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。     

燃气参数及材料缺陷对绝热层烧蚀率影响的试验研究

提出了固体火箭发动机绝热层烧蚀性能的试验评估方法，建立了在不同燃气参数和绝热层材料有缺陷条件下的烧蚀模型及烧蚀率经验公式，并对绝热层烧蚀率影响程度进行了分析，为绝热层设计提供了依据。     

固体火箭发动机橡胶绝热层粘接分析

介绍固体火箭发动机金属壳体、绝热层、胶粘剂表面特征,并对其各界面粘接问题进行分析。阐明绝热层配方设计与界面粘接关系。确定胶粘剂研制、选用原则,分析界面脱粘类型及原因。控制工艺要点、降低界面缺陷,提高粘接性能,以满足发动机装药结构完整性和使用可靠性的要求。     

固体发动机飞行环境下内绝热层安全余量分析

一种战术导弹固体火箭发动机地面和飞行试验结果表明，它在飞行加速过程中，前封头及圆柱段前段的烧蚀率静止试验烧蚀率的１．２６和１．１６倍，在此基础上，提出了这种发动机燃烧室内绝热层设计的经验公式，并应用于一种结构及材料相似的新型发动机绝热层设计中，预估了其飞行环境下内绝热层安全余量。     

飞行加速度对固体发动机后封头绝热层烧蚀的影响

固体火箭发动机后封头绝热层的炭化烧蚀率与飞行加速度有关。概述了国内外在这方面的一些研究情况，着重讲述了固体火箭发动机后封头内绝热层烧蚀的实验研究。实验表明：不同材料的绝热层在加速度作用下烧蚀率明显不同。在加速度作用下，后封头内绝热层的炭化烧蚀率小于静止状态的炭化烧蚀率。     

固体火箭发动机绝热层粒子侵蚀特性数值模拟研究

针对固体火箭发动机高浓度颗粒流冲刷下的粒子侵蚀绝热层问题，运用Standard k-ε湍流模型和颗粒轨道模型对某型地面模拟过载试验发动机进行三维两相流数值模拟，分析两相流场特性，基于Oka粒子侵蚀模型计算某型EPDM绝热层的粒子侵蚀率，并与7次地面模拟过载试验发动机粒子侵蚀试验结果进行对比。数值结果表明，该粒子侵蚀模型可靠且精度有保证，能够正确预示绝热层粒子侵蚀特性；计算与试验所得的侵蚀率分布范围基本相同，计算所得最大侵蚀率偏大，最小相对误差4.69%,平均相对误差约13.89%;但侵蚀分布特征与试验结果不完全一致，分析认为粒径分布数据与真实值的偏差是侵蚀分布特征存在差异的主要原因。研究结果可用于工程中EPDM绝热层高浓度颗粒冲刷下的粒子侵蚀分析，能够为固体火箭发动机绝热层设计及热防护可靠性研究提供参考。     

某小型固体火箭发动机燃烧室绝热层特性

介绍了一种中温固化的强度高、力学性能好、隔热性能优良的环氧型固体火箭发动机燃烧室绝热层,讨论了树脂及固化剂类型的选择以及改性环氧树脂体系的反应机理,满足了小型固体火箭发动机燃烧室绝热层的粘接和耐烧蚀性能的要求。     

飞行加速度对固体发动机前封头内绝热层烧蚀的影响

固体火箭发动机前封头内绝热层在飞行加速过程中的烧蚀率是地面静止试验的１．０￣２．３倍。概述了国外在飞行加速对烧蚀影响这方面的研究结果，对国内３台固体火箭发动机内绝热层烧蚀率进行了估计和分析，认为，由于绝热层设计安排裕度比较大，因而这三种发动机飞行条件下的烧蚀仍在安排范围之内。     

一种大型固体火箭发动机界面脱粘缺陷的无损检测方法

针对列装部队服役产品现场开展固体火箭发动机燃烧室界面粘接质量无损检测的需求,研制了一种针对大型固体火箭发动机燃烧室推进剂/衬层/绝热层界面脱粘缺陷的无损检测系统。该系统基于机电阻抗频率响应函数方法,由多通道高速数据采集设备、压电主被动传感晶片、激励装置和软件评估系统组成,利用激励装置敲击固体发动机壳体待测结构表面,通过Lab VIEW数据采集程序测得响应信号,根据机电阻抗频响波形特征及波峰数量判断界面脱粘缺陷。当燃烧室绝热层/衬层/推进剂界面结构完好时,频响函数曲线仅有一个明显平滑的主波峰,当燃烧室绝热层/衬层/推进剂界面出现脱粘缺陷时,频响函数曲线的波峰数量增加,呈现明显的锯齿波形状。该方法便捷高效,非常适用于大型固体火箭发动机总装后整体产品燃烧室界面粘接质量的快速野外排查,也可进行长期的燃烧室界面状态健康监测。     

