固体发动机点火适应性试验及其低温下药柱内孔应变分析

为了深入研究壳体材料、推进剂配方、药柱m数、初始温度等因素对丁羟类推进剂固体火箭发动机的整机可靠性结果的影响,进行了多台钢壳体和碳纤维壳体发动机在-40、20、60℃下的地面点火验证试验。试验发现,该类发动机在-40℃低温下点火易发生失效,且失效多发生在点火信号发出后的压强上升阶段。为此,对各发动机低温点火下的药柱内孔点火应变速率进行了计算。结果表明,失效的主要原因是推进剂低温延伸率偏低,难以适应点火增压过程引起的高应变条件。     

中国空间用固体火箭发动机的发展

中国从１９５８年开始复合固体推进剂火箭发动机的探索和研制工作。根据航天技术发展的需求，促使复合固体推进剂火箭发动机从小到大逐步发展起来。在三十多年的研制过程中。解决了壳体材料和成型工艺、推进剂配方和装药工艺、喷管和推力向量控制技术，安全点火和高空点火技术、各种环境试验技术、无损检测和质量保证技术、地面试验和测试技术等。已形成了固体火箭发动机研究、设计、试验、生产配套的基本条件，同时为中国卫星发射提     

电控固体推进剂点火技术研究

采用一种层状电极式点火装置,分别研究了电极材料、电极形状和电极极性对电控固体推进剂点火过程的影响。试验结果表明,电极材料、推进剂端面电流密度和电极极性是影响电控固体推进剂点火过程的重要因素,当推进剂两端面电流密度相同时,采用不同材料的电极优先点火顺序依次为钛、铝、石墨、铜。当两端电极材料相同时,ESP始终在电流密度较大的一端点火,且电流密度越大,点火效果越好,临界点火电压越低;当两电极与药柱端面的接触面积比为1∶1和0.64∶1时,ESP优先在正极端点火;但当两电极与药柱端面的接触面积比为0.16∶1时,ESP在电流密度较大的一端点火。电控固体推进剂能通过电压控制实现多次点火、熄火循环。     

用于无损检测的中子射线法

近年来,中子射线法在无损检测技术中受到了重视,把它作为一种尽可能新的激励源,用于无损检测,以补充超声波和x射线检测。中子射线法特别适合检测粘接界面和非常类似金属的复合材料。它是从原子反应堆中使用的热中子(即是用水或聚乙稀减速的快中子)而研究出来的一种技术。但要付诸实用,有待于研制出安全、价廉、便携式的中子源。     

中国固体火箭发动机的摇篮——航天科工集团第六研究院

座落于内蒙古自治区呼和浩特市的中国航天科工集团第六研究院，是我国最早建立的大型固体火箭发动机研制基地。 固体火箭发动机作为宇航器运载、变轨、姿态控制和导弹的主要动力之一，世界各国都在积极的研究和发展，并作为核心技术严格保密和控制对外转让。固体火箭发动机主要由壳体、喷管、装药燃烧室、点火装置、保险机构等部件组成。涉及近百种金属、非金属材料。其除设计技术外，关键是材料和制造技术水平的提高。重点是壳体、推进剂及装药、喷管等的成型制造及检测技术。 科工集团公司第六研究院，经过近40年的发展，已具有壳体、…     

用透明燃烧仪研究推进剂燃烧性能

将透明燃烧仪进行改装增加了光强检测和记录仪，能够对推进剂燃烧进行动态检测和记录，以便研究推进剂点火、加速燃烧、稳定燃烧和熄火各阶段的变化。用这种装置进行了模拟推进剂燃烧的研究，并尝试筛选了一种ＲＤＸ／ＨＴＰＢ／Ａ１推进剂的燃速催化剂。     

固体推进剂装药枪击试验数值模拟与试验

固体推进剂的枪击试验是评价固体推进剂及装药在受到枪击的情况下,是否发生燃烧、爆炸及爆轰等剧烈反应的重要试验方法。采用LS-Dyna有限元仿真软件研究了枪击试验推进剂的反应过程,并采用12.7 mm枪击试验验证了LS-Dyna的计算结果。结果表明,以点火增长模型、Johnson-Cook本构模型和Gruneisen状态方程分别赋予推进剂、子弹及推进剂壳体,计算结果表明,推进剂发生明显的燃烧反应,且推进剂燃烧在壳体内部产生的压力显著增大。采用12.7 mm枪击试验验证的试验结果表明,推进剂装药在12.7 mm子弹以约850 m/s速度撞击下,推进剂发生燃烧,此结果与模拟结果相一致。     

固体火箭发动机静电的产生与防范

论述了固体火箭发动机产生静电的机理，分析了发动机在系统中的电磁环境，同静电起电有关的位置环境，提出了发动机发生静电激发点火的模式。以复合材料壳体并装有丁羟推进剂药柱的固体发动机为例，对其静电发火可能性及防范措施作了分析。按照有关的静电感度标准和试验方法，对发云南壳体，药柱，片状或粉状推进剂和火工品，进行了静电特性的试验。     

