HMX对固体推进剂在强烈冲击条件下反应特性的影响

为探索HMX对固体推进剂配方的低易损特性的影响,选取两种固体推进剂典型配方A和B(两配方的差异在于A中添加了20%的HMX,B不含有HMX),分别开展了不同冲击方向下的子弹撞击、高速破片撞击和聚能射流撞击试验。结果表明,子弹撞击试验和破片撞击试验中,固体推进剂A和B的响应类型均为燃烧;与子弹撞击试验的相比,样品中加入少量HMX对破片撞击试验中的燃烧速率提升较为明显,轴向和径向试验中燃烧速率分别提升了4.44倍和1.15倍;推进剂轴向撞击刺激响应程度平均为径向的1.61倍;在射流撞击试验中,样品A发生了爆轰,样品B发生了爆燃。由此可见,HMX对复合固体推进剂在射流试验中的响应特性具有显著影响。     

日本研发可“穿”在身上的尿裤型全自动太空厕所

2008年11月26日，日本三菱重工业公司在其位于爱知县飞岛村的工厂首次公开展示H-2B新型火箭。它是H-2A火箭的改进加强型，以液氧和液氢为推进剂的二级火箭，其第一级燃料箱的直径和长度都比H-2A型有所增加，所装填燃料约为H-2A火箭的1．7倍。此外，H-2B火箭载有2台第一级液体火箭发动机和4个用于辅助加速的固体燃料推进器，这些装备性能都是H-2A火箭的2倍，使H-2B火箭具备了运载“国际空间站”转移飞行器（HTV）的能力。     

低重力或失重环境下剩余推进剂的管理和排放技术研究

论述低重力或失重境环下的液体特性,飞行器的剩余推进剂对航天飞行器的影响。讨论了在低重力或失重环境下液体推进剂的管理和空间排放技术,并提出了“长征”型号末级火箭剩余推进剂管理与排放的方案。     

电子整机加速贮存试验方案设计

对于长寿命高可靠的整机设备,难以通过传统的统计试验方法来验证其可靠性。而现阶段基于模型的加速试验方法受到加速模型的限制,只适用于元器件级及材料级产品。本文在充分利用元器件、材料级产品加速试验(加速寿命试验,加速退化试验)既有经验的基础上,提出了整机加速试验方法。根据整机在库房自然贮存期内和加速应力条件下两者的失效概率相等的原则计算加速贮存试验时间。基于概率统计理论,按照IEC或GJB899A中规定的方案验证整机的贮存可靠性或可靠寿命,并介绍了应用实例。     

固体推进剂速度耦合响应函数研究

实验研究评论了速度耦合响应函数确定固体火箭发动机稳定性一些现行方法的正确性。这些方法依据的基本假设是:速度耦合响应函数是一种推进剂性能,而与其在燃烧室内的位置无关。为了研究其适用性,专门研制了一种改型声阻管装置,其结构是管上游端安装“激发”推进剂,其下游侧壁要求位置上安装“试验”推进剂,管下游端安装声源,在管内激发出要求性能的驻波以模拟火箭发动机内的不稳定气流状态,实验目的是沿声阻管内不同驻波位置,安放“试验”推进剂,测出其速度耦合响应函数值,结果表明,速度耦合响应函数与声阻管内驻波位置密切相关,所以不能认为速度耦合响应函数是一种推进剂性能,因此需重新评价测定固体推进剂火箭发动机稳定性的现行方法。     

含铝推进剂的温度和压力敏感性

本文报导含铝 AP/HTPB 复合推进剂的温度和压力敏感性理论研究结果。研究使用的是一种多重火焰模型(改进型小总体模型),这个模型考虑了铝粉对推进剂燃速的影响。报导的重点是温度和压力敏感性计算值与推进剂中氧化剂粒度和铝粉粒度、含量的关系。研究结果表明,粗粒度氧化剂低燃速推进剂,提高铝粉含量或使用较细的铝粉,可显著降低温度敏感性。在理论上压力敏感性(压力指数)也有同样倾向。为说明这类推进剂显示这种倾向的原因,对于所使用的模型进行了相当详细的讨论。     