芳纶纤维和丁腈橡胶体系绝热层新配方的研制

采用含卤-锑的阻燃剂,芳纶纤维代替石棉纤维,研制了耐烧蚀的丁腈橡胶绝热层新配方(D210配方)。试验研究了芳纶纤维用量、卤-锑阻燃剂用量及纤维排布方向对绝热层烧蚀性能的影响;研究了增塑剂用量对绝热层玻璃化温度的影响。结果表明,芳纶纤维用量为4份时,绝热层烧蚀性能最佳,线烧蚀率为0.051 mm/s,质量烧蚀率为0.069 g/s;在选定的阻燃剂用量范围内,阻燃剂对绝热层烧蚀性能影响不大;所选增塑剂用量为20份时,玻璃化温度Tg可达-40℃。试验还对绝热层力学性能、硬度、粘接性能、比热容、导热等性能进行了测试,表明新研制的耐烧蚀橡胶有可能成为替代传统的石棉纤维和丁腈橡胶体系的固体火箭发动机燃烧室内绝热层。     

Thermal conductivity studies of a polyurea cross-linked silica aerogel-RTV 655 compound for cryogenic propellant tank applications in space

Silica-based aerogel is an ideal thermal insulator with a makeup of up to 99% air associated with the highly porous nature of this material. Polyurea cross-linked silica aerogel (PCSA) has superior mechanical properties compared to the native aerogels yet retains the highly porous open pore network and functions as an ideal thermal insulator with added load-bearing capability necessary for some applications. Room temperature vulcanizing rubber-RTV 655—is a space qualified elastomeric thermal insulator and encapsulant with high radiation and temperature tolerance as well as chemical resistance. Storage and transport of cryogenic propellant liquids is an integral part of the success of future space exploratory missions and is an area under constant development. Limitations and shortcomings of current cryogenic tank materials and insulation techniques such as non-uniform insulation layers, self-pressurization, weight and durability issues of the materials used, has motivated the quest for alternative materials. Both RTV 655 and PCSA are promising space qualified materials with unique and tunable microscopic and macroscopic properties making them attractive candidates for this study. In this work, the effect of PCSA geometry and volume concentration on the thermal behavior of RTV 655—PCSA compound material has been investigated at room temperature and at a cryogenic temperature. Macroscopic and microscopic PCSA material was encapsulated at increasing concentrations in an RTV 655 elastomeric matrix. The effect of pulverization on the nanopores of PCSA as a method for creating large quantities of homogeneous PCSA microparticles has also been investigated and is reported. The PCSA volume concentrations ranged between 22% and 75% for both geometries. Thermal conductivity measurements were performed based on the steady state transient plane source method.     

诊断键合图在液体火箭发动机故障诊断中的应用

研究了通过诊断键合图模型建立液体火箭发动机解析冗余关系的故障诊断方法。通过在液体火箭发动机键合图模型中加入观测信号和虚拟传感器的方法，建立其诊断键合图模型，并利用此模型构建了系统的解析冗余关系。提出了根据诊断键合图因果路径并利用解析冗余关系残差趋势分析建立具有残差变化方向故障特征矩阵的方法，使故障特征值能更好地反映故障特征。最后利用仿真数据对诊断结果进行验证和分析，表明该方法建模简单、诊断速度快、准确性高。     

固体火箭冲压发动机补燃室绝热层烧蚀试验研究

补燃室热防护系统研究是飞航导弹固冲发动机研究的一项重要内容。设计了固冲试验发动机，采用新型绝热材料作为补燃室绝热层，并通过直连式试验研究考核该绝热层在补燃室恶劣条件下的工作情况，为固冲发动机补燃室热防护系统研究提供了可借鉴的资料。     

