中止燃烧方法模拟固体推进剂动态点火冲击过程（英文）

为了研究火箭发动机点火过程中动态冲击对固体推进剂的影响,设计了一个基于中止燃烧的模拟点火冲击装置。该装置由点火螺栓、燃烧室和泄压螺栓组成。金属爆破片安装在泄压螺栓的剪切口处,在点火冲击过程中准确控制泄压压力。模拟点火冲击试验的研究对象是圆环柱体形状的poly(BAMO-THF)/AP/Al固体推进剂试样。p-t曲线表明爆破片的泄压压力与测得的压力一致,其误差在±6%。根据p-t曲线计算增压速率,10 MPa下增压速率达到7000 MPa·s~(-1),15 MPa下增压速率达到12000 MPa·s~(-1),这远远大于固体火箭实际点火过程中的增压速率。在模拟点火冲击试验后,推进剂试样端面(受损表面)镶嵌的粒子受损,而内侧表面(未损表面)仍保持完整的状态。点火冲击试验后,推进剂试样的压缩强度增加,而压缩强度开始增加时的形变值降低。这说明在模拟点火冲击试验后,推进剂受损表面会进一步受损,力学性能也会发生改变。     

NEPE推进剂在氮气及空气中的点火燃烧特性

为了研究NEPE推进剂的点火燃烧特性,搭建了CO₂激光点火试验平台,使用高速摄影仪拍摄在不同气体环境下NEPE推进剂的燃烧过程,通过信号采集系统测量NEPE推进剂的点火延迟时间,对NEPE推进剂在0.1~3.0 MPa氮气及空气中的点火燃烧特性进行了研究。结果表明,环境压强和环境气体会影响NEPE推进剂的点火燃烧过程,环境压强越大,NEPE推进剂燃烧越激烈,且NEPE推进剂在空气中燃烧时比氮气中更加剧烈。NEPE推进剂的点火延迟时间随着环境压强的增大而减小,当环境压强从0.1 MPa增大到3.0 MPa时,氮气中的点火延迟时间由0.51 s减小到0.29 s,而空气中的点火延迟时间由0.32 s减小到0.18 s,但是当环境压强大于0.5 MPa时,环境压强对点火延迟时间的影响显著降低。同时环境压强会影响NEPE推进剂的燃烧速率,当环境压强从0.1 MPa增加到3.0 MPa时,氮气中的燃速从1.71 mm·s^-1提高到4.54 mm·s^-1,空气中的燃速从2.51 mm·s^-1提高到11.4 mm·s^-1,NEPE推进剂在空气中的燃烧速率增长幅度更大。最后通过燃速经验公式进行拟合,表明Vielle燃速公式更适用于表征NEPE推进剂在0.1~3.0 MPa下的燃速特性。     

固体火箭推进剂的模拟低温点火冲击试验加载方法研究

固体火箭推进剂低温下点火瞬间高速加载的耦合作用可能会导致推进剂结构发生破坏,针对此问题,利用推进剂中止熄火的原理,设计了一种中止压力可控模拟点火冲击试验装置,以点火药燃烧产生的燃气对推进剂进行模拟点火冲击。点火压力根据药室容积和点火药量之间的计算公式确定,中止压力通过爆破片破片压力控制。通过对点火冲击过程的压力与时间和升压速率与时间关系曲线分析,得知点火压力和点火方式对点火药燃气的升压速率影响较大。多次重复试验表明：该加载方法中止压力可控,压力偏差<±5%;弱点火时升压速率为2 000 MPa/s,强点火时升压速率达到5 000 MPa/s, 高于通常发动机点火的升压速率;可作为固体火箭推进剂模拟低温点火冲击的研究手段。     

