氧/甲烷安全排空装置设计及应用

针对液氧/甲烷、液氧/煤油等火箭发动机地面试验中氧/甲烷排放易出现重气云、易燃易爆危险性高等问题,设计一种安全排空装置,总体结构为下部是收集箱,上部是排空筒。采用功能驱动设计、应力校核尺寸的方法,对排空装置的收集箱、排空筒、固定支架几个关键部件进行了结构设计。设计结果为:收集箱是内部焊接有角钢骨架的钢板结构,钢板截面应力为0.4 MPa,远低于允许应力,人孔通过低温橡胶密封;排空筒下部是花管结构,插入收集箱与其联通,中部焊接排放接嘴,所受平均风力为111.2 N/m,引起的最大弯曲正应力为1.45 MPa,切应力为0.01 MPa,安全系数均很高;固定支架螺栓所受应力幅为2.1 MPa,低于许用值9.7 MPa。利用数值分析工具,仿真了排空装置工作过程,分析结果为:收集箱内最大压力为0.107 MPa,排放接口处最大冲击载荷为0.72 MPa、出口平均流速为45 m/s,均符合强度要求和安全排放要求。加工的排空装置多次成功应用于相关试验,结果表明:该排空装置设计方法可行,结构可靠,实现了预期功能,保证了氧/甲烷等易燃易爆介质的安全排放。     

低燃速HTPB复合推进剂过载情况下燃烧性能试验研究

利用固体火箭发动机离心试验方法,研究了低燃速(4 mm/s,4 MPa)、高铝粉含量的HTPB复合推进剂在过载情况下的燃烧加速度敏感性。试验分2组进行,第1组试验发动机平均工作压强为4 MPa,第2组为12 MPa,分别在0、5gn、8gn、15gn离心加速度条件下进行试验。通过对试验机理和试验数据分析发现,此类HTPB复合推进剂的燃速对过载加速度非常敏感。在较低加速度情况下,垂直于加速度的燃面处燃速出现了增加;同一压强(4 MPa)下,在0~15gn范围内,燃速与加速度近似呈线性关系。     

芳基乙炔改性甲基苯基硅树脂的合成及性能

用芳基乙炔改性甲基苯基硅树脂来提高硅树脂及其复合材料的耐热性能.通过红外光谱对其改性前后树脂的结构进行表征;并且测试了复合材料界面剪切强度、弯曲强度和层间剪切强度.测试结果显示,改性后复合材料在室温及200 ℃下的界面剪切强度分别提高了3 MPa和8 MPa;室温下的弯曲强度提高到349.72 MPa,500 ℃烧蚀30 min后复合材料弯曲强度为301.01 MPa;室温下的层间剪切强度为25.21 MPa,经500 ℃烧蚀30 min后降至17.43 MPa,这些性能均高于相应条件下甲基苯基硅树脂复合材料.以上结果表明,芳基乙炔的引入提高了甲基苯基硅树脂的耐热性、界面性能及玻璃纤维复合材料的力学性能.     

软金属密封结构密封性能数值仿真研究

针对液氧煤油发动机管路中广泛应用的软金属密封结构,采用单边接触模型和材料弹塑性模型相结合的方法,通过有限元软件Nastran隐式非线性模块对其进行数值仿真。得到并分析了结构应力、位移及接触应力等相关参数。结果表明,软金属密封结构在45 MPa内压下,结构强度满足使用要求,密封面接触应力大于300 MPa,密封安全系数大于1.67。     

高温热处理与C/C复合材料性能关系研究

采用整体炭毡为增强坯体,经过化学气相渗透(CVI)及树脂浸渍/炭化(PIC)工艺制备成整体毡C/C复合材料样品,对样品连续进行了3次2 500℃以上的高温热处理(HTT)。材料性能测试结果表明,3次HTT后材料z向抗拉强度由16.7MPa下降到8.87MPa,抗压强度由129.0MPa下降到72.7MPa,抗弯强度由35.7MPa下降到17.6MPa,抗剪强度由34.4MPa下降到18.7MPa;xy向室温(RT)~1 000℃的平均线膨胀系数由1.55×10-6K-1降低到1.13×10-6K-1;800℃的热导率由106.91 W/(m.K)降低到61.27 W/(m.K),比定压热容由2.56 kJ/(kg.K)下降到1.93 kJ/(kg.K);z向变化趋势基本相同。     

