用内压降压试验和埋入式传感器测定固体推进剂的有效模量

赫克力斯(Hercules)公司研制了一种无损试验方法,用埋入式应力传感器系统测定全尺寸老化试验发动机的推进剂模量。该方案包括两项实验计划,一项为标定试样试验;另一项为全尺寸发动机试验。第一项计划用来确定传感器响应和推进剂模量间的关系。其方法是将三种型号的赫克力斯传感器预埋在已知拉伸模量值的推进剂中制成标定试样,进行定水压试验和高速降压试验。根据试验数据作出定压载荷下三种型号传感器响应和推进剂模量的关系曲线。然后根据降压试验数据和定压试验结果提出一项确定标定试样模量的程序。第二项计划采用一台三叉戟-Ⅰ第三级老化试验发动机,发动机绝热层粘贴有几个赫克力斯传感器,采用标定试样所用的低定压试验和快速降压试验方法,根据埋入传感器的响应确定发动机推进剂的模量。实测推进剂模量值和从应力松弛模量主曲线算出的值相当接近。     

变推力发动机用高压强指数GAP推进剂的燃烧性能研究

为了获得变推力发动机用高压强指数聚叠氮缩水甘油醚(GAP)推进剂配方,采用靶线法研究了氧化剂的种类、粒径及配比、燃速催化剂的种类及含量、以及增塑比对GAP推进剂静态燃烧性能的影响规律,采用?118标准试验发动机对GAP推进剂进行了动态燃烧性能测试。研究表明,通过综合因素调节获得了一种高压强指数GAP推进剂配方,且当燃速催化剂RC-4含量1%时,GAP推进剂在1～15 MPa范围的动态压强指数高达0.66,满足变推力发动机对推进剂压强指数的要求,同时高压区间(9～15 MPa)的动态压强指数为0.51,低于1～15 MPa的压强指数,这有利于推进剂在高压范围内的稳定燃烧,为变推力发动机在高压范围内的正常工作提供依据。     

固体推进剂火箭发动机的性能予示和高膨胀比喷管的应用

提出了予示固体推进剂火箭发动机的比冲和特性速度的分析方法。这个方法强调了二维两相流分析,它是以准确的跨音速解为基础,并且给出金属含量高的推进剂的大部分性能损失。它应用于可忽略燃烧损失和出口锥上无粒子撞击的发动机。以一系列的缩比发动机、全尺寸发动机和5台装有高膨胀比喷管的远地点发动机实验结果为背景,评价了它的有效性。膨胀比在很宽的范围内(从9到92)在予示值和实验结果之间完全一致。从本研究得出结论,提出的这个方法是性能予示的一个很准确工具,并且对高膨胀比喷管的气动力设计和分析很有用,这样的喷管对期待中的未来应用是特别有意义的。     

火箭推进技术研究用的标准试验发动机和实验室设备

过去二十年来,空军火箭推进实验室(AFRPL)在固体火箭发动机部件和推进剂性能评定用的标准化试验发动机与实验室设备的研究方面,作了大量工作。这些标准化装置使用方式多种多样,但总体上可分成两大类,即用在测量与判别性能、数量、内容、范围、数值、质量等方面的引证根据和比较基础两大类。标准试验发动机和实验设备均具备下列特性,即重量大;可重复使用;多种用途;在共同设施中试验;工作程序固定;内部型面不变。     

固体推进剂药柱的可靠性—力学模拟发动机的设计和试验

评价固体推进剂药柱的可靠性,主要是依据对其力学性能的评估。用全尺寸药柱进行试验,通常是很困难的,并且费用昂贵。本文介绍了一种能反映全尺寸发动机的特型小尺寸、低成本模拟发动机的研究和试验。这种发动机可模拟全尺寸发动机药柱(88%固体含量的CTPB推进剂)的条件进行力学性能试验。进行了大量的、承受多种载荷条件(温度循环和/或加压)的模拟发动机试验。给出了试验结果,并首次给出了与尚在发展中的理论计算有关的分析。     

