基于MEMS工艺的集成爆炸箔起爆器研究

针对传统爆炸箔起爆器功耗高、体积大等问题,对基于MEMS工艺制备的低功耗、小型化集成爆炸箔起爆器进行研究。从仿真设计、工艺制备和试验表征3个方面对集成爆炸箔起爆器进行了较为系统的研究。试验结果表明:运用MEMS工艺制备的集成爆炸箔起爆器可成功起爆HNS炸药,采用PC/Cu复合飞片与SU-8光刻胶等新型材料集成制备爆炸箔起爆器是可行的。     

爆炸箔起爆与点火技术发展及应用

叙述了爆炸箔起爆系统（EFIs）的发火原理和特性，介绍了国内外低能爆炸箔起爆与点火系统的发展技术和应用状况。     

液氮和液氧中的箔轴承性能

空间转移飞行器和其它动力及推进系统都需要长寿命的涡轮泵,现在涡轮泵中所使用的滚动轴承无法提供足够的寿命来满足这些应用。在许多高速透平机械应用中,流体箔轴承在较宽的温度和工质范围内,表现出了长寿命和高可靠性的优点。然而在低温工质中,有关箔轴承性能的现有数据还非常少。美国的国家航空和航天管理局(NASA)以及 Allied Sig-nal 空间系统与装备公司(ASE)共同合作研究了片式柔性箔轴承在液氧和液氮中的性能。马歇尔空间飞行中心(MSFC)和 ASE 合作进行内部研究和发展计划,这项工作论证了箔轴承的最小承载量在液氧中是1.834兆帕,在液氮中是2.427兆帕。而且,还得出了箔轴承的直接阻尼系数为7×10~3到8.75×10~3牛·秒/米,为上面级发动机涡轮泵设计的箔轴承在液氮中的阻尼比是0.7到1.4。通过本次试验的结果以及在空气循环机械及其它应用中多年来的成功使用经验,美国准备用片式柔性箔轴承在液氧涡轮泵中进行试验。     

高温圆箔热流计

已经发展了一种工作温度高达1950°F的新型的圆箔热流计。它的最重要的特点是在高温时,保持了高的灵敏度,而一般传统的康铜箔·铜热流计,在高温时灵敏度将下降30％以上。此外,由于使用了低导热率的圆箔,较高的热电功率输出,改进了时间常数,使其灵敏度获得了成倍的增长。热流计组件的全焊接结构,使它能适应在任何一种金属材料中工作。这些特点,除了高温灵敏度以外,也可以从其他一些标准热电偶如镍铬箔·康铜中获得。文中列出了标准热电偶材料的一些性能数据,并与新型的圆箔热流计在不同温度时的灵敏度作了对比。     

真空中几种金属箔接触热导系数的实验研究

为了满足航天器热控的需要,在1.87×105～58.36×105Pa压力范围内测试了填隙片为铟箔、铝箔、铜箔、银箔和LY12铝材的裸接状态及真空中的接触热导系数。并将它们进行比较、分析。实验数据表明,在界面间填充软金属箔时对改善界面换热效果显著,是一种行之有效的热控措施。     

表面动温测量技术的新进展

本文从使用角度分析了表面动温测量误差的机理以及减小误差的可能途径,着重指出测定传感器安装后真实时间常数的必要性;由于采用了镍箔温敏片和同步电桥,使表面动温测量技术有了新的起色。     

真空中几种金属箔接触热导系数的实验研究

为了满足航天器热控的需要，在１．８７＊１０５－５８．３６＊１０５Ｐａ压力范围内测试了填隙片为铟箔，铝箔，铜箔，银箔和ＬＹ１２铝材的裸接状态及真空中的接触热导系数。     

园箔型热流传感器在对流传热条件下的响应特性

本文在辐射与对流两种传热条件下,分析了园箔型热流传感器对阶跃热流的响应特性;计算了在经受对流加热时传感器灵敏度和时间常数的变化。计算表明,为使传感器在对流条件中使用时满足一定的精度要求,在设计传感器时必须考虑传热系数的影响。     

简讯

MX 导弹增加突防措施《国防电子学》1983年1月报道:预料有关部门正在认真考虑在洲际弹道导弹、尤其在 MX 导弹头锥用的防烧蚀涂层中掺入干扰性“添加物”,作为突防辅助措施。一种做法是在涂层中掺加“干扰发生物”和金属箔/悬浮粒(chaff/aerosol)。前者     