一种改性HTPB固体推进剂的流变特性及其3D打印成型

快速发展的增材制造技术为固体推进剂传统浇注成型的柔性化、适应性差等问的解决题提供了有效途径。传统热固性固体推进剂的流平性好，无法逐层沉积成型。因而，为实现热固性固体推进剂的3D打印成型，本研究对其液相组分进行了改性，通过添加少量定型助剂共混改性端羟基聚丁二烯（HTPB），制备得到改性HTPB固体推进剂，并对其的流变特性进行了研究。结果表明，共混改性使黏合剂黏度、表观黏流活化能升高；改性HTPB固体推进剂流变特性符合Herschel-Bulkley方程，且流动性随温度升高而提高；同时，改性HTPB固体推进剂在室温下具有较高储能模量（＞10⁴ Pa）以及较小的损耗角正切（ω＜10 rad·s^-1，G″/G′＜0.5），整体不呈现流动性，且少量定型助剂对推进剂的热分解行为没有产生显著影响，实现了改性HTPB固体推进剂的3D打印成型。     

7-羟基三呋咱并［3，4-b：3′，4′-f：3″，4″-d］氮杂环庚三烯的合成与性能

以3,4-双（4′-硝基呋咱-3′-基）呋咱为原料,与羟胺溶液一步法合成了一种新型七元环化合物7-羟基三呋咱并［3,4-b： 3′,4′-f：3″,4″-d］氮杂环庚三烯（HYTF）,并利用红外光谱、核磁共振、元素分析对产物进行了表征。通过规范不变原子轨道方法完成了HYTF的¹³C NMR和¹⁵N NMR理论模拟,结合实验数据实现了HYTF的¹³C NMR和¹⁵N NMR的准确归属。发现3,4-双（4′-硝基呋咱-3′-基）呋咱与羟胺在不同反应温度条件下可分别生成HYTF和7H-三呋咱并［3,4-b：3′,4′-f：3″,4″-d］氮杂环庚三烯（HATF）,提出了HYTF与羟胺作用生成HATF的反应机理。基于实测密度（ρ=1.86 g·cm^-3）和预估生成焓（Δ_fH（s）=573.8 kJ·mol^-1）,利用Explo5（V6.04）软件预估HYTF的爆速和爆压分别为8181 m·s^-1和28.0 GPa。采用差示扫描量热仪（DSC）研究了HYTF的热分解过程,其热分解峰温为161.8 ℃。     

空位对五唑阴离子盐Mn（N5）2冲击反应和损伤演化的影响

为探究微缺陷对五唑阴离子盐冲击响应、化学分解及损伤演化的影响,采用从头算分子动力学模拟方法研究了完美型Mn（N₅）₂晶体及含有3%空位浓度的Mn（N₅）₂晶体在不同速度（8,9,10,11,12 km·s^-1）c轴冲击波作用下的动力学演化和初始分解反应机理。冲击雨贡纽线的计算结果表明,含空位的Mn（N₅）₂体系比完美型体系在高压条件下表现出更大的体积压缩比。分子动力学模拟结果显示,当冲击波速v_shock<10 km·s^-1时,完美型及含有空位的体系在5000 fs内均未出现分解反应,而仅出现了不足10%的体积压缩;当v_shock=10 km·s^-1时,完美型体系于512.8 fs时刻开始在晶体内均匀地出现N—N键断裂的现象,而含空位体系的初始反应时间则提前至281.6 fs,并且N—N键的断裂集中发生在空位附近;当v_shock继续增加至11 km·s^-1和12 km·s^-1时,两种体系的初始反应时间不断提前,反应进程不断加快,但空位对体系冲击波感度的提升作用和对分解反应进程的加速作用随着冲击波速的提升而不断减弱。研究结果表明空位是热点的早期成核结构之一,空位的存在促进周围的五唑分子发生级联分解,使损伤不断演化成长和传播,进而引起含能材料的点火。     

