含硝酸酯增塑剂的固体推进剂的脆化研究

本文介绍硝酸酯增塑的聚醚聚氨酯推进剂在低温贮存中,解决失去应变能力(脆化)问题的研究结果。这种高度增塑的推进剂在低温下短期贮存,几乎完全失去了应变能力。研究这种脆化的原因表明,交联密度以及粘合剂配方是起作用的因素。湿度曾被考虑是因素之一,但实验证明并非如此。实验表明增塑剂结晶是脆变的主要原因但不一定与增塑剂的凝固点有关。重新测定某些增塑剂的凝固点是研究工作的一部份。放入增塑剂晶体增加了推进剂脆变速度。单独采用丁三醇三硝酸酯(BTTN)或是混合增塑剂可以解决这个问题。采用混合增塑剂可以得到最好的低温性能。     

固体推进剂的最新进展—NEPE推进剂

什么是NEPE推进剂NEPE是硝酸酯增塑聚醚的英文缩写,全称是Nitrate Ester Plasti cized Polyether。NEPE推进剂是美国为满足MX洲际导弹的需要,赫克力斯公司于70年代末研制成功,80年代初开始使用的一种新型固体推进剂。对于MX导弹的高能量、高性能的要求,目前的复合固体推进剂和改性双基推进剂都不能满足。但复合固体和改性双基各有所长,突破两者的界限,充分发挥双基中硝酸酯增塑剂的能量高、复合固体中高分子主链低温力学性能好的优点,再加入高性炸药HMX,就组成了NEPE推进剂。它不仅能量高、低温性能好、不脆变,而且其它性能也满足要求。除在MX第     

Bu-NENA/PBT推进剂安全性能

开展了增塑剂品种、固体填料含量对Bu-NENA/PBT推进剂安全性能影响研究,炸药HMX和增塑剂Bu-NENA含量对Bu-NENA/PBT推进剂危险等级影响研究及钝感Bu-NENA/PBT推进剂综合性能评价。研究结果表明,Bu-NENA可显著降低PBT推进剂的机械感度,HMX含量控制在13%以下,Bu-NENA含量控制在12%以下,Bu-NENA/PBT推进剂危险等级评定为1.3级,Bu-NENA/PBT推进剂理论比冲大于267 s,玻璃化温度Tg为-65℃,-60～70℃宽温力学性能优良。     

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。     

低燃速高固体含量HTPB推进剂

对大型发动机用的低燃速高固体含量HTPB推进剂进行了研制。采用超支化SU-2助剂降低推进剂药浆粘度为提高配方固体含量的方式,优化SU-2助剂含量,研制出固体质量分数89%的推进剂配方。依据抑制AP分解的质子转移机理,分别用高氯酸烷基胺衍生物A1N、草酸铵T29降燃速剂,获取低燃速HTPB推进剂,针对试验得到的推进剂性能数据,分析了单项降燃速剂的推进剂燃烧性能存在不足,提出了选用价廉的高氯酸烷基胺衍生物A1N/草酸铵T29/细AP复配方法,既降低燃速又能降低压强指数。经装药试验验证,获得6.86 MPa燃速5.185 mm/s,3～11 MPa压强指数0.328,密度≥1.80 g/cm3,20℃最大拉伸强度σm≥1.0 MPa,-40℃最大伸长率εm≥61.0%;5 h使用期粘度为2625 Pa·s;综合性能优良的高固体含量低燃速HTPB推进剂。以提高推进剂固体含量增加密度,增大HTPB推进剂比冲的设计方法,可供低燃速HTPB推进剂的发动机借鉴。     

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。     

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。     

叠氮复合固体推进剂技术研究

分析了航天器和导弹武器系统对固体推进剂提出的新的要求和实现这些要求的技术途径。介绍了国外研制低特征信号叠氮固体推进剂的主要原材料叠氮粘合剂、含能增塑剂、高能高密度氧化剂的发展概况和关键技术。分析认为，由以上材料组成的叠氮复合固体推进剂具有含能量高、密度大、发动机排气羽烟对微波、激光和可见光的透过率高等特征，因此这是一种很有前途的新型推进剂。     