液氧涡轮泵液体箔轴承的材料相容性评估

广泛应用于航天领域的滚动轴承,通常是制约装置寿命的主要元件。在低温应用中,箔轴承作为取代滚动轴承的替代品,看来是有前途的。由于在液氧环境中,从未有过如此尝试,在NASA 的怀待寿命试验室(后简称为 WSTF)的热摩擦试验系统上,进行了三个阶段的试验,以评估三种选用的箔轴承箔片的材料,在液氧中发火的危险性。该三种选择物均以铬镍铁合金为基层、聚合物为镀膜的结构。镀膜材料如下:Teflon S 聚酰亚胺和氟、石墨的耦合物(PBGF)、Teflon。在此之外,还有一种以银作镀层的材料也在试验之列。热摩擦试验分三个阶段进行。第一阶段,在液氧中模仿轴承启动与停止瞬间不可避免发生的摩擦过程。该阶段试验结果表明 Teflous 是最耐磨的箔片涂层材料,其次是 PBGF。第二阶段试验是在气氧中进行的,它模拟在液氧不足情况下所发生的摩擦,并且取得工作安全裕度的数据。该阶段试验结果显示出所有试验中的镀层材料,在发生燃烧之前就已磨损耗尽。第三阶段试验采用真正的箔轴承在液氧中工作,模拟轴承的启动过程。在这一测试中,TeflonS 作为主试涂层,PBGF 作为第二涂层。每种涂层都分别用弯曲型和平直型两种箔片结构形式作了试验。结果表明两种涂层都没有着火。     

磁场内的焊接

据苏刊报道,目前苏联航空修理厂正在广泛采用磁场内的焊接新技术。这种新技术可以避免一般氩弧焊的某些缺点。印制电路板技术的发展也不过是五十年的历史。1940年前后英国Eisler开始研究腐箔法技术,直到第二次世界大战后,才有较多的应用。同时美国人广泛研究了印制电路制造工艺,直到覆铜箔纸胶板技术解决后,才得到应用。日本在1947年到1956年从国外引进了印制电路     

固体火箭发动机点火器热通量的测量

使用箔式铂热通量计,对两种几何形状不同的点火器进行瞬间和轴向热通量分布的测量。所用的参数是不同的点火药量,管子长度和喷管喉径。对烟火剂燃烧产生的粒状物质的粒度分布作了研究,并且推论了这种粒子分布对总热量的影响。辐射在总热量传递过程中相对来说是不重要的,而在点火器作用期间,业径发现,由于粒子传热引起的“点”的热通量是热传递的最重要方式之一,事实上,这种传热方式可能是固体火箭发动机中点火火焰最初出现的原因。     

GEO卫星结构屏蔽设计与性能分析

地球同步轨道(GEO)卫星在轨期间将遭遇空间带电粒子辐射,导致的电离总剂量效应会损伤星上的电子元器件。在对GEO卫星典型结构进行屏蔽设计时,采用钽箔等材料对卫星结构大开口处进行封堵,又用屏蔽厚度的实体相交法求解卫星的屏蔽性能。建立卫星的三维屏蔽厚度模型,对比屏蔽设计前后的总剂量值,同时分析该封堵方法对卫星机热系统的影响。通过对GEO卫星结构三维屏蔽性能的分析,验证了该封堵方法的有效性。     

蜂窝夹层结构镶嵌件拉伸承载力分析

蜂窝夹层结构镶嵌件是航天器结构中广泛应用的连接部件,其设计是否合理直接影响着航天器结构设计的好坏。为了得到镶嵌件受垂直于面板的拉伸载荷时的具体受力情况,按照蜂窝夹层结构镶嵌件的实际结构形式建立其有限元模型进行了计算分析。结果得出,镶嵌件承受垂直于面板的拉伸载荷时,蜂窝芯子是决定镶嵌件拉伸承载力的关键因素,其中,蜂窝芯子中的单层箔壁最先破坏。在此基础上,分析了芯子高度、密度及面板厚度对镶嵌件拉伸承载力的影响,提出了通过在镶嵌件周围局部加密蜂窝芯子提高镶嵌件拉伸承载力的措施。     

