空空导弹动力装置点火发动机装药研究

介绍了点火发动机装药包覆层配方和工艺、推进剂配方和工艺、装药质量控制及试验验证等各项研究技术,并首次成功地应用于某型号空空导弹动力装置上。     

基于MEMS微型发动机的装药选择

应用热重法(TG)和差示扫描量热法(DSC)对不同配比的斯蒂芬酸铅(LS)/硝化棉(NC)、二硝铅(LD)/硝化棉(NC)的热分解特性进行了研究;采用高速摄影系统和电源系统完成了基于MEMS微型发动机的点火试验,测得了不同配比的LS/NC和LD/NC的点火功率。研究结果表明:NC对LD的热敏性与能量的影响并不明显,而NC能够提高LS的热敏感性与能量;配比为5:5的LS/NC推进剂的最小点火功率为2.16W,点火响应速度较快且放热量高,适合作为微推进器装药。     

某发动机装药结构完整性分析

基于三维粘弹性有限元模型,应用MSC/NASTRAN软件对某发动机分别在固化降温、燃气内压载荷条件下的装药结构完整性进行分析,并对该发动机在固化降温、燃气内压两种载荷联合作用下的装药结构完整性进行评估。结果表明,该发动机的装药结构完整性满足要求。     

侧装药金属风暴武器系统内弹道性能一致性研究

建立了侧装药金属风暴武器系统的内弹道通用数学模型,可用于求解不同射频、不同弹道结构（发射后发弹时前端药室是否封闭）时的内弹道过程;计算分析了射击频率以及弹道结构的变化对内弹道性能的影响规律;探讨了对于特定的装药结构如何达到弹道性能一致性的技术途径。     

固体火箭发动机装药状态监测研究进展

固体火箭发动机的健康状况在很大程度上取决于装药的实时状态,因此对装药状态进行监测是确保固体发动机结构完整性和使用可靠性的重要基础。本文从环境状态监测、化学状态监测、力学状态监测以及监测数据综合应用4个方面综述了相关的研究进展,指出了装药状态监测的必要性,多方面总结了装药状态监测取得的研究成果与存在的不足,并针对监测技术手段及监测数据应用等方面提出了发展构想。分析认为,监测技术应聚焦在嵌入式传感器相容性技术、新理念传感技术以及长寿命技术等方面,监测数据应用方面应大力建设数据库、诊断和预测健康管理系统,以期借助有限元模型更新方法推动固体火箭发动机全寿命数字孪生技术的发展。     

某火箭发动机装药高温压力偏高原因分析

某火箭发动机装药高温静止试验时最大压力超过技术要求,通过对各种影响因素分析并进行相应的验证试验,发现主要原因是装药的两条点火导线在接点处缠绕了绝缘胶布后所形成的“疙塔”厚度偏大,发动机喷喉尺寸偏小。     

提高分步压装药质量的工艺技术

为解决某分步压装药产品冬季生产装药产生裂纹的问题,对分步压装药工艺技术进行研究、改进.通过对分步压装药产生裂纹的原因进行理论分析,归纳影响装药强度、装药应力的主要因素,对可控因素进行了装药工艺试验,找到了最佳工艺参数.试验结果表明:该技术能够提高装药强度,降低装药应力,消除装药裂纹,提高分步压装药质量,有很好的实用参考价值.     

降低星孔装药火箭发动机二次压力峰值方法

分析了固体火箭推进剂的燃烧特性和二次压力峰值对固体火箭发动机性能的影响．在对传统的降低二次压力峰值方法介绍的基础上，提出了采用星孔装药提高固体火箭发动机效率及其降低二次压力峰值的方法。经过试验验证该方法切实可行。     

固体火箭发动机的装药缺陷及检测方法

分析了固体火箭发动机装药缺陷产生的原因、危害并重点介绍了目前几种无损检测方法。突出强调了CT检测技术。     

火箭发动机单室双推力多孔装药设计方法

为有效提高火箭弹炮口速度,减小发动机后喷燃气对发射装置的作用力,提出了单室双推力多孔装药结构,给出了装药药柱燃烧面积及通气面积计算方法,利用某火箭发动机的装药参数,计算了多孔装药内弹道特性参数.设计及计算结果表明,多孔装药结构易实现单室双推力的要求,能够提高装药药柱的刚强度特性.     