固体火箭发动机内绝热层烧蚀分析

提出了一种固体发动机内绝热层的化学烧蚀模型。模型考虑了发生在绝热层烧蚀表面的五种化学反应。绝热展在烧蚀过程中按材料物性变化情况分为碳化层、原始材料层,中间假设为一热解面。在内绝热层烧蚀模型中建立了内绝热层表面烧蚀过程的能量和质量的平衡关系,并运用动边界热传导差分求解出绝热层内部的温度场。用该模型对一种固体发动机内绝热层的烧蚀进行了计算,其结果与发动机试验解剖测量值基本相符。     

固体火箭发动机封头界面粘接相控阵超声检测技术可行性研究

固体火箭发动机封头部分的界面粘接状态目前还没有有效的检测方法,采用相控阵超声自动电子聚焦技术为该结构的检测提供了新思路.根据声线理论,研究等厚、不等厚壳体的界面粘接相控聚焦检测方式,得出相控聚焦具有较高的检测分辨率,同时也能解决不等厚壳体构件的界面粘接检测;对固体火箭发动机封头构件的粘接状态进行仿真分析,结果显示相控阵超声能很好地检测出构件的脱粘区域和大小,表明该检测方式在界面粘接检测方面具有广泛的应用前景.     

某固体发动机绝热材料研究

研究了某固体发动机的绝热材料配方。该配方以液体丁腈橡胶为基体,以气相法白碳黑为主要增强、隔热填料。在分析气相法白碳黑特性的基础上,研究了该材料对橡胶力学性能和热性能的影响,从而确定出了绝热材料的组成。最后通过地面点火试验考核了所研制的绝热材料配方。     

大尺寸CFRP固体火箭发动机壳体湿法缠绕用树脂配方研制

针对大尺寸炭纤维增强复合材料（CFRP）固体火箭发动机壳体的制备要求,研制了一种具 有良好粘度－温度及粘度－时间特性的炭纤维复合材料湿法缠绕成型树脂配方A。采用差示 扫描量热法（DSC）、傅立叶红外光谱（FT-IR）等分析技术对树脂基体的固化反应进行了系 统地研究,并测试了配方的粘度、力学性能及容器爆破强度。结果表明,该树脂配方A的反应 表观活化能为41.71 kJ／moL,室温下粘度低（≤0.5390 Pa·s）,适用期较长 （＞48 h ） ,不仅完全满足大尺寸CFRP固体火箭发动机壳体的湿法缠绕成型工艺要求,而且其树脂基体 及其炭纤维复合材料表现出优良的力学性能。炭纤维复合材料界面粘接良好,缠绕的
Φ150 mm容器的PV／W均大于48 km,纤维强度转化率达到89.0％以上。
     

高空发动机燃料主管路防热罩设计优化

针对火箭飞行工作中高空发动机燃料主管路系统防热罩存在热防护能力不足的问题,开展了高空羽流条件下的仿真计算和分析,依据温度计算值确定了防热罩紧固件在高温下抗拉伸强度低,在较高拧紧力矩条件下存在锌、镉脆断裂的薄弱环节,从而导致防热罩脱落。防热罩脱落后其内充填的隔热包覆材料被羽流吹落,燃料主汽蚀管连接法兰直接暴露在高温羽流环境中,高温导致法兰连接及密封失效从而产生燃料泄漏。针对防热罩热防护设计中存在的薄弱环节完成了设计改进,采用头锥形防热罩、高温合金材料的紧固件和多层耐高温隔热材料捆扎包覆等设计改进方案后,经过了高温、振动、地面发动机热试车和飞行试验验证,未出现前述故障。     

一种带锥的内绝热层成型工艺改进

某固体火箭发动机燃烧室为锥筒室，内绝热层很薄，包括复合绝热层和橡胶绝热层两层，由于燃烧室几何形状特殊，无法采用现有的内绝热层成型工艺技术，在分析基础上，得出了该内绝热层压制精密控制方法，利用定位和壳体保护装置，将配制的未硫化粘稠态橡胶通过压涂覆在壳体内壁，精确控制内绝热层的厚度和均匀性，该发动机热试车成功表明，这种内绝热层成工艺技术是有效可行的。     

富氧环境下燃烧室内绝热层的研究

介绍了富氧环境下固体火箭发动机对绝热层性能的要求,以及在该特殊条件下对绝热层所开展的研究工作。试车结果表明,PFDH-2绝热层可以对富氧环境下工作的发动机燃烧室实施有效热防护。