芳氧基聚磷腈绝热包覆材料的性能表征

针对固体火箭发动机对绝热包覆材料性能要求,制备了芳氧基聚磷腈绝热包覆材料。利用热导率测定仪、动态热机械仪、SEM以及国军标规定的测试方法对芳氧基聚磷腈的热导率、线膨胀系数、烧蚀后碳层结构、密度、线烧蚀率以及与推进剂的相容性等进行了表征。结果表明,芳氧基聚磷腈的热导率为0.187 W/(m·K)、线膨胀系数为2.31×10-4、密度为1.196 g/cm3、线烧蚀率为0.109 mm/s,而且烧蚀后成碳率高、碳层坚硬,同时该材料与推进剂具有良好的相容性。芳氧基聚磷腈优异的物理性能及抗烧蚀性能,证明其可作为火箭发动机绝热包覆材料,并显示出良好的应用前景。     

芳氧基聚磷腈绝热包覆材料研究进展

介绍了芳氧基聚磷腈弹性体的合成方法及技术路线,重点介绍了芳氧基聚磷腈在绝热包覆材料领域的研究及应用现状。研究表明,芳氧基聚磷腈具有氧指数高、热分解温度高、抗NG迁移、成碳率高等特性,在固体火箭发动机绝热和包覆领域具有很大应用潜力。指出了芳氧基聚磷腈弹性体工程化制备技术是目前制约其推广应用的主要原因,同时对下一步的研究工作提出了建议。     

无烟复合型绝热层

1.专利名称:火箭发动机无烟复合型绝热层.2.专利申请范围:(1)在耐热的橡胶聚合物中加以酚醛纤维布作为绝热包覆材料.(2)在酚醛纤维布两面粘贴硫化的耐热橡胶聚合物作为绝热包覆材料.本专利介绍有关耐烧蚀、绝热性好的火箭发动机无烟复合型绝热层.火箭发动机工作时,为了使推进剂燃烧的火焰不烧到发动机壳体的内壁,同时又得到所希望的推力曲线,就要在推进剂药柱的     

柔性无卤含磷体系EPDM绝热层在固体火箭发动机中的应用

介绍了所研制的柔性无卤含磷体系EPDM绝热层在某固体火箭发动机中的应用,包括绝热层的主要性能指标,绝热层与推进剂的化学相容性,绝热层界面粘接性能;绝热层模压制件工艺实验结果及绝热层在地面静止试验发动机上的试验情况,实验结果表明,该绝热层密度低、烧蚀性能和成型工艺性良好,并且环保、特征信号低完全满足某固体火箭发动机的绝热问题。     

环三磷腈基多官能液体环氧树脂(HGCP)的合成与热性能

以六氯环三磷腈、2,3-环氧基-1-丙醇为原料,得到六缩水甘油基环三磷腈(HGCP)。通过红外、核磁、质谱及元素分析对产物结构进行了表征,并研究了溶剂、原料配比、反应温度和时间对反应的影响。结果表明,合成的最佳条件是:四氢呋喃为溶剂,反应物料配比为n(2,3-环氧基-1-丙醇):n(六氯环三磷腈)=7.62,反应温度为30℃,反应时间4.0 h,产品收率达到78%。选取顺丁烯二酸酐(MA)和4,4-二氨基-二苯-甲烷(MDA)为固化剂,通过热失重分析和线烧蚀率研究了不同固化体系的耐热性和耐烧蚀性。研究表明,六缩水甘油基环三磷腈表现出优良的热稳定性,其交联产物EPG-1和EPG-2在高温条件下残炭量较高,线烧蚀率分别为0.344 mm/s和0.364 mm/s,可作为固体火箭推进剂绝热包覆材料使用。     

低密度碳/酚醛复合材料的制备及其性能研究

以降低传统碳/酚醛复合材料密度为目的,在对复合材料密度进行理论分析计算的基础上,采用在酚醛树脂中添加轻质填料的方法制备低密度碳/酚醛复合材料,按照正交实验法对轻质填料含量以及复合材料制备工艺参数进行分析与优化。结果表明,分别采用聚丙烯腈基碳纤维和粘胶基碳纤维作为增强材料,研制的碳/酚醛复合材料的密度分别为1.339 g/cm~3和1.211 g/cm~3,拉伸强度分别为294 MPa和131 MPa,剪切强度分别为15.0 MPa和14.7 MPa,室温热导率分别为0.215 W/(m·K)和0.476 W/(m·K),200℃热导率分别为0.340 W/(m·K)和0.599 W/(m·K),氧乙炔线烧蚀率分别为0.011 mm/s和0.030 mm/s,复合材料密度降低的同时,其他性能满足固体火箭发动机喷管烧蚀防热材料的使用要求。     