织女星火箭进行发动机点火试验

近日,Zefiro 9-A(Z9-A)发动机在位于意大利撒丁岛的试验场成功进行了首次点火试验,这是织女星火箭飞行鉴定试验前的最后第二次发动机点火试验。此次试验检验了弹道性能(压力及推力曲线)、内部热防护效率、推力矢量控制性能,以及传导热与动力环境发动机性能。Z9-A固体火箭发动机是织女星火箭的第三级发动机。发动机点火燃烧了120 s。结果验证了这种改进型发动机预期性能的提升,以及发动机喷嘴坚固性的改进。这种使用新喷嘴设计和优化推进剂加注方式的改进型发动机,完全符合织女星火箭第三级发动机的飞行特性,但为使发动机适应水平状态,使用了截平喷嘴。预计2009年2月,Z9-A发动机将进行第二次飞行鉴定试验,而火箭飞行鉴定试验计划将于2009年末进行。织女星火箭是一枚三级固体推进火箭,有一液体推进剂上面级,起飞质量137 t,能将1 500 kg有效载荷送入高度700 km的极轨,可用于发射各种科学和地球观测任务航天器。织女星小型火箭为4级火箭。其中有三级使用固体推进剂,一级使用液体推进剂。使用固体推进剂的分别为P80一级、Zefiro-23二级和Zefiro-9三级;使用液体推进剂的一级为AVUM。Z9-A发动机整体高...     

固体碳氢推进剂在涡轮增压固冲发动机中的应用

提出了固体碳氢推进剂作为涡轮增压固冲发动机(TSPR)驱涡推进剂的方案,分析了适用于TSPR推进剂的热力参数和一次燃烧产物成分,完成了驱涡推进剂的选择;进行了备选推进剂(CH04)对TSPR性能的影响性评估,证明该推进剂能够满足TSPR的性能要求;对所选推进剂了进行了一、二次燃烧试验,试验结果表明,CH04推进剂在补燃室点火较困难,但其一次、二次燃烧稳定性好,燃气参数基本满足TSPR对推进剂性能要求。     

过氧化氢和自燃燃料的双组元发动机研制

使用剧毒推进剂,如N_2O_4/肼类,将会变得越来越困难。一方面,一些环保法规和出于安全方面的考虑使得这些推进剂的价格大大提高;另一方面,这些推进剂在未来的推进系统中的使用也被严格限制。因此,必须使用低毒推进剂来替代以前的剧毒推进剂。比如,采用火箭用过氧化氢(RGHP)和燃料组成的双组元推进剂(以及相应的催化剂)。本文介绍了过氧化氢和甲醇组成的双组元推进剂(采用金属锰作为催化剂)的一些初步的研究工作,包括理论性能估算,点火试验,发动机发展过程,喷注器设计,以及样机试验。     

固体推进剂点火研究综述

一、引言固体推进剂点火研究(包括理论和实验研究),对于固体火箭发动机点火器的设计者来说,是一个关心的问题。可以从中了解到固体推进剂被点着的过程,提供点火器设计时需要考虑的影响因素和必要的数据,以提高设计质量,减少用全尺寸发动机试验来确定点火器性能的试验次数。随着点火器设计工作的深入,大型固体发动机的使用,开展点火研究工作,     

过氧化氢单组元推力室最新发展

近来有一种趋势,即重新评估那些有利于环境保护和便于使用维护的推进剂,过氧化氢就是其中之一。它的一些独有的特点使之具有很多用途.它有良好的储存性能,高的密度比冲,作为单组元推进剂,其分解产物为过热水蒸汽和氧气.过氧化氢作为单组元推进剂在五六十年代广泛用于反作用控制系统和驱动涡轮的气体发生器系统.虽然大部分生产设施在七十年代末、八十年代初被闲置,但到目前为止,仍有一些过氧化氢装置在被生产和使用.本文着重描述了以过氧化氢为推进剂的一些装置和其应用范围,提供了相关的试验数据.所用的过氧化氢推进剂是由几个大的推进剂生产厂商提供的.General Kinetics 公司还完成了确定过氧化氢装置寿命标准的试验,并给出了九种不同装置的性能数据.这些装置从推力仅13N 的推力室,直至用于4.45kN 双组元发动机上的气体发生器装置.试验表明,单个装置的寿命超过了6000s。     