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     

大西洋研究公司为SDI研制推进系统

大西洋研究公司为“星球大战”(SDI)计划研制出一种非常轻的、整体式的固体火箭发动机和喷管。发动机是用碳石墨纤维和碳基体制造的。该公司的TACMS的固体火箭发动机样机直径为0.61m,其生产型发动机的直径将为0.66m。为了能在“星球大战”计划中用于空基推进系统,该公司以及其它公司正在研制新型高性能推进剂和轻质、高     

世界上第一种机载商用运载火箭

美国轨道科学公司(OSC)于1988年6月3日透露了它一年多以来秘密研制的机载商用运载火箭飞马座(Pesasus)计划,实际上飞马座运载火箭计划是由OSC和赫克里斯公司一起在1987年4月开始实施的。研制费用是这两家公司自筹的,大约为0.4～0.45亿美元,研制周期为28个月。     

高密度高强度丁羟推进剂配方及工艺性研究

介绍了高密度、高强度丁羟推进剂的研制。采用一种被称为STR的活性基增强剂来增强HTPB、TDI粘合剂体系的固化网络。用不同含量Cu、Cr、Pb、Fe离子进行压强指数调节,优化了粒度级配,使推进剂具有如下优良特性:固体含量>89%、密度达到1.84g/cm3、20℃抗拉强度σm≈4MPa、良好的工艺性和流变性能、并且在70℃高温下贮存2a力学性能无明显下降。     

美飞马座试验火箭近况

美国的空射型飞马座试验运载火箭已在德莱顿飞行研究中心(Dryden Flight Research Facility)制造完毕,以准备进行一系列的初始载飞试验。 这项由轨道科学公司(OSC)和赫克里斯公司实施的私人投资研制计划已经进行了两年。这项计划的火箭研制总费用预计近5000万美元。轨道科学     

一种推力可调式固体火箭发动机的研制

本文论述了为控制低流率固体火箭发动机而研制一种燃气控制装置(阀)的计划。并通过使用一种大渐增性固体推进剂气体发生器和一种转子调节套阀,论证了在大范围工作条件下的几种不同的渐增性推力—时间曲线图形。推进剂装药被设计成可给出一条能够超过推力增加最大速率的推力—时间曲线。阀被设计成能将推力断续调节到较小值,以使之能与工作状态范围内的任一条性能曲线相吻合。为论证每个部件完成其各自功能的能力而进行了一系列的试验。随后,又进行了一系列的系统试验以论证在符合工作范围内一条特定推力—时间曲线的条件下全系统调节推力的能力。     

某单室双推力发动机串联装药固体推进剂界面力学性能分析

为解决某单室双推力发动机串联装药两级固体推进剂界面力学性能差的问题,通过热力学理论计算,采用优选燃速调节剂,优化匹配两级推进剂的固体物级配、键合剂组合、增塑比、固化参数(NCO/OH摩尔比或R)等方法优化推进剂配方,对试样进行力学性能测试,并分析了各助剂对推进剂界面力学性能的影响。结果表明,在70℃,拉伸速率2 mm/min条件下,抗拉强度σ_m≥0.6 MPa,最大延伸率ε_m≥45%;在-50℃,拉伸速率100 mm/min条件下,σ_m≥3.0 MPa,ε_m≥45%。所研制的高固含量、高能量密度两级推进剂的界面力学性能优良,解决了单室双推力发动机现有串联装填药型、能量和燃速不同的推进剂界面力学性能偏低的问题。     

