其在推进剂中的实际应用及发展前景作了阐述。     

Review of the Adhesively Bonded Interface in a Solid Rocket Motor

One of the most challenging requirements in a solid rocket motor (SRM) is the integrity of the charge structure which is a multilayer adhesive joint involving the propellant, liner, and insulation. The propellant/liner/insulation interface is considered to be the weakest part of the whole structure. This interface has some of the usual features of an adhesively bonded interface, as well as its own special characteristics: the co-cured process, ingredient migration between interfaces, and complicated damage mechanisms. We give a technical and critical review of the past 50 years of existing research on many aspects of the propellant/liner/insulation interface in terms of the adhesive properties and adhesive mechanisms, ingredients migration, damage determination, and fracture analysis. To present a comprehensive outline of this interface we also clarify some remaining problems which should be addressed in the future. With significant improvements in the theoretical and experimental studies of the propellant/liner/insulation interface, the problem of integrity failure of the charge structure in SRM will be well resolved.     

弹箭密封橡胶制品的寿命预估

综述国内外橡胶材料及制品的贮存或使用寿命的研究进展,重点介绍战略导弹和运载火箭（简称弹箭）用密封橡胶制品的寿命预估方法,包括动力学曲线模型、时温等效模型、热重点斜法和湿热老化模型分析法,并提出弹箭密封橡胶制品今后的研究重点,目的是为弹箭密封橡胶制品的贮存和使用提供技术保证。     

SRM复合材料壳体湿热老化双因素显著性研究

本文采用加速湿热老化试验（60℃／80％RH、60℃／95％RH、70℃／80％RH、70℃／95％RH）,研究了玻璃纤维复合材料在湿热条件下的性能变化,并利用Origin软件绘制了最大拉伸强度-时间曲线。采用双因素显著性分析的方法建立了数学模型,针对两种因素（温度和湿度）在老化过程中对玻璃纤维复合材料最大拉伸强度的影响进行了量化研究。结果表明：湿热条件下复合材料力学性能下降明显;加速老化初期（2天）,温度和湿度的单独作用不明显,对应的F值分别为1.347615和1.107897,都小于Fcrit（3.458）;加速老化中期（6天和14天）,温度和湿度的单独作用比较明显,对应的F值也比Fcrit大;加速老化后期（28天）,湿度的影响凸显,其F值为16.74582。