温度敏感性和侵蚀燃烧

减少推进剂初温对固体火箭发动机性能的影响,一段时间以来从推进剂组分来说一直是毫无办法的。最近,无喷管火箭发动机的试验指出,其温度敏感性明显地低于有喷管的发动机。这样我们可以假定,减少发动机温度敏感性的途径可能存在于推进剂组分之外。对无     

阿里安火箭的第三级—H8

一、前言 H8是欧洲大型运载火箭阿里安(ARIANE)的三子级。“H”表示液氢、液氧推进剂,“8”表示推进剂工作量为 8吨,H8即采用液氢液氧低温高能推进剂的末级运载火箭。H8的性能指标先进,适应能力强,技术关键较多,工艺复杂,研制周期较长,是阿里安的重要组成部分之一,也是它的总体性能优劣的关键所在。现将赴法考察中了解到的H8概况分析整理如下,供有关同志参考。错误之处欢迎指正。     

四月之殇——“联盟”1号祭

命运多舛的“联盟”号 “联盟”号的研制工作始于20世纪60年代初。作为“东方”号单人飞船的后续型号，它是一种能乘坐3人的多用途飞船，当时打算用于载人登月飞行和地球轨道上的各种实验。苏联原先的设想是建设一个由3部分组成的空间联合体，其中“联盟”A为3人飞船，“联盟”B为轨道机动飞行器，而“联盟”V则将作为推进剂运输飞船。在这3种飞船中，“联盟”B将最先发射，随后是一系列为该机动用飞船提供补给的“联盟”V。此后，载人的“联盟”A飞船将升空，与“联盟”B对接。然后可能还要再去执行环月飞行任务。     

国外固体推进剂文摘

点火与燃烧C—0003 高能固体推进剂爆燃—爆轰转变研究——Butler,P.B.et al.,Combustionand Flame,Vol.63,Jan.—Feb.1986,pp.31—48,IAA 26(7)877,A86—20353,CA 104—53070. 固体推进剂中硝胺含量增加将提高整个体系的能量特性和冲击敏感性,在某种情况下     

两种新型“长剑”

英国宇航公司(BAe)动力分公司正在研制两种新一代“长剑”地空导弹,即“长剑”Mk2A和Mk2B..“长剑”Mk2的特点是采用壳体粘结的双推进剂弹性体改性浇注双基(EMCDB)火箭发动机,使射程增加到10km.早先曾有报道说,“长剑”Mk2可能采用一种两用战斗部,但最近据说将采用两种     

简讯

经过五年的研制和试验,美国恩辛·比克福德公司试制成功了一种激光/光纤武器引爆系统——Firelite.该设备可执行引爆烟火或推进剂装药的30个点火指令序列.其主要应用有:地地火箭如MLRS的单射、齐射和点射时的引爆;战略导弹的主发动机点火、级间分离和整流罩分离;战术导弹的发动机点火;作战飞机的外挂物抛投;战区外发射武器投放子弹头.该系统最近还在“侏儒”小型洲     

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...     

长征四号乙/丙运载火箭末级空间碎片减缓技术研究与应用

为有效减少空间碎片的产生,避免空间碎片危及空间活动和航天器安全,保护空间环境,对长征四号乙/丙(CZ-4B/4C)运载火箭末级空间碎片减缓技术及应用进行了研究。基于国际上对运载火箭末级空间碎片减缓的钝化和离轨等基本要求,确定了CZ-4B/4C运载火箭末级的钝化和离轨技术。给出了改进后的剩余推进剂排放方案。介绍了其中推进剂管理、排放程序优化设计、推进剂排放污染分析、全系统地面冷流试验、排放程序兼顾离轨,以及高压气体释放等关键技术。对CZ-4B/4C运载火箭28次LEO轨道发射任务事后的末级离轨效果统计表明:末级留轨近地点高度平均下降约200km,留轨寿命降低约70%,采取的末级钝化措施在LEO任务中的离轨效果明显。讨论了CZ-4B/4C运载火箭末级留轨时间控制中后续三级发动机二次点火离轨、三级发动机三次点火离轨和姿控正推推力器离轨等主动离轨方法发展及其关键技术。研究对推动我国运载火箭空间碎片减缓的发展有重要参考价值。     