四、试验及测试

点火研究用气液式小火箭发动机与试验方法/李逢春等/1983(1),93～108 本文叙述了用于固体推进剂点火性能研究的试验装置——气液式小火箭发动机及其试验方法。该装置造价低廉,使用方便,输出性能优良,可以用于测定推进剂的点火性能。利用它,我们首次对三种常用的复合推进剂的点火延迟时间进行了测试,其结果与理论分析基本一致。火箭发动机发动机试验推进剂点火点火延迟     

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     

硝酸羟铵基单元推进剂小推力室的性能和寿命试验

由硝酸羟铵(HAN)、甘氨酸和水组成的单元推进剂对环境无害。采用这种新型推进剂进行了火箭发动机试验,以测定小推力(4.5～9.0N.推力级别)催化分解推力室的性能和寿命特性.研制硝酸羟铵基推进剂长寿命催化反应室,是对当前单元推进剂技术的挑战。硝酸羟铵与燃料配混燃烧后产生的燃气,分子量比较高,需要把燃烧室温度限定在目前催化剂耐高温性能范围内,以便将发动机比冲保持在能够接受的水平。硝酸羟铵与燃料配混燃烧后产生相当多的水蒸汽,使工作环境更加恶劣。传统的贵金属催化剂在这种高温水蒸汽环境中,表面积和活化金属都有所损耗。通过发动机性能试验和寿命试验,本文讨论了目前硝酸羟铵推进剂推力室研制过程,推力室设计和催化剂选择方案。     

用包复氧化剂的方法提高固体火箭推进剂的燃烧稳定性

用直径为6.25cm的端面燃烧发动机,装填高氯酸铵—端羟基聚丁二烯无金属推进剂进行了试验,探索应用包复氧化剂的方法,来改善燃烧稳定性。包复物质的热降解特性是通过对推进剂的热扩散系数进行理论分析推导得来的。选用了几种包复剂,推进剂用浇注法装填,这些推进剂(含包复过的氧化剂)在端面燃烧试验发动机内点火燃烧,实时记录压力一时间曲线。为了对比起见,用参比推进剂(氧化剂未包复)进行了同样试验。由扫描电子显微镜和BET吸附法测定来确定包复层的均匀性。体积型不稳定性频率、压力波动幅度以及稳定性边界均与火箭发动机特征长度(L*)有关的一些参数相关连。一般来说,用包复过的氧化剂制备的推进剂,燃烧稳定性比参比推进剂燃烧稳定性好。各种参数之间的相关性与新领域内许多未知因素有关。     

高性能战术导弹发动机的研制

根据空军火箭推进实验室的合同 F021611—78—C0061,已研制了一种固体燃料火箭发动机,用于空中发射高性能战术导弹。该发动机采用了凯夫拉纤维缠绕壳体,高固体含量的 HTPB 推进剂,直径为20.5英寸。它包括连接凯夫拉壳体的飞机发射吊耳连接器,塑料的火箭式点火器,EPDM 绝热层和含90%固体,其中22%铝粉的推进剂配方。到目前为止,已制造了五台壳体,其中两台为发动机。一台已进行了水压爆破试验,有两台以假发射/系留飞行加载的安装形式进行结构试验,两台用作发动机,并在环境温度和一65℉温度条件下成功地进行静态试验。低温发动机试验包括在燃烧初期和末期有两次感应冲击脉冲,以便试验弹道稳定性。发动机的性能极好,得到的比冲与予计的相同。全面鉴定了高固体含量 HTPB 推进剂(TP—H1203)在-65℉温度下的力学性能。对推进剂的松弛模量、双轴拉伸,高速/加压的单轴拉伸性能进行了测量;还对裙部剪切强度,人工脱粘的拉伸强度及绝热层/包复层/推进剂系统之间的模拟人工脱粘端面强度进行了测量。由于发动机和推进剂的实验成功,因此,研制计划扩大了。其中包括将壳体结构重新设计以便完全适合于系留飞行加载环境,并解决在结构加载试验中所发现的强度/刚性问题。这一新的工作将包括另外制造两台壳体,进行结构试验及实验室材料试验和缩比的结构评价等项目。石墨纤维将与凯夫拉为基的叠层片成为整体,使壳体结构足以承受局部超过37,000磅的径向载荷。     

