复合材料应用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、气象卫星的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材料部件的研制、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/碳复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性喷管隔热件等.重点介绍壳体和喷管材料。 对有关材料的成型工艺、制品性能、使用效果作了叙述.并评述了这些复合材料的发展趋势。     

界面粘接结构贮存过程中的脱粘分析

介绍了固体火箭发动机贮存过程中衬层/推进剂界面脱粘的机理和影响因素,着重分析了老化、组分迁移和贮存环境对衬层/推进剂界面脱粘的影响,并提出了缓解界面脱粘的主要措施,认为在衬层和推进剂间增设阻挡层和改进衬层的抗迁移能力是缓解界面脱粘的有效途径。     

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。     

芳纶短纤维增强橡胶耐烧蚀柔性绝热层材料的研究进展

介绍了芳纶短纤维增强橡胶耐烧蚀柔性绝热层材料的配方、加工工艺及缠绕工艺的研究进展。提出芳纶短纤维-橡胶绝热材料缠绕成型工艺是今后的发展方向,它可以实现连续成型、机械化操作,绝热层可以与固体火箭发动机壳体一起成型固化,产品的整体性能好,质量稳定。     

湿度对丁羟推进剂及其粘接性能的影响研究

固体火箭发动机燃烧室内绝热层、人工脱黏层及推进剂药柱,均为高分子材料复合体系。在成型及贮存过程中,湿度是影响丁羟推进剂药柱性能及各界面的联合粘接强度的首要因素。探讨了绝热层、衬层及推进剂药柱在不同环境湿度下的吸湿特性,通过模拟实际生产过程的环境湿度,研究了丁羟推进剂药柱性能及各界面的联合粘接强度变化状况。     

专利文摘

正一种无预固化丁羟衬层及其制备方法(CN110982475A)上海航天化工应用研究所温彦威等在其最新公开的专利中,报道了一种采用无预固化的丁羟来制备固体火箭发动机内部用衬层材料的方法。该丁羟衬层以端羟基聚丁二烯为黏合剂,异氰酸酯类为固化剂,同时添加了增塑剂、催化剂、扩链剂、触变剂及填料。该发明通过适当改变衬层料浆的制备工艺做到了良好脱泡,并通过调节衬层料浆反应速度和添加触变剂双向措施,在衬层涂刷之前的制备过程中衬层料浆发生了预聚,使     

衬层预固化程度对衬层/推进剂界面粘接性能的影响

研究了壳体粘接式固体火箭发动机装药中衬层的固化程度对推进剂和衬层间界面粘接性能的影响,采用红外光谱技术对衬层固化过程中微观结构的变化进行了表征,初步探讨了衬层固化程度影响界面粘接强度的机理。结果表明,衬层固化0~8h,-NCO含量迅速下降,衬层与推进剂界面的粘接强度随衬层固化时间的增加而增大;固化8~40h时,衬层中的-NCO含量下降速度减小;衬层与推进剂界面的粘接强度随衬层固化时间的变化不大。     

喉衬用炭/炭复合材料研究进展

介绍了固体火箭发动机(SRM)喉衬用炭／炭复合材料研究的最新进展。     

整体模压喷管的研制

我们为某型号固体火箭发动机研制的整体模压喷管,采用高硅氧纤维增强酚醛树脂复合材料与金属壳体整体成型,简化了工艺,缩短了制造周期,提高了喷管的工作可靠性。本文介绍了这种喷管的结构、材料设计、成型工艺及产品性能。     

环氧树脂绝热材料的应用

火箭发动机绝热技术包括绝热材料及其成型工艺。在当今火箭发动机绝热材料中,环氧基复合材料已成为使用广泛并卓有成效的绝热材料之一,本文概述火箭发动机绝热材料的发展,现状以及国内外的研究、使用动态。     

低温固体推进剂的研究进展

介绍了国外低温固体推进技术（CSP）的研究和发动机试验情况。重点介绍了国外H2O2基低温固体推进剂和ALICE（铝冰）推进剂的研究进展。详细分析了ALICE推进剂应用于固体火箭发动机的可行性,并对我国发展CSP推进剂提出了几点建议。     

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。     

聚氨酯在固体推进剂包覆层中的应用

综述了聚氨酯在推进剂包覆层中研究应用的国内外现状并分析了聚氨酯结构特征,讨论了当前聚氨酯包覆层存在的问题,并提出了聚氨酯包覆层的发展方向。     

Bonding a HTPB liner to modern rocket case materials

Methods for bonding propellants based on HTPB (hydroxyl-terminated polybutadiene) to modern rocket motor case materials have been studied. Thus a typical rocket propellant liner, based on HTPB, was adhesion tested to various polymer materials and to an aluminum alloy. The polymer materials are an epoxy resin and composite materials, based on epoxy-poly(ether sulfone), poly(ether ether ketone), poly(amide imide), and poly(phenylene sulfide). With proper surface treatment, excellent results were obtained at separation tests for all materials with cohesive failure in the liner.     

Coupled problem of modeling the internal ballistics of nozzleless solid rocket motors

A physicomathematical formulation of the coupled gas-dynamic and geometric problem of modeling intrachamber processes and calculating the internal ballistics of nozzleless solid rocket motors is given, and a method and algorithm for solving the problem are developed. The parameters in the forward section of the motor are calculated using averaged unsteady equations of internal ballistics, and the parameters of the grain channel and the exit cone are determined using one-dimensional gas-dynamic equations in a quasi-steady formulation. The software package is verified by calculating the internal ballistics of a motor which is utilized without nozzle cluster and simulates intrachamber processes in a nozzleless solid rocket motor during the full-duration firing. The design features, motor operating parameters, and the composition characteristics influencing the energetics of propellants in nozzleless solid rocket motors are calculated. It is shown that, depending on comparison conditions (identical expansion ratios and identical profiles of the nozzle and exit cone), the specific impulse of nozzleless solid rocket motors (the main energy parameter) is slightly smaller than or nearly comparable to that of conventional solid rocket motors.     

Stress singularity in a rectangular bond specimen of a solid rocket motor: Effects and elimination

The propellant/liner interface is the weakest and most concerning part of the grain structure in a solid rocket motor. Rectangular bond specimen tests have gradually become one of the standard methods to measure the bonding abilities of propellant/liner/insulation joints. We performed a three-dimensional numerical study to give full knowledge of this new test, paying close attention to the stress singularity at the crack tip. The asymptotic stress field was presented to show the singularity at the crack tip on the steel/insulation interface. Subsequently the stress singularity was investigated numerically. Numerical results show that the stress singularity has a considerable effect on the stress distribution of the nearby propellant. Also we proposed some methods to eliminate these effects, such as inserting a cohesive zone model into the steel/insulation interface or increasing the thickness of insulation layer. Moreover, Mises stress and maximum principle stress have completely opposite distributions on the propellant/liner interface; thus the accurate failure criterion can be confirmed by the damage initialization observed in experiments.     

碳纤维复合材料在固体火箭上的应用

本文简要地论述了国内外碳／碳复合材料（Ｃ／Ｃ）,碳纤维增强塑料（Ｃ／Ｐ）在固体火箭发动机壳体、喷管上的应用。指出高性能,低成本碳纤维是发展我国战术固体火箭的关键。     

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。