推进剂药浆流平性研究

用真空喷淋浇注和流变参数测定的方法,研究了ＨＴＰＢ、ＣＴＰＢ推进剂药浆的流平性,探索红浆屈服值、表观粘度与流平性的关系。实验结果表明：药浆屈服值与流平性相关,并对多种推进剂具有普遍适用性;提出用实测屈服值作推进剂药浆流平性判据参数。     

固体火箭发动机衬层技术进展

文中对固体火箭发动机衬层技术的研究现状和进展作了综述。指出提高粘接性能是衬层技术研究的重点,衬层的多功能化是今后的发展方向。     

碳/酚醛材料的粒子侵蚀

引用均质材料的冲蚀疲劳理论，研究了碳／酚醛材料应用在固体火箭发动机喉衬情况下的侵蚀特性；分别对无碳化层和有碳化层两种状态进行了分析和计算。综合热化学烧蚀计算与实验对比，得到粒子冲蚀的定性定量结果。     

脱粘引起的燃面变化及其对发动机性能的影响

分析了推进剂药柱与衬层界面脱粘在不扩展条件下的燃面变化,并对相应的燃面面积进行了计算;通过对存在药柱与衬层界面脱粘发动机的内弹道仿真,得到了关于在脱粘面不扩展条件下不同脱粘部位和脱粘尺寸对发动机工作过程影响的一些结论.     

固体火箭发动机衬层与药柱脱粘高能X射线检测技术

衬层与药柱脱粘严重影响固体火箭发动机的结构完整性和工作安全性,该缺陷的可靠检测至关重要。文章综述了固体火箭发动机高能X射线检测技术现状。基于射线照相检测和工业CT检测手段,评述了固体火箭发动机衬层与药柱脱粘的图像分析和缺陷评判技术。针对该类缺陷,提出了综合应用射线照相技术和工业CT技术进行印证检测的方法,评判结果表明能够满足缺陷检测的可靠性与准确性要求。     

剪切流圆管物理参量对声衰减量的影响

应用模态分析方法建立了均匀流和剪切流条件下,发动机多段声衬圆形管道声传播工程计算模型,围绕各种物理参量如平均流Ｍａｃｈ数、附面层厚度和声衬腔深、声阻、面板特征频率、管长等对管内噪声衰减量的影响进行了算例计算,并与有关文献实验测量结果进行了验证对比,从而为发动机前短舱管内声传播研究提供了一种比较完整的模态分析工程预测方法。     

固体火箭发动机粘接界面湿热老化实验

对固体火箭发动机粘接界面试验件进行了不同湿热条件下的加速老化试验,并测量了不同老化时间粘接界面的扯离强度,描述了湿热老化试验和性能测试中的试验现象,结合复合材料微粘接结构吸湿规律对试验现象和撤离强度随老化时间变化曲线进行了分析.研究结果表明:衬层推进剂粘接界面是固体火箭发动机粘接结构中最薄弱环节,应予以重点考虑;湿热老化促进了环境水分从衬层-推进剂界面向推进剂内部的扩散和渗透,致使弱边界层向推进剂内部扩展,导致了衬层-推进剂界面粘接强度的降低.试验件平均扯离强度随老化时间呈下降趋势,中间有一个强度趋于稳定的平台期.     

大型固体火箭发动机喷管喉衬技术研究进展

大型固体火箭发动机喷管的研制,必须掌握关键的大尺寸喉衬技术。本文梳理了法国、日本、美国、印度的大型固体发动机喷管、喉衬技术的发展与应用,分析总结了大尺寸喉衬的应用情况及材料制备工艺、烧蚀性能等;对国内大尺寸喉衬的研制进展进行概括,最后基于我国大型固体发动机喷管喉衬的现状,对大尺寸喉衬设计、材料制备技术的未来发展进行了展望与总结。     

考虑界面损伤的立式贮存药柱结构完整性研究

为了进一步结合实际分析固体火箭发动机药柱在立式贮存条件下的结构完整性，考虑推进剂/衬层界面损伤模式在复杂应力条件下具有多样性。以某型固体火箭发动机为例，与常规将衬层设置为粘接单元相比，模型在推进剂与绝热层之间设置粘接接触。对固体火箭发动机在立式贮存环境时经历固化降温、充气内压和重力载荷联合作用下有无界面损伤时的发动机进行仿真分析。结果表明:界面损伤的存在导致推进剂/绝热层界面这个薄弱环节更危险；该型固体火箭发动机药柱在充气内压增大过程中在人工脱粘层根部部位应力呈先增大后减小趋势；在充气内压达到0.085MPa之前，推进剂与绝热层之间考虑界面损伤时，推进剂在垂直于轴向的靠近人工脱粘层根部部分更容易损伤，之后则推进剂垂直于轴向的初始点更容易损伤。该结论可以为固体火箭发动机结构完整性精确仿真提供一定的指导。     