ADN基液体空间发动机的实验研究与在轨验证

二硝酰胺铵(ADN)是一种高能量密度、不含氯元素的绿色无毒无机盐类物质。它可以作为氧化剂,与甲醇、水混合后组成ADN基液体推进剂。ADN基液体推进剂作为一种高性能、绿色无毒、可存储的新型推进剂,可以提供相比于传统肼类推进剂更高的比冲性能,代表了空间化学推进技术的一个新的研究方向和发展趋势。主要介绍了北京控制工程研究所研制的ADN基液体空间发动机的实验研究和在轨飞行验证情况。首先,基于可调谐二极管红外吸收光谱(TDLAS)的测量方法,针对一台1 N推力的模型ADN基发动机进行了实验研究,获得了燃烧室内燃气温度、CO与N_2O组分浓度等特征参数随喷注压力的变化关系。然后,介绍了0.2 N,1 N,5 N及20 N ADN基发动机的高空模拟热试车试验情况和主要性能指标。最后,介绍了1N ADN基发动机的首次在轨飞行验证情况。这些研究结果有利于绿色空间推进技术的发展。     

一种少烟固体火箭发动机的结构使用寿命估计

少烟幼畜(Maverich)固体火箭发动机的结构使用寿命估计是以解剖发动机的推进剂性能数据为基础进行的。为了在两年的时间里模拟五年的使用寿命,这些发动机经历了实验室加速化学和力学老化。用经验老化模型来推测发动机推进剂的性能和药柱横截面上的性能梯度,建立了有限元计算机模型来计算这些性能梯度,并确定发动机安全裕度与时间的函数关系。根据分析,预计这种发动机的使用寿命在10年之上。     

美国新型导弹M—X末级发动机两次地面试车成功

去年7月12日、9月13日,美国喷气航空固体推进公司成功地进行了M—X 末级发动机二比一缩比发动机首次和第二次地面点火试验。此发动机采用该公司推进剂研制组研制的以PEG/FEFO 为粘合剂系统的复合推进剂,发动机装药约2000磅(907.19公斤),燃烧时间约26秒.据该公司称,试验成功地验证了独特的整体点火器方案(Integral Igniter Con—cept)、高性能推进剂、新式喷管和绝缘材料,并说:“所采用的推进剂是目前战略     

战术导弹固体发动机的关键技术问题

讨论了战术导弹固体发动机在高能推进剂、碳纤维壳体、轻质小力矩柔性喷管和双脉冲发动机等关键技术方面取得的进展。其中，HTPB推进剂的性能达到比较完善的水平，已用于各类战术导弹。高能、低特征信号GAP推进剂通过了实验发动机试验。碳纤维壳体达到了实用水平。发动机能量管理和向量控制技术的研制与开发工作正在开展之中。     

固体推进剂火箭发动机的推力损失预测

本文介绍了关于固体推进剂火箭发动机比冲测定的一种综合分析方法。它是基于流体力学的基本原理,因而不受以前的发动机试车测试数据的限制。这个方法包括从一个标准的自由能量方程计算理论比冲Ⅰsp 和减去由于(1)二相流(凝聚相的滞后),(2)喷管扩散,(3)表面摩擦,(4)热传导,(5)化学不平衡,及(6)喉部烧蚀引起的损失。现有的既有效又易利用的计算机程序可以用于准确地确定这些推力损失。为了确认这个方法的可靠性,实测的和计算的Ⅰsp 之间进行了广泛的比较。试验的比冲数据是从一系列的吹风试验,和用含金属粉与不含金属粉的推进剂的38发缩比尺寸的点火试验及从三叉戟,海神,民兵和宇航发动机的16发全尺寸的发动机得出的。在所有的发动机中比冲的预测值和试验值相差都在0.6%之内,这说明那方法对于预测性能利用子固体推进剂火箭发动机设计和分析中是很准确的。