HTPB聚合物特性对推进剂性能的影响

引言端羟基聚丁二烯(HTPB)聚合物作为固体火箭推进剂的优良粘合剂材料已引起人们很大关注。Law[1];Oberth[2]、Layton[3]及其他学者对 HTPB 聚合物特性和 HTPB 推进剂的物理化学性质进行了广泛的研究。但是,有关 HTPB 聚合物特性对推进剂性能的影响方面的报导很少。特别是复合固体     

HTPB推进剂的老化及使用寿命

为了进行老化评价研究,选择和研制了三种不同固体含量的(88～91%)端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂。已经证实,88%固体含量的HTPB推进剂符合以前提出的老化模型。这种老化模型已成功地进一步用于较高固体含量的推进剂以及其它计划用的HTPB推进剂的实测力学性能老化数据。采用这种老化模型,根据加速热老化试验数据予测了长期力学性能,予测数据与六年实测老化数据相当一致。利用予测的推进剂破坏性能,结合火箭发动机的要求,来确定予先选定安全裕度的发动机药柱的使用寿命。本文列出了各种复合推进剂老化速率的比较数据。根据老化结果的分析,提出了一个宽范围老化行为的数学表达式。     

国外复合固体推进剂的现状

前言当前国外在火箭推进剂领域中正大力发展固体推进剂,特别是 HTPB(端羟聚丁二烯)推进剂已被广泛地应用在战略、战术火箭以及航天的大型助推器上。标志着复合固体HTPB 进剂作为全面发展的推进剂已日趋成熟。由于这方面的资料国内已有大量报导,不再赘言。     

从聚硫到丁羧—固体推进剂粘合剂化学的主要变化

从1945年到1949年,液体聚硫粘合剂的复合同体推进剂,由于它在硫化前易于加工,在硫化后具有良好的机械性能和粘合强度,因而达到了可以扩大生产的工艺水平。这些发展导致了浇注——壳体粘结方法,在五十年代成功的用在一些火箭发动机上。到1954年,开始合成含有可固化官能团的液体聚丁二烯粘合剂。聚丁二烯最终取代聚硫粘合剂,有如下几个原因:较高的比冲、优良的老化性能及较好的高、低温机械性能。本文评述了这些配方的发展历史,并介绍了从乙基缩甲醛、丁基缩甲醛、丁醚聚硫到聚丁二烯丙烯酸(PBAA)、聚丁二烯丙烯腈(PBAN)和端羧聚丁二烯(CTPB)的变革原因。给出了典型配方实例、性能及其存在的问题。     

端羧基聚丁二烯(CTPB)推进剂的进展

用作优良粘合剂组份的端羧基聚丁二稀聚合物,由于其均匀的分子结构和化学反应性提供给推进剂良好的力学性能。本文是关于新的端羧基聚丁二稀和推进剂的进展。作者们共同研究的新CTPB 已从工业基地日本合成橡胶公司推荐给推进剂制造者。对日本合成橡胶公司的端羧基聚丁二稀的特性,特别是关于分子结构和粘合剂性能方面已进行了试验研究。     

复合推进剂粘合剂的发展历史

十九世纪前大约600年间,黑火药是用于固体火箭的唯一推进剂。第二次世界大战前夕发生了较重要的技术突破,当时 Von Karmau 博士及其同事应用一种有机材料,与无机氧化剂一起,做成推进剂,用于飞机的喷气助飞火箭上。战后,开始了充分的研究工作,使用多种聚合材料,以开创新的能量更高的推进剂。现代固体推进剂枝术开始于50年代中期,那时,专为火箭工业而制备的粘合剂引起了高能推进剂体系的产生。本文叙述沥青粘合剂的使用,以及现代复合粘合剂的使用,这些粘合剂目前已广泛用于当代固体火箭发动机。     