小推力长时间工作固体火箭发动机C/C喉衬的烧蚀与沉积

针对C/C喉衬喷管小推力长时间工作固体火箭发动机,分别开展了含铝、不含铝两种推进剂状态的地面试验。根据燃烧室压强及发动机推力测试曲线计算了喷管喉径的瞬变值,对比研究了喉衬的烧蚀、沉积过程,指出含铝推进剂发动机C/C喉衬先后经历初始沉积、沉积消融、持续烧蚀、烧蚀与沉积交替四个阶段,而推进剂不含铝时则没有明显的初始沉积与沉积消融。讨论了推进剂配方、燃烧室压强、喷管结构等因素对喉衬烧蚀、沉积的影响,并提出了相应的改善措施。     

AP包覆硼对富燃推进剂药浆流变特性的影响

用四种不同量AP包覆的硼粉,对硼含量达30%的富燃推进剂实验配方中的药浆流变特性进行了研究,结果表明:20%AP包覆硼粉的含硼富燃固体推进剂药浆的流变性与另三种硼粉的明显不同———近6h粘度为2 2kPa·s,屈服值在300Pa以下,表明其药浆流平性好并可满足浇铸要求。20%AP包覆硼的合适包覆量、包覆完整的表面性质及近似球型粒子的形状决定了其药浆的流变特性最优。     

固体发动机有机烧蚀防热涂层的研究

直径、开口较大的固体发动机燃烧室热防护大多采用橡胶基绝热层、但对长细比较大,特别是开口甚小的金屈壳体工艺上却难以实施。 为了寻找具有良好的防热效果,同时工艺又简便易行的发动机内防热材料。我们开展了以环氧树脂为粘合剂、Al_2O_3·3H_2O为阻燃剂,添加石英粉、Cr_2O_3等耐高温、低导热性能无机填料组成的防热涂层的试验研究。 通过试片试验与发动机地面考核试验,证明该防热涂层也是固发燃烧室一种较为适宜的烧蚀防热材料,它具有不受被保护产品几何形状的限制。可采取喷涂、滚涂、刮涂、刷涂等优点,烧蚀率远小于橡胶基绝热层,尤其适用工作时间在30s左右的战术型号发动机燃烧室热防护。     

铌钨合金材料在液体火箭发动机上的应用

为探索铌钨合金在液体火箭发动机上的应用，针对我国研制成功的Nb-5W-2Mo-1Zr铌钨合金进行了高温性能试验及抗高温氧化涂层的研制，铌钨合金及涂层在高温时的组织结构分析及相关工艺试验。结果表明：Nb-5W-2Mo-1Zr铌钨合金及抗氧化涂层可用于液体火箭发动机。     

固体推进剂药浆改进Herschel-Bukely模型及其在仿真分析中的应用

为研究固化反应对一种固体推进剂药浆流变参数的影响并建立相应的仿真模型,对药浆进行了大量流变学实验,对实验数据进行了分析。得到了该固体推进剂药浆各流变参数随时间的变化规律,并将其拟合成时间的函数。将时间变量引入Herschel-Bukely模型,建立新的本构模型。使用新模型,对药浆流平实验进行了数值计算。计算结果与实验结果吻合度较高,证明改进后的本构模型可以较好地表征药浆的流变特性。     

含硼推进剂固冲发动机补燃室响应面优化设计

影响含硼推进剂固体火箭冲压发动机补燃室燃烧效率的因素很多,且各因素对燃烧效率的影响很难用精确的解析函数式来表示.首先建立了发动机补燃室内两相湍流燃烧数值模拟模型,然后提出了选用基于正交多项式的响应面方法来解决含硼推进剂固体火箭冲压发动机补燃室结构优化问题.这种方法可以减少为得到近似函数式而对补燃室流场进行计算的次数,能比较方便地对固体火箭冲压发动机补燃室各个参数进行优化与分析.      

硅橡胶/三元乙丙橡胶的绝热性能

采用三元乙丙橡胶(EPDM)对硅橡胶共混改性,制备了硅橡胶/EPDM。对其烧蚀、力学和热性能进行了研究。结果表明:硅橡胶/EPDM的线烧蚀率随EPDM添加量增加而降低,当硅橡胶/EPDM为60/40时,由于材料烧蚀后表层形成了更加致密、坚实炭化层,其线烧蚀率达到0.09 mm/s。EPDM/硅橡胶热性能高于EPDM,其力学性能优于硅橡胶。     

A Passive Method to Control Combustion Instabilities with Perforated Liner

 The effectiveness of perforated liner with bias flow on the control of combustion instability is investigated. Combustion in-stabilities result from the coupling between acoustic waves and unsteady combustion heat release. Sometimes the phenomenon happens in afterburners of aeroengine and rocket engine, and it always causes damage to flame holders, liner sections and other engine components. Passive methods, such as perforated liner, are often used to suppress such instabilities in application. In this article, first, a burner testbed is built in order to study the characteristic of this phenomenon. The unstable frequencies and unstable area are investigated experimentally. Then an analytical model, based on “transfer element method”, is developed and the numerical results are compared with those from experiments. At last the perforated liner is applied to the burner to sup-press the instabilities. The results show that the sound pressure can be greatly reduced by the perforated liner.