组分对CMDB推进剂抗过载性能的影响

应用于炮射导弹的发动机推进剂药柱在其发射期间承受几千甚至上万g的高过载,对推进剂的抗高过载性能提出了要求。根据3种配方CMDB推进剂20℃下的宽应变率单轴压缩实验,分析了固体填料含量对CMDB推进剂屈服应力的影响,并建立了3种配方CMDB推进剂Prony本构模型;通过有限元仿真软件建立了某一管型药柱的高过载模型并进行数值计算,对比了3种CMDB推进剂在高过载下力学响应的差异和抗过载性能的优劣。结果表明,3种推进剂配方在同一载荷工况下具有相同的最大应力,同一应变率下屈服应力大的推进剂配方抗过载性能更好;对于20℃的应用温度,CMDB推进剂最大抗过载幅值随固体填料增加呈现先增加、后减小的趋势,CMDB推进剂配方存在一个最佳固体填料含量,使得抗过载性能最好。     

复合固体推进剂的侵蚀燃烧机理、关系式以及装药设计中的应用

由于人们对研制无喷管和高性能固体火箭发动机的兴趣越来越大,所以在确定装药设计程序时,透彻了解固体推进剂在高速横向流下的侵蚀燃烧特性是十分重要的。本研究中用一个基于紊流作用附面层分析,并经实验数据验证过的理论模型来进行范围广泛的各种马赫数、压力、表面粗糙度、压力梯度、通道直径以及推进剂初始温度等条件下的参数研究。采用非线性回归分析法,得出了一个以上述所引用参数表示的侵蚀燃烧速度关系式。并用两种发动机药型上应用的结果证实了这个关系式对装药设计的适用性。     

固体推进剂宽温-气体围压试验系统设计与试验

针对固体推进剂常压条件下力学性能满足要求,而发动机药柱结构完整性破坏频发的难题,研制了固体推进剂宽温-气体围压试验系统,对某HTPB推进剂进行了不同环境压力、温度和拉伸速率下的定速拉伸试验,获得了环境压力、温度和拉伸速率对推进剂应力-应变曲线的影响规律。研究表明,围压环境下推进剂应力-应变曲线没有明显的"脱湿"点,推进剂的抗拉强度明显提高;快速拉伸条件下,围压环境极大地降低了推进剂的延伸率,23℃常温8 MPa围压环境1000mm/min拉伸速率条件下推进剂最大延伸率相对常压条件降低45%;低温围压快速拉伸条件下推进剂的力学性能最为恶劣,-50℃低温8 MPa围压环境500 mm/min拉伸速率条件下推进剂最大延伸率降至11%。相关方法和结论可为固体发动机精细结构完整性分析和贮存寿命预估提供参考。     

宇航飞行器复合推进剂的发展

日本于1957年成功地发射了一枚小型探空火箭 K-3,这是日本第一枚复合固体推进剂火箭。从那时候以来,对复合固体推进剂进行了许多方面的研制。所研制的聚酯、聚硫、聚氨基甲酸酯以及聚丁二烯聚合物,均被广泛地作为探空火箭或卫星运载火箭的复合固体推进剂的粘合剂基体。日本研制的端羧基聚丁二烯(CTPB),在工艺性能、力学性能以及燃烧性能方面,均比其它聚合物好。这种聚合物(JSR·CTPB S-21)已经应用到日本典型的宇航飞行器中,例如 M-3 A、TT-500A、M-13等。另一方面 HTPB 最近作为一种新的优良的聚丁二烯粘合剂材料已引起人们极大的兴趣。它已用于目前正在研制的一些火箭发动机中。通过我们的共同努力,新的 HTPB 聚合物已经进入实用阶段。正在研制的高性能的远地点发动机(ABM)就使用这种 HTPB 推进剂。     

欧洲空间局固体发动机研制情况简介

1972年,欧洲空间研究协会(后合并成欧洲空间局)开始研制固体火箭发动机,1977年和1978年发射的欧洲科学卫星(Geos—1和—2)首次采用了固体远地点发动机。该发动机由意大利斯尼亚(SNIA—BPD)公司研制,丁羧推进剂,常规的径向燃烧药柱设计。由于它性能卓越,1974年又开始研制一种更大的固体发动机,定名为马奇(MAGE),意图是让欧洲同步卫星使用自己的固体远地点发动机。