采用高低燃温组合装药降低喷管内表面温度和烧蚀研究

根据不同推进剂及目前热防护材料的性能特点,采用了一种组合药柱的新方法,用来降低喷管内表面的温度和烧蚀率。该方法的主要设计思路是将药柱形式分为前后两段,靠近发动机头部段使用高能推进剂,靠近喷管段使用低燃温推进剂。低燃温推进剂占总推进剂质量百分比的很少一部分。使用这样的组合药柱形式,低燃温推进剂燃烧产生的气体会在喷管内表面形成一层低温帘幕,从而降低喷管内表面的温度和烧蚀率,使高能推进剂在固体火箭发动机设计上得到应用,并有助于提高发动机的质量比。     

氟代烷氧基聚磷腈弹性体的合成及性能研究

通过聚二氯磷腈(PDCP)与2,2,2-三氟乙醇钠、2,2,3,3,4,4,5,5-八氟戊醇钠(1∶1)和少量烯烃钠盐的亲核取代反应,制得可交联型的氟代烷氧基聚磷腈(e-PTOFP)。通过核磁共振(31P NMR,~1H NMR)测试,对其结构进行了表征。采用无转子硫化仪、氧指数实验(LOI)、垂直燃烧实验(UL-94)、烟密度测试仪和热失重(TGA)对氟代烷氧基聚磷腈弹性体的硫化性能、燃烧性能和热稳定性进行了分析。通过红外光谱(FTIR)对其热解残留物的结构进行了研究。结果表明,少量不饱和侧基的引入赋予了氟代烷氧基聚磷腈硫化性能,硫化后弹性体的氧指数为54.5,垂直燃烧等级为V-0,烟密度等级(SDR)为21.93,具有优异的阻燃性能、低烟性能和热稳性能,且其热降解的残留物主要是含P=O,N—H的磷氮化合物。可看出氟代烷氧基聚磷腈弹性体是潜在的综合性能优良的绝热层材料。     

航天飞机小尺寸烧蚀喷管试验

近来,使用小尺寸喷管试验,鉴定了有希望的新型碳酚醛烧蚀材料。这些材料采用短粘胶纤维.聚丙烯腈纤维和沥青基碳布制成。为喷气推进试验室48英寸碳发动机设计的4英寸喉径潜入式喷管,用来鉴定有20种烧蚀材料的5种不同的设计。这种装有3200磅航天飞机固体火箭发动机使用的推进剂(聚丁二烯丙烯酸丙烯腈)药柱,提供的燃烧室压力——时间条件,类似于航天飞机固体火箭发动机最初45秒的工作环境。     

碳/碳复合材料喉衬烧蚀过程的数值分析及试验研究

喉衬是固体火箭发动机非常关键的部件。自20世纪60年代起,碳/碳复合材料即在固体火箭发动机中得到广泛应用。喉衬材料不仅要承受热负荷、力学负荷和热冲击,还要经受化学侵蚀。喉衬的烧蚀规律,尤其是烧蚀速率及烧蚀机理,对于火箭的研制具有重要意义。采用理论分析、数值仿真及试验研究相结合的方法,具体分析了某固体火箭发动机碳/碳喉衬的烧蚀过程。理论方面,将烧蚀划分为热化学烧蚀及机械剥蚀,建立能量平衡方程。借助商业软件MSCMarc,建立简化的边界条件,采用精确的材料参数,获得了喉衬的烧蚀速率。结果表明,喉部前端烧蚀最为严重,平均烧蚀率约为0.068 mm/s。采用微米CT三维重构技术,获得了试验前后喉衬形貌,得到了喉衬各点烧蚀率。数值结果同试验结果最大误差约为20%。考虑到数值模拟忽略了点火阶段及拖尾段对喉衬的烧蚀作用较小,数值分析得到的烧蚀率应大于实际。     

高超声速跳跃-滑翔弹道方案设计及优化

针时常规弹道导弹突防能力差、成本高的缺点,提出了一种高超声速跣跃-滑翔弹道方案.以某弹道导弹为例,通过采用高升阻比外形和末级发动机多次点火技术,将其再入弹道设计成大气层边缘的跳跃-滑翔弹道,并以航程为目标对弹道进行了优化.结果表明,跳跃-滑翔弹道能大幅增加导弹航程,同时还具有较强的突防能力,而且当跳跃幅度较大时,还可减轻气动加热;优化后导弹的航程进一步增加,跳跃幅度减小,热流峰值减小,加热时间和总气动加热量增加.     