解耦合法研究1,1′-二羟基-5,5′-联四唑二羟胺盐（TKX-50）热分解（英）

为了研究1,1′-二羟基-5,5"-联四唑二羟胺盐（TKX-50）的热分解，分别采用热重和差示扫描量热法进行热分解试验研究，并采用MATLAB软件对重合部分进行解耦合，用Málek方法对TKX-50热分解过程进行动力学研究。结果表明，TKX-50的热分解过程分为两个阶段，用MATLAB 软件获得两个阶段完整的热分解曲线，并分别获得不同升温速率下各个阶段的T_onset、T_p、ΔH等基础参数。TKX-50的热分解遵循自催化反应模型，并分别获得动力学参数包括活化能、指前因子和动力学模型等，第一阶段：E_a=174.99 kJ?mol^-1，lnA=40.75，f(α)=α^0.917(1-α)^0.509；第二阶段：E_a=149.60 kJ?mol^-1，lnA=31.84，f(α)=α^0.357(1-α)^0.117。     

铝基微单元复合燃料在NEPE固体推进剂中的应用

为研究铝基微单元燃料在硝酸酯增塑聚醚（NEPE）固体推进剂中的应用性能,以自制的铝基微单元复合燃料（Al@AP）代替铝粉加入NEPE固体推进剂,以真空定容爆热试验、发动机试验、残渣活性铝测试、高速摄影、单向拉伸试验、工艺性能测试等手段研究了Al@AP对NEPE固体推进剂燃烧、力学、工艺等性能的影响;并对Al@AP在NEPE固体推进剂中的燃烧作用机理进行了分析。结果表明,以19.5%的Al@AP代替FLQT-3 Al后,NEPE固体推进剂的爆热由6039.4 J·g^-1提升至6924.8 J·g^-1,残渣量由28.91 g降至7.64 g,残渣活性铝含量由14.64%降至0.37%,残渣粒径d₅₀由94.12 μm降至24.21 μm,NEPE固体推进剂喷射效率提升,铝粉在燃面停留时间由55 ms缩短至40 ms,且无明显融联团聚现象,且Al@AP对推进剂的燃速、力学、工艺等性能基本无影响。     

3,5-二硝氨基-1,2,4-三唑肼盐晶体结构、热性能及在CMDB推进剂中的应用

在甲醇/水溶剂中培养了3,5-二硝氨基-1,2,4-三唑肼盐（HDNAT）单晶,利用X射线单晶衍射仪测定了结构;晶体结构解析表明HDNAT属于正交晶系,空间群为P2（1）,晶胞参数a=0.35976（12） nm,b=0.9348（3） nm,c=1.1833（4） nm,V=0.393.9（2） nm³,Z=2,D_c=1.91 g·cm^-3,μ=0.170 mm^-1,F（000）=230;采用TG-DTG分析了HDNAT的热性能,其分解峰温为193.17 ℃,分解历程为固相直接分解;设计并制备了含HDNAT的改性双基推进剂（CMDB）配方,测试了爆热、比容、密度、特征速度、比冲等能量特性参数和燃烧性能,实测爆热为6042 kJ·kg^-1、比容为638 L·kg^-1、密度为1.767 g·cm^-3、特征速度为1592.3 m·s^-1;Φ50 mm发动机燃烧性能实测结果表明,在15 MPa压强下工作稳定,比冲可达到250.91 s,燃速较RDX-CMDB推进剂提高18.8%以上,但推进剂的部分压强指数超过0.4以上。     

紫外分光光度计法测定硝化纤维素含氮量

为发展绿色无毒、操作简单且结果准确的NC含氮量测量方法,基于硝化纤维素（NC）在碱液中水解后产生的亚硝酸根（NO₂^-）与硝酸根（NO₃^-）的摩尔比与NC含氮量之间的线性关系,采用紫外分光光度计法分析了NC含氮量。在相同的反应条件下水解5种已知含氮量的NC标品,通过紫外分光光度计测定了水解液中的NO₂^-和NO₃^-含量,对测量体系的反应条件进行了优化;通过最小二乘法确定NO₂^-和NO₃^-的摩尔比（y）与NC标品含氮量（x）之间的线性关系;最后用3种验证用NC样品对此法进行验证。结果表明,通过紫外分光光度计可同时测定碱解液中NO₂^-和NO₃^-的含量,其最佳反应条件为：氨基磺酸浓度为20 g·L^-1,反应时间为30 min;在最佳反应条件下得到了R²为0.9893的y与x间的线性关系式;验证结果表明,采用紫外分光光度计法得到的含氮量与实际含氮量非常吻合,相对标准偏差RSD（n=4）均小于0.150%。     