激光包覆技术及工艺研究

激光包覆技术可利用火焰喷涂、等离子喷涂、爆炸喷涂层或直接利用粉末或线、箔态材料在受控条件下用激光束予以熔化,让溶化材料散布与凝固,形成包层与基体之间的金相结合。包复材料可以是钴基合金、钨铬钴合金、硅、含碳化钨颗粒的致密基体、氧化铝。涂敷方法有漏斗法、喷镀膜法、侧面供料法、前倾供料法。包复层厚空可达6～7mm;平均硬度从(500g下的KHN)400Kg/mm~2到(100g下的KHN)2000～2300kg/mm~2,随所用包复材料而异。     

高氯酸铵分解与NEPE推进剂氧化交联机理研究

基于密度泛函理论中的GGA/PBE和B3LYP方法,对高氯酸铵(AP)分解的质子转移过程及其分解产物引起的硝酸酯增塑聚醚(NEPE)推进剂固化体系PEG-TDI的氧化交联过程进行了分子模拟分析,以理清AP分解初始反应和NEPE推进剂中氧化交联反应机理。结果表明,分子结构和键离解能(BDE)计算结果显示,H4原子的转移是AP初始和再次质子转移过程的主要发生点; AP分解产物引起的PT氧化交联过程可划分为三个阶段:NO2分子引起的H原子夺取反应、O原子引起的氧化反应、交联反应; H原子夺取反应为NO2分子夺取PT分子的α—H、β—H,生成P1(—C·)和P2(—N·)两种带正电荷基团;氧化反应为O原子分别与P1和P2基团发生反应,生成P3(—C—O·)和P4(—N—O·)两种带负电荷基团;交联反应是在H原子夺取反应和氧化反应基础上发生的,最终生成—C—O—C—、—C—O—N—以及—N—O—N—三种结构链。     

HAN基无毒单组元发动机热控研究

为使某HAN基无毒单组元发动机正常工作,需采用一种高效的热控方式,保证点火前其催化床温度在200℃之上(远高于传统单组元发动机的点火温度)。以该HAN基发动机为研究对象,在制定的热控方案基础上,建立有限元模型,采用I-DEAS/TMG软件对该发动机各部件温度进行计算,之后按照产品状态进行发动机真空热试验,获取发动机重点部位的温度数据。结果表明:除前床后部外,其余位置温度测点的热分析和试验温度误差均小于4℃,认为两者吻合较好,有限元模型可用于之后的在轨温度预示等工作;该HAN基发动机身部采用安装一种新型铠装加热丝组件,而后覆盖不锈钢箔的热控方式,结合支架的镂空结构设计,满足发动机工作的温度要求。     

改进的LE—7发动机

为满足90年代各种用途的重型运载器的要求,日本宇航局己研制成了 H—Ⅱ火箭。H—Ⅱ火箭在1994年2月4日已成功的进行了首次飞行。H—Ⅱ火箭可能是日本近期未来空间活动中最重型的火箭。但它的可靠性和成本仍有改进的余地。进一步降低成本,提高运载能力和可靠性的研究正在考虑之中,例如改进型 H—Ⅱ火箭和用于 HOPE—X 的 H—Ⅱ火箭(HOPE 实验机将用 H—Ⅱ发射)。在这些结构中,LE—7发动机是它的推进系统的关键部件。改进型 LE—7发动机将应用于不久的未来运载器,如用于 HOPE—X 的 H—Ⅱ和改进型 H—Ⅱ火箭。本文介绍了改进型 LE—7发动机的目前情况和未来改进计划。     

日本MU顶级发动机研制现状

日本为了配合M—3SⅡ运载火箭的发射,正在研制两种类型的顶级发动机:KM—D和KM—M,设计上采用了几项新的技术:含HMX的HTPB推进剂;加压固化的头部满装填药柱;尾部喉塞式烟火点火器;钛合金15V—3Cr—3Al—3Sn壳体(KM—D)和碳纤维/环氧树脂缠绕壳体(KM—M),以及使用螺旋弹簧装置展开的可延伸出口锥(KM—D),文中对两种发动机的设计特点及研制现状作了介绍。     

用作推进剂组份的丁二烯与二茂铁衍生物共聚的端羟基共聚物

本文介绍了乙烯基二茂铁与丁二烯的共聚物及其制备方法。当从偶氮—双—(2——甲基——5——羟基——戊腈),偶氮一双——(羟乙基——2——甲基丙酸酯)和偶氮——双——(2——甲基——3——羟基——丙腈)偶氮类引发剂中,选择一种引发剂引发进行聚合时,在有机溶剂中生成共聚物。该共聚物可用作固体推进剂配方的粘合剂,并用来提高固体推进剂的燃速。