空间交会对接光学敏感器测量的实验研究

光学敏感器通常用作空间交会对接最后阶段的测量敏感器。本文研究了光学成像敏感器的测量方法，并在此基础上进行了物理仿真实验。实验结果表明，当距离为１ｍ左右对直径４０ｃｍ的目标模拟器进行测量时．位置测量精度优于１ｍｍ，姿态测量精度优于０．４°。     

碳化硅纤维增强铝复合材料疲劳性能及疲劳破坏机理研究

介绍了SiC/Al复合材料单向板和正交板试样的拉—拉疲劳特性和疲劳破坏机理研究结果。研究结果表明,SiC/Al板试样拉—拉循环5×10~4次后,其剩余静拉伸强度系数超过0.87,随着循环应力水平的提高,材料的剩余静拉伸强度几乎没有变化,但声发射信号的起始峰值向应变增大方向移动;疲劳将导致复合材料表面产生温升,通过测量材料表面温度的变化,可以提前预告SiC/Al复合材料的疲劳破坏。     

抗相参雷达的侦察干扰一体化处理技术

基于数字射频存储技术,提出了对相参体制雷达的侦察干扰一体化处理方案.通过对侦察和干扰技术的分别论述和整合研究,将传统上独立的侦察和干扰的主要数字处理算法集成在单个可编程器件内,大大提高了对相参雷达的干扰效能,减小了电子对抗设备的体积和功耗.     

超声速进气道流场三维数值模拟

超声速进气道是固体火箭冲压发动机至关重要的部件之一,直接影响燃烧室的燃烧及发动机性能。基于N-S方程、标准k-ε双方程湍流模型,利用FLUENT软件对某型固体火箭冲压发动机楔形超声速进气道内外流场进行了三维数值模拟。计算得到了超声速进气道在飞行马赫数为Ma=3.5的情况下的流场性能。并在相同马赫数下,研究了等比压缩和攻角条件下的进气道流场的分布情况。模拟结果表明：进气道的总压恢复系数和流量系数等性能指标受到攻角的影响而发生变化。     

基于卫星中继的导弹飞控数据链链路分析

导弹飞控数据链路可极大地提高导弹的作战性能.分析了基于卫星中继的导弹飞控数据链链路特性,给出了其系统组成结构.完成了地星链路和星弹链路系统的分析与设计.最后给出了各链路的通信余量估算.对导弹飞控数据链的工程实现具有参考意义.     

基于HLA的卫星组网通信与对抗仿真系统设计

介绍了一种基于HLA的卫星组网通信与对抗仿真系统设计框架,并较为详细地描述了其联邦与成员设计。基于此设计框架的目的系统能够提供虚拟空间战场环境,使部队进行可信度较高的空间信息作战演习,并进行相应的技术和战术研究。     

卫星系统热特性分析

考虑空间轨道外热流、卫星表面自身辐射、热载荷等因素影响,建立卫星温度场计算模型,在采用蒙特卡罗(Monte-Carlo)法求解卫星复杂辐射边界条件的基础上,利用有限容积法对卫星在轨飞行阶段的瞬态温度场进行数值模拟,计算得到卫星瞬态温度场,并考虑其表面自身辐射及空间轨道外热流等因素,建立卫星红外辐射通量计算模型,计算得到不同时刻、不同热载荷情况下的卫星红外辐射通量分布,并简要分析了在轨卫星热控涂层衰减所带来的表面太阳吸收比的变化对卫星温度场的影响。     

浅谈档案室的管理

如何加强档案规范化管理,充分发挥档案在实际工作中的作用,本文从档案的收集、整理、保管、利用和人员的素质五个方面来进行阐述。从而提高人们对档案室管理工作的认识,以确保档案室管理工作的进一步提高。     

一种多标校源的高轨伴星时差频差定位算法

针对高轨伴星时差频差无源定位系统中卫星位置、速度、时差和频差等参数的测量系统误差严重影响定位精度的问题,提出了一种基于四个或四个以上已知位置的地面标校源的高斯-牛顿定位算法。该算法首先利用差分法消除星间时差、频差测量的系统误差,再利用标校源的时差频差测量方程组估计出主星和伴星的相对位置和相对速度误差,最后结合时差、频差、地球球面以确定非合作辐射源位置。理论和数字仿真均表明在时差和频差测量的随机误差较小时,本文算法的均方根误差（MSE）接近克拉美-罗下限(CRLB)。