点火药盒开孔大小对点火燃气内流场特性影响

为了保证阶梯多根的装药设计形式的火箭发动机点火过程的安全性与稳定性,研究了不同开孔大小点火药盒的火箭发动机点火过程的流场特性.采用FLUENT计算软件对不同开孔大小点火药盒的火箭发动机点火过程的内流场进行了三维数值仿真,分析了点火药盒开孔大小对点火过程流场特性的影响.不同开孔大小点火药盒的输出压强都大约在4 ms时达到...     

固体火箭发动机Ⅱ脉冲点火过程流固耦合分析

针对双脉冲固体火箭发动机点火过程,采用流固耦合方法研究了Ⅱ脉冲发动机点火时的流场和装药结构的力学响应,分析了点火燃气、装药及隔层之间的相互流固耦合作用。结果表明:Ⅱ脉冲发动机点火后,燃气使发动机内压强增大,隔层与药柱轴向通道形成先收敛后扩张的形状,对燃气流动和压强分布产生一定影响; Ⅱ脉冲药柱在0.36 ms被局部点燃,在0.93 ms时被全部点燃; Ⅱ脉冲药柱内表面变形先增大后减小,在中间位置和尾端位置呈现一定波动性; 在Ⅱ脉冲发动机增压阶段,隔层尾部受力继续增大直至破坏开裂。     

横向过载下气-粒两相流对固体火箭发动机点火过程影响

固体火箭高速自旋诱发的过载环境会引起燃烧室内流动、传热和燃烧耦合关系的改变,致使发动机点火特性区别于常规点火,对点火可靠性和弹体安全产生潜在威胁。为了研究过载下固体火箭发动机点火过程特性,建立耦合颗粒惯性过载场、颗粒碰撞推进剂增强传热、推进剂侵蚀/过载耦合燃烧、流场惯性过载场效应的综合点火模型。对不同横向过载方向、大小以及颗粒粒径下点火过程进行计算,给出了动态气-粒分布特征,分析了颗粒粒径与过载大小对点火峰值压力p_max、点火滞后时间ξ₁、火焰传播时间ξ₂和火焰填充时间ξ₃的影响规律。研究结果表明：点火过程中过载方向引发气-粒分布规律存在明显差异,进而影响推进剂传热与内弹道在时域的缩短规律;相同过载环境下,粒径减小,点火滞后时间ξ₁和火焰传播时间ξ₂缩短,而对火焰填充时间ξ₃的影响基本可以忽略;在大长径比发动机中,点火颗粒粒径不变,点火延迟时间ξ随过载增加而缩短。     

负压环境下铝镁贫氧推进剂激光点火及燃烧特性

为研究不同负压对铝镁贫氧推进剂的点火及燃烧特性的影响,在负压环境下(0.01,0.02,0.04,0.06,0.08,0.1 MPa)和不同热流下(1.26,1.86,2.23,2.79 W·mm~(-2))采用CO_2激光点火系统对铝镁贫氧推进剂进行点火实验,使用高速摄影仪记录点火燃烧过程,使用两个光电二极管同时监测激光和火焰信号得到其点火延迟时间,研究了负压对推进剂点火延迟时间、燃烧过程和燃速的影响。结果表明,压强影响推进剂热解气体的扩散,压强为0.08 MPa时,初焰为圆柱状,随着压强降低至0.02 MPa,初焰为圆球状;随着压强的降低,推进剂点火延迟时间增加,但随着热流密度的增大,压强对点火延迟时间的影响显著降低;压强对推进剂燃速影响较大,随着压强的降低,推进剂燃速降低,当压强从0.1 MPa降至0.01 MPa时,燃速降低47%;同时,在负压环境下,Vielle燃速公式更适用于表征铝镁贫氧推进剂的燃速特性。     