固冲发动机转级试验点火控制系统设计

针对整体式固体火箭冲压发动机转级试验需求,设计了一套点火控制系统,用以模拟弹载控制系统功能。根据固冲发动机转级技术特点,明确了系统的功能和设计要求,对系统的工作原理、硬件结构和软件设计等内容做了详细描述。该系统充分考虑了不同转级方式和异常应急等情况,具备地面转级试验能力,为产品转级性能评定和可靠性验证提供了有效的试验平台。     

无喷管固体火箭发动机内弹道计算

给出了一种无喷管固体火箭发动机内弹道计算方法,利用此算法就无喷管固体火箭发动机结构和装药等参数对性能的影响状况进行了分析,并得出结论:装药形式、结构尺寸、固体推进剂的燃烧规律与试验温度都对无喷管固体火箭发动机内弹道性能有影响。     

少烟推进剂在空空导弹发动机上的应用

采用Ф130 mm试验发动机进行GAP推进剂、N-15A推进剂、少烟丁羟推进剂研究,获得了高温、低温、常温和较大压强范围内的工作特性。对丁羟推进剂进行了尾烟信号特征研究,获得了红外、可见光透射率和红外辐射数据。针对研究中存在的问题,结合空空导弹发动机的使用要求,提出了进一步研究的建议。     

某型号发动机可燃点火器的设计

以某型号发动机为背景,设计了一种可燃点火器,由可燃发火管、可燃壳体、点火药、堵头等组成。经过模拟点火试验和发动机地面静止试验,证实该点火器能够满足发动机的技术指标要求。     

固体推进剂用非铅燃速催化剂研究最新进展

主要介绍铋化合物催化剂、含能非铅催化剂、碳纤维催化剂和氟化锂催化剂在固体推进剂中应用的研究进展。     

推进剂三点弯曲实验的有限元分析

参考金属材料J积分的测试方法,测定了某型固体火箭发动机装药的断裂韧性.采用有限元的方法,分析了三点弯曲实验,得出了断裂韧性J_((?)C)的数值分析结果并对两者进行了比较.     

固体火箭冲压发动机无喷管助推器性能分析

采用一维准定常方法,对整体式固体火箭冲压发动机的无喷管助推器内弹道进行了计算.计算结果表明,随着燃面的推移,燃烧室压强下降很快,而推力增大;助推器比冲偏低;对于高燃速固体推进剂,燃速沿通道降低,固体装药通道燃烧成先收缩再扩张的形状.     

应用于固体火箭发动机喷管出口羽流温度测量的光学辐射高温计

利用辐射光谱测量温度的原理,设计并制造了一种新型的非接触式光学辐射高温计.详细介绍该温度计的基本原理和标定方法,并将该温度计应用于火箭发动机喷管出口羽流的温度测量中,初步的实验结果和数值模拟结果相一致.     

新型火箭弹用推进剂质量评定方法

采用甲基紫试验、中定剂含量检测试验和CO2分解气体检测试验详细地研究了改铝铅推进剂的安全性,结果表明：不论是甲基紫试验还是CO2分解气体检测试验都不能有效地反映该含能材料的安全性,中定剂含量检测试验能够客观真实地反映含能材料的安全性。     

固体火箭推进剂过保温后力学性能试验研究

为了研究固体火箭推进剂过保温后的力学性能,在保温温度为50 ℃的条件下,对NEPE推进剂哑铃型试件进行了3个不同拉伸速率下10组保温时间下的拉伸试验。试验结果表明,与未保温的NEPE推进剂试件相比,保温之后NEPE推进剂的强度有一定的提高,延伸率出现明显的下降; NEPE推进剂试件的保温时间越长,抗拉强度越大; 在保温时间相同的情况下,保温次数越多,抗拉强度越大; 保温时间和保温次数对NEPE推进剂的延伸率没有影响。