AP级配及含量对HTPB固体推进剂界面约束作用影响机理研究

复合固体推进剂是一种含能非均质颗粒填充材料,其基体聚合物分子通过物理缠结及氢键作用吸附于填料表面,产生基体-填料界面相互作用,这种相互作用使基体聚合物交联网络分子的运动受到限制。以高氯酸铵(AP)级配及含量不同的端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂为研究对象,通过动态力学试验、溶胀试验、单向拉伸试验、循环拉伸试验,探究了AP级配及含量变化引起的HTPB固体推进剂界面约束作用差异,并探究其对推进剂结构及性能的多维度影响。结果表明：随着细粒度AP含量及AP总含量的提高,约束区域占比增加,基体交联网络分子受限作用增强,HTPB固体推进剂界面相互作用提高,单向拉伸状态下的推进剂强度、模量提高,伸长率下降;循环载荷作用下,约束作用则提高了能量耗散过程,加剧HTPB固体推进剂疲劳损伤进程。     

“潘兴”Ⅱ导弹事故调查报告

美陆军1985年4月24日宣称,今年1月在西德的一枚“潘兴”Ⅱ导弹在装配过程中发生的第一级固体火箭发动机起火事故,是固体发动机内的静电放电造成的。历时3个月的事故调查报告说,放电电压是由于在低温和低湿度的情况下,火箭发动机在运输贮存容器中运动所引起的。调查还发脱,“潘兴”Ⅱ第一级发动机的端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂在低温时易于被静电放电引燃。这点是固体发动机制造业过去所不知道的。美陆军说,为防止在导弹上产生或积储     

印度宇航研究院简介

印度宇航研究院(ISRO)是印度航天用固体火箭发动机的主要研制机构.二十多年来它为印度的探空火箭和运载火箭研究了多种固体发动机.该院具备固体发动机及其各项分系统的研制能力,以及有关设计工具和设计软件.该院拥有推进剂厂,复合材料厂,发动机无损评定和组装设施,环境试验设施,地面试车台,包括单分力、六分力、高空模拟试车台.原材料以及发动机生产的其他配套项目,依靠印度工业界有关工厂.固体发动机关     

小型试验固体火箭发动机研究

从理论上分析了影响固体火箭发动机性能散布的主要因素,设计了相应配套的小型试验固体火箭发动机,用于提高燃速测试精度,并应用于大型发动机的研制和批产。理论分析和测试结果表明,燃速的测试精度以及复合固体推进剂自身的燃速散布是影响固体火箭发动机性能的最主要因素,把握了复合固体推进剂燃速,可减小性能散布,确保大型固体火箭发动机批次研制和生产性能的稳定性和准确性。     

日本研制J—1火箭

日本宇宙开发事业团正在与日本宇宙科学研究所合作研制J-1型固体火箭。该火箭的第一级将使用日本宇宙开发事业团研制的H-2火箭的固体助推器,第二、三级及整流罩均使用宇宙科学研究所研制的M-3S2火箭的上部。这种火箭可将1吨左右的卫星送入低地轨道,预计将于     

《航天返回与遥感》的创刊人——王希季院士

中国科学院院士，国际宇航科学院院士，空间技术专家。我国空间技术的开创者之一，早期从事火箭技术研究的组织者之一。主要从事空间技术的研究开发和航天型号的研制工作。曾主持我国第一枚液体推进剂探空火箭、气象火箭、生物火箭、取样火箭的研制工作，第一枚液体燃料探空火箭的成功发射得到了毛泽东主席的高度评价。     

高密度比冲推进剂

目前通用的推进剂制造工艺,已能生产20,000多台高密度比冲推进剂的火箭发动机。这种CTPB基推进剂释放的能量高达20磅—秒/英寸~3。相比之下,有些发动机使用的CTPB/AP推进剂却低于11磅一秒/英寸~3。这类推进剂极适用于体积受到限制的系统,如飞行员逃逸系统。它们在宽达-54～+93℃的温度范围内检验合格,并在+129℃下作过试验。这类高密度比冲的推进剂可应用于M119脱轨补偿这类火箭发动机,而它要求的高装填分数是CTPB/AP推进剂所达不到的。     

中国空间用固体火箭发动机的发展

中国从１９５８年开始复合固体推进剂火箭发动机的探索和研制工作。根据航天技术发展的需求，促使复合固体推进剂火箭发动机从小到大逐步发展起来。在三十多年的研制过程中。解决了壳体材料和成型工艺、推进剂配方和装药工艺、喷管和推力向量控制技术，安全点火和高空点火技术、各种环境试验技术、无损检测和质量保证技术、地面试验和测试技术等。已形成了固体火箭发动机研究、设计、试验、生产配套的基本条件，同时为中国卫星发射提     