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。     

膏体推进剂火箭发动机点火特性

为研究膏体推进剂火箭发动机点火工作特性,推导了膏体推进剂燃面变化模型和各阶段燃面方程,编制了发动机点火特性参数计算程序,计算了不同输运管道孔径以及膏体推进剂初始堆积量下瞬态燃烧室压力。设计了膏体推进剂火箭发动机热试车试验系统,成功进行了点火试验,分析了膏体推进剂火箭发动机点火工作过程中四个阶段的特性。结果表明:燃烧室平均压强的计算结果与试验数据吻合较好,计算误差小于5.7%,该计算程序适用于膏体推进剂火箭发动机点火特性参数计算;膏体推进剂初始堆积量增加一倍,初始压力峰值平均增加42.8%;输运管道孔径减小60%,初始燃烧时间平均减小66.5%,余药燃烧时间平均下降26.1%。发动机点火试验时,减小膏体推进剂初始堆积量,可降低燃烧室初始压力峰、增大稳定燃烧时间,另外减小输运管道孔径,可明显增大发动机稳定燃烧时间。     

阶梯装药固体火箭发动机点火内流场特性研究

针对两节阶梯装药在火箭弹中的应用,对该类型固体火箭发动机点火内流场特性进行数值模拟。运用FLUENT软件进行二维轴对称非定常数值分析,通过UDF编程,采用表面单元格临界点火准则实现推进剂表面不同部位单元格的燃气加质,计算得到了前后燃烧室的不同部位压力分布及变化情况和点火器喷孔附近的激波传递情况。研究结果表明,该方法能够较好的预示点火内流场的特性,可以为阶梯装药发动机的点火性能研究和点火设计提供理论依据。     

横向过载对固体火箭发动机推进剂点火建压过程的影响

大过载下固体火箭燃烧与流动状态的剧烈变化会导致内弹道出现异常,严重时可能会引起发动机点火失败。为研究横向过载时点火内弹道特性,建立囊括流场惯性过载效应、过载燃烧效应和侵蚀燃烧效应的点火模型。对不同横向过载下燃烧室压力和侵蚀与过载效应燃速增速占比进行计算,并给出了推进剂火焰传播速度与升压速率的关系。结果表明：正向过载下压力峰值增加,负向过载下压力峰值降低;正向过载下,推进剂前段主要由过载效应影响,后段主要由侵蚀效应影响;正向过载加剧下游侵蚀效应,而负向过载对推进剂的燃烧起削弱作用,但程度较弱、持续时间较短;火焰传播速度峰值时刻、推进剂表面首次全部点燃时刻和升压速率峰值点时刻几乎一致,工程上可以用实验中获得的升压速率分析推进剂表面燃烧状况。     

点火过程对小型固体火箭发动机内弹道影响

为了研究某小型固体火箭发动机点火过程对内弹道性能的影响,建立包含点火过程的小型固体火箭发动机的内弹道数值研究模型和试验验证方案,对点火药量为1.0 g、0.8 g、0.6 g和0.4 g的发动机进行了内弹道数值研究,试验研究了点火药量为1.0 g和0.8 g两种情况,数值计算结果与试验结果基本一致。研究结果表明:小型固体火箭发动机由于燃烧室体积小,点火过程对内弹道影响明显;点火药量越大,点火药装填密度越大,引起压力峰值越大,稳定工作时间越短;经验估算得到的1.0 g点火药量产生了过高的压力,是稳定压力的三倍,0.8 g的点火药量能够满足点火可靠性和总体设计要求,产生最大压力为27.08 MPa,稳定工作时长159 ms,建议该小型火箭发动机的点火药量为0.8 g。