脉冲发动机中金属膜片式隔舱动态破坏过程研究

为了实现固体火箭发动机的多脉冲启动功能,设计了一种金属膜片式隔舱(PSD)结构,利用断裂力学理论和圆板大挠度理论建立了金属膜片的设计公式,根据燃烧室的使用要求确定了打开压强为2.2 MPa的金属膜片尺寸,利用脆性断裂模型模拟了膜片的破坏过程,得到其打开压强为2.15 MPa,有限元数值计算结果与公式计算结果符合较好。设计了金属膜片打开破坏的单项试验,5次试验平均打开压强为2.10 MPa,数值模拟的破坏形式与试验结果一致。通过区间估计,计算了膜片真实平均打开压强置信度为90%的置信区间为[1.90 MPa,2.30 MPa],该范围可以较好满足脉冲发动机的使用要求。     

GAP微烟推进剂的燃烧性能影响因素研究

通过配方组分对GAP推进剂燃烧性能影响的分析,确定了影响GAP微烟推进剂燃烧性能的主要因素,并在此基础上研究了推进剂燃烧性能的变化规律,通过选择合适的增塑剂、调整AP和HMX的相对含量及AP粒度级配,可使推进剂基础配方静态燃速在6 MPa下达到10.5～12.0 mm/s,3～10 MPa下静态压强指数可降至0.40以下。     

固体火箭发动机外防热涂层用改性硅烷粘接剂性能研究

固体火箭发动机外防热涂层体系包括钢壳体/底漆/粘接剂/涂层/面漆,其中粘接剂用于底漆和涂层间的粘接。目前常用粘接剂为多种硅烷混合物,由于受环境温湿度的影响大,导致发动机外防热涂层在热考核中易发生界面脱粘。为了提高界面粘接的可靠性,以发动机钢壳体基材和硅橡胶基外防热涂层为研究对象,开展了硅烷粘接剂的研制工作。以多烷基硅烷和氨基化合物为原料,分别制备了氨基改性硅烷DTJ-1和酰胺基改性硅烷DTJ-2,采用红外光谱(FT-IR)、核磁共振(NMR)、X射线能谱(EDS)以及接触角(CA)等手段进行了表征分析,并开展了粘接性能和热考核试验。结果表明,DTJ-2的常温、高温粘接强度分别为1.221 MPa和0.48 MPa,均优于DTJ-X的1.069 MPa和0.34 MPa,且通过了石英灯加热考核和动态电弧风洞试验。     

工艺条件对粉末浸渍CF/PEEK预浸料层压板力学性能的影响

为获得浸渍效果良好、力学性能优异的连续碳纤维增强聚醚醚酮耐高温热塑性复合材料(CF/PEEK),分别采用粉末浸渍槽法(方法1)、二次粉末涂覆法(方法2)、二次粉末涂覆+熔融浸渍法(方法3),制备了3种CF/PEEK预浸带。在380℃,20MPa条件下,通过模压成型制备了CF/PEEK复合材料层压板,并研究了其力学性能。结果表明:碳纤维含量均为61%时,通过方法3制备的CF/PEEK层压板综合性能最高。采用该工艺制备的单向层压板拉伸强度为2 238.41 MPa,拉伸模量为104.80GPa,弯曲强度为2 157.50 MPa,弯曲模量为142.01GPa,层间剪切强度为116.22MPa。双向层压板拉伸强度为1 114.17MPa,拉伸模量为62.84GPa,弯曲强度为1 317.34MPa,弯曲模量为70.82GPa,层间剪切强度为96.74 MPa。测试了CF/PEEK层压板的耐高温性能,150℃条件下的弯曲强度保持率为73%。     

HTPB推进剂高压燃烧特性研究(英文)

对HTPB三组元和四组元推进剂在2~20 MPa平均压强范围内的燃烧特性进行了实验研究。结果表明,三组元推进剂可在20 MPa以下稳定工作;压强一旦超过20 MPa,燃速压强指数将趋近于1,发动机将无法正常工作。四组元推进剂在2~20 MPa压强范围内的燃速压强指数实测在0.3左右,满足发动机使用要求。四组元推进剂稳定燃烧的最高压强临界值达到34 MPa。研究结果对超高压强固体发动机工程研制具有一定的指导意义。     