AP级配及含量对HTPB固体推进剂界面约束作用影响机理研究

复合固体推进剂是一种含能非均质颗粒填充材料,其基体聚合物分子通过物理缠结及氢键作用吸附于填料表面,产生基体-填料界面相互作用,这种相互作用使基体聚合物交联网络分子的运动受到限制。以高氯酸铵(AP)级配及含量不同的端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂为研究对象,通过动态力学试验、溶胀试验、单向拉伸试验、循环拉伸试验,探究了AP级配及含量变化引起的HTPB固体推进剂界面约束作用差异,并探究其对推进剂结构及性能的多维度影响。结果表明：随着细粒度AP含量及AP总含量的提高,约束区域占比增加,基体交联网络分子受限作用增强,HTPB固体推进剂界面相互作用提高,单向拉伸状态下的推进剂强度、模量提高,伸长率下降;循环载荷作用下,约束作用则提高了能量耗散过程,加剧HTPB固体推进剂疲劳损伤进程。     

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     

HTPB推进剂贮存期预估模型研究

提出了一种利用延伸率保留值预估HTPB推进剂贮存期的数学模型(半经验公式)。它与常用模型(指数形式和对数形式)相比,具有一定的可扩展性。通过对2个HTPB推进剂配方老化试验数据的回归结果进行相关性检验,得出算例中该计算式相关系数R>0.975、标准差Rstd<0.008、置信概率P>99%,预估得到的HTPB推进剂贮存期与实际接近。考虑到大部分HTPB推进剂的老化机理相似,所以该模型具有一定普遍性,适用于HTPB推进剂贮存期的预估。     

84英寸推进剂药筒与药柱 第三卷 附录

本卷介绍 F04611—76—C—0010号合同“84英寸推进剂药筒与药柱”总结报告的附录。包括浇铸 ELSH 和 CHAR 药柱用的操作方面的资料及交付给 AFRPL 的每个84英寸装药药筒的产品验收方面的资料。本卷共有11个附录,各附录名称分述如下:附录 A ELSH 主要研制项目技术说明书附录 B UTP—18,803A 推进剂生产技术说明书附录 C UTP—18,803A 推进剂生产过程的技术条件附录 D ELSH 装药药筒(部件号 C11479—01—01)的操作与质量记录/综合质量和操作     

环境温度引起固体推进剂发动机破坏的概率

固体推进剂发动机常常存放在环境没有防护的场所,因此,发动机会受到可变热应力的作用,材料会因老化和疲劳而降解。可以把温度变化模拟作窄频带随机过程;发动机内的热应力也表现出类似的特征。因为材料性质是按统计规律分布的,所以,热应力超过推进剂强度的概率是与发动机破坏的概率相同的。固体推进剂发动机可以简化作薄壁壳体中的长中空弹性圆柱体(平面应变)来加以分析。首先根据作为时间函数的应力—强度干涉型分析确定发动机日破坏概率,然后,将日破坏概率求和,得出使用期结束时的破坏概率。而后的分析中,除热因素以外,还将引入粘弹性、老化和载荷等因素。     

无塌陷型面出流及输送管内推进剂利用技术研究

针对火箭通用芯级氧箱的共底贮箱结构，通过理论分析及数值仿真，提出了“无塌陷型面+消漩叶片”的出流方案，并通过优化型面起始点半径，确保出流过程中不产生明显的液面塌陷。仿真及缩比试验结果表明，相比传统的“圆盘+倒锥”出流方案，贮箱推进剂在无塌陷型面出流方案下的出流过程中，没有明显的气液掺混或漩涡夹气现象，贮箱内推进剂可得到充分利用。在此基础上，利用Wallis两相漂移模型对输送管内两相介质传播速度进行了理论研究，并结合出流过程中气泡运动速度的试验结果，提出了输送管内推进剂的可用量准则。