日本丁羟粘合剂及键合剂的研究综述

一、日本的固体推进剂1953年,日本东京大学系川教授等会同日产汽车公司、日本油脂公司等单位,开始火箭的研究。当时世界上还是以液体火箭为主,而日本却决定了以固体火箭为主的研究方向。开始了“铅笔火箭”固体发动机(当时使用的是双基推进剂)的研制,并于1995年4月在     

叠氮增塑剂与粘合剂的相容性

叠氮增塑剂由于有正的生成热、密度高、成气性好,可作为复合固体推进剂的含能增塑剂,与缩水甘油叠氮基聚合物(GAP)一样,加入推进剂中可以组成叠氮复合固体推进剂。本文对聚(叠氮环氧丙烷)二硝酸酯(AZP-2)和端叠氮基聚(叠氮环氧丙烷)(AZP-3)与多种粘合剂做了相客性研究。在80℃下的热失重试验结果表明,含叠氮基(-N_3)的增塑剂对含烯键合剂和含氰基粘合剂化学不相容;粘合剂中的羧基对叠氮基分解有催化作用。这些结果为叠氮推进剂配方设计和研制提供了重要依据。     

复合固体推进剂长贮中HTPB胶微结构损伤研究

为研究HTPB复合固体推进剂老化过程中微结构损伤机理,设计了HTPB/TDI、AP+HTPB/TDI、RDX+HTPB/TDI、Al+HTPB/TDI及HTPB复合固体推进剂5个体系,表征在75℃、92 d的热加速老化过程中各复合体系及线性HTPB微结构变化规律。结果显示,在密闭热加速老化过程中,线性HTPB分子间不饱和的CC键相互交联,生成了高分子网络结构,是线性HTPB及各复合体系在老化过程中数均分子量及交联密度增大的原因之一;AP、RDX、Al粉等组分间相互作用加速了HTPB复合固体推进剂的热老化过程,且电镜未观察到组分与粘合剂产生"脱湿"现象。     

固体推进剂领域专利概况分析

<正>固体推进剂是固体火箭发动机的动力源用材料,特别是端羟基聚丁二稀(HTPB)、高能硝酸酯增塑聚醚(NEPE)推进剂的出现,使固体推进剂更加广泛应用于战术、战略导弹和航天运载领域中,固体推进剂的性能也直接影响导弹武器的作战效能和生存能力。目前,各国都在针对战略、战术武器系统生存环境要求的提高,积极探索、开发以高能量密度材料合成及应用为主体的新型高性能推进剂,同时,也积极追求固体推进剂的低特征     

H—I运载火箭固体助推器地面点火试验成功

日本于1988年4月15日在种子岛宇宙中心竹琦固体火箭试验站对 H-I 火箭的固体助推器进行了点火试验,达到了预期的效果。H-I 火箭的固体助推器全长为23.4m,直径为1.8m,总质量为70t,使用端羟基聚丁二烯复合固体推进剂(其中百分组成为:HTPB14％、Al18％、AP68％)。助推器安装在弹体两侧,每侧一个,与第一级主发动机同时点火,燃烧约95s 后分离脱落。该助推器由4段构成,各段采用螺栓法兰接头连接,采用柔性喷管进行推力方向控制,摆角最大可达5°。该助推器的平均推力约为160t(海平面),真空比冲约为2657.6 N·S/kg。它是仅次于美国航天飞机和大力神导弹所用助推器的一种固体助推器。     

单室双推力固体火箭发动机的现状和动向

从单室双推力固体火箭发动机的应用、性能、推进剂、壳体材料、成型工艺、推力矢量控制等方面着手,讨论这种发动机的技术现状、应用情况和发展趋势,并同单室单推力发动机作了详细的对比.给出了国内外若干种主要单室双推力发动机的性能数据.今后发展动向:多数单室双推力发动机仍将以采用端羟基聚丁二烯推进剂为主;少烟无铝复合推进剂和微烟的硝胺类改性双基推进剂的应用将会有所增多;发动机壳体仍以采用超高强度钢为主;加快使用推力矢量控制装置.