含碳酸钙的负压强指数复合固体推进剂燃烧机理

本文采用激光阴影高速摄影、扫描电子显微镜、X光电子能谱,对含和不含CaCO_(3)的三种夹心件及SO4-5A PU复合推进剂的燃烧过程、燃面形貌、化学成分和覆盖分数分别进行了研究和测定。结果表明:CaCO_(3)在低压下(〈1.96MPa)提高AP的燃速,在高压下(〉1.96MPa)起降速作用;CaCO_(3)与AP反应生成CaCl_2,并促使AP熔化;燃面上CaCl_2含量随压强上升而增加;PU熔化流动对AP表面的覆盖在mesa区内随压强而升高,在非mesa区的低压区也存在。基于以上实验结果,对含CaCO_(3)的PU负压强指数推进剂的燃烧机理进行了讨论。     

ADINA软件在固体发动机设计中的应用

简要介绍了大型结构分析软件ADINA的主要功能、特点、求解过程,以及应用它对某型号发动机药柱进行的轴对称有限元分析.结果表明,ADINA软件应用于固体火箭发动机结构分析是可行的.     

固体推进剂制造工艺危险性评定的模糊数学方法

根据国内固体推进剂研制的情况,借助于模糊数学的基本原理,提出了一种其工艺危险性评价的模糊数学方法,用隶属函数的概念描述了危险等级界限的模糊性;采用优化方法确定了影响因素的权重因子集合,并详细地对评判步骤、模糊关系矩阵的确立等问题进行了讨论。最后,通过对模糊数学方法与判分法和逻辑法的比较,讨论了新方法的特点。     

液体火箭推进剂贮存技术

针对液体火箭推进剂具有的腐蚀性，挥发性，吸湿性及毒性大的特点，提出了液体火箭推进剂的贮存技术及在贮存过程中的注意事项，为部队安全4有效地贮存液体火箭推进剂提供了可借鉴的技术措施，具有一定的应用价值。     

铝粉／HTPB悬浮液的流变特性

用旋转粘度计和动态流变仪研究了铝粉／ＨＴＰＢ悬浮液的流变特性及铝粉含量、粒度、形状对流变性的影响。结果表明：铝粉颗粒间不存在相互作用，铝粉影响流变性的主要因素是粒子形状。这一结果将有助于通过调节铝粉类型来改善推进的工艺性能。     

不稳定燃烧抑制剂对RDX—CMDB浇注推进剂的影响

对五种物质组成的七种单一或复合不稳定燃烧抑制剂在ＲＤＸ－ＣＭＤＢ（黑索今－复合改性双基）浇注推进剂中应用了研究，发现其中白刚玉（Ａｌ２Ｏ３）和ＳｉＣ对不稳定燃烧的抑制效果较佳。其加入方式和加入量地共不稳定燃烧抑制作用有较大的影响。当白刚 粒度与推进剂中燃烧催化剂的粒度相当时，其粒度变化对剂燃烧性能的影响较明显。且与其在螺压、粒铸推进剂中规律相似，即粒度减小，推进剂燃速增大。     

分隔贮箱内液体晃动参数的识别方法

分隔贮箱内液体晃动问题可以用一个两自由度非线性阻尼系统予以描述。本文采用等效线性化方法处理非线性阻尼参数，给出了一种利用稳态正弦基础激励晃动试验技术确定分隔贮箱内液体晃动等效力学模型的参数识别方法。方法通过引入晃动模态的频响函数剩余影响的拟合项实现两阶晃动模态的分离识别。数值仿真计算表明，这一方法给出的参数识别结果可以满足工程应用的精度要求     

Ap复合固体推进剂稳态燃烧模型综述

对目前国内外典型的且较为成熟的高氯酸铵复合固体推进剂稳态燃烧模型进行了简要的综述,涉及的燃烧模型有:GDF模型、HR模型、BDP模型、临界粒径模型、PEM模型、CIT/JPL模型、两区模型和价电子模型。对上述模型的适用范围、特点和优缺点进行了较为客观的评价。     

氙离子发动机对GEO卫星表面充/放电效应的影响

用于GEO卫星上的氙离子发动机工作时喷射出具有一定能量和密度的氙离子及电子,参与了通常由空间等离子体、表面材料二次电子、光生电子等对GEO卫星的表面充/放电过程,从而对卫星表面充/放电效应产生影响。文章对此影响进行定性分析,并探讨其设计要求。     

航天器被动检漏方法的探讨

分析了航天器被动检漏的具体要求，对常用几种主要被动检漏方法进行了评述，指出了各种被动检漏方法的优、缺点和技术状态。最后，针对我国航天器的被动检漏需求，推荐了航天器被动检漏的相关措施。