基于PIPA技术的固体推进剂无损检测研究

针对国内现有无损探伤方法无法检测固体推进剂微观缺陷的情况,引入光致正电子湮灭分析方法,即PIPA(Photon Induced Positron Annihilation)。该方法利用加速器产生的高能光子引发的正电子与固体推进剂作用来检测其缺陷,能在固体推进剂宏观缺陷出现前检测出其微观结构的变化。介绍了PIPA原理,并通过试验讨论了温度、拉伸速率及推进剂的力学性能等因素对利用PIPA进行固体推进剂探伤结果的影响,所得结论与固体推进剂的常规测试具有一致性,证明了PIPA用于固体推进剂无损探伤的可行性。     

复合材料发动机壳体的试验

《宇航日刊》1986年1月6日报道:对采用金属基复合材料壳体的火箭发动机已进行了点火试验,试验是在大西洋研究公司卡姆登的实验室进行的。这标志着美国空军预研计划已进入一个重要阶段,这种复合材料壳体的采用可以大大减轻战术导弹的重量,增加射程和有效载荷。被试验的发动机燃烧了14秒,消耗了1600磅推进剂,这表明该发动机可以经受住导弹点火时所产生的温度、压力和振动的考验。该发动机的研制是飞行动力实验计划的一部分,LTV 公司从1981年就开始参与这项工作。这项计划包括设计、制造和试验三     

用包复氧化剂的方法提高固体火箭推进剂的燃烧稳定性

用直径为6.25cm的端面燃烧发动机,装填高氯酸铵—端羟基聚丁二烯无金属推进剂进行了试验,探索应用包复氧化剂的方法,来改善燃烧稳定性。包复物质的热降解特性是通过对推进剂的热扩散系数进行理论分析推导得来的。选用了几种包复剂,推进剂用浇注法装填,这些推进剂(含包复过的氧化剂)在端面燃烧试验发动机内点火燃烧,实时记录压力一时间曲线。为了对比起见,用参比推进剂(氧化剂未包复)进行了同样试验。由扫描电子显微镜和BET吸附法测定来确定包复层的均匀性。体积型不稳定性频率、压力波动幅度以及稳定性边界均与火箭发动机特征长度(L*)有关的一些参数相关连。一般来说,用包复过的氧化剂制备的推进剂,燃烧稳定性比参比推进剂燃烧稳定性好。各种参数之间的相关性与新领域内许多未知因素有关。     

大型火箭发动机的壳体粘结问题

大型药柱的壳体粘结很少进行研究,往往成为火箭发动机生产中很困难的问题。当柔软的橡胶与坚硬的金属壳体粘结时,在粘结线上产生应力集中,会使成品发动机变得不能用。推进剂和壳体粘结的常用方法是采用可固化的胶粘剂包复层。业已证明,包复层和推进剂之间必须具有化学相似性才能很好粘结。本文列举了具体体现这一概念的粘结系统实例,并叙述其间有关的特殊化学反应。     

用于大型固体推进剂火箭发动机的独特点火系统试验

本文介绍了用于大型固体推进剂火箭发动机的组合式无喷管、无壳体点火器方案的设计、分析及试验结果。该点火方案的主要优点是可以把60%左右的点火器消极重量变成药柱有效载荷。点火系统的主装药由点火器周围的发动机前段装药所构成。这段装药又是发动机推进剂药柱的一部分,设计成象一个小的低压无喷管火箭发动机,给主发动机推进剂段提供足够的压力和热流输出以实现发动机点火。前段推进剂的点火由一个比较小的径向排气的BKNO_3烟火剂药片点火器来实现。试验计划需验证三个方面的设计问题:     

小型固体火箭发动机尾部点火器设计方法

以尾部点火装置安装位置为分类方法,以点火装置燃烧产物与发动机装药的不同换热方式为基础,对典型的小型固体火箭发动机的尾部点火设计方法和设计中需要重点考虑的问题作了较为全面的介绍。以某型号发动机尾部点火设计为研究对象,对点火序列设计、点火药量的估算、喷管堵片的设计方法进行了阐述。通过调整点火药量、喷管堵片设计状态,使点火压强逐步提高,解决了发动机研制初期出现的点火延迟、不点火等技术问题。     

铝基火箭发动机

美国某空军基地飞行动力实验室,对铝基复合材料做壳体的战术固体火箭发动机,进行试车,取得成功。发动机点火14秒钟,消耗推进剂1600磅。发动机外壳结构为增强纤维铝基复     

先进的航天发动机试验

本文报导一种航天发动机的高空模拟点火试验。这种发动机综合利用了几种先进技术:90%固体燃料的端羟基聚丁二烯/铝粉/过氯酸铵/奥克托金推进剂;在凯夫拉壳体内的头端满装药;无支撑的整体喉部和收敛段入口;特轻的喷管和用充气膨胀的作动筒展开的可延伸出口锥。这次试验结束了法国欧洲动力公司和美国联合工艺公司化学系统分部之间为期两年的分工协作的研究和试制工作。所达到的比冲值被认为是复合推进剂在样机发动机中的一个最高记录。     

四、试验及测试

点火研究用气液式小火箭发动机与试验方法/李逢春等/1983(1),93～108 本文叙述了用于固体推进剂点火性能研究的试验装置——气液式小火箭发动机及其试验方法。该装置造价低廉,使用方便,输出性能优良,可以用于测定推进剂的点火性能。利用它,我们首次对三种常用的复合推进剂的点火延迟时间进行了测试,其结果与理论分析基本一致。火箭发动机发动机试验推进剂点火点火延迟     

氧气/煤油点火装置高空点火试验研究

为了实现冲压发动机高空环境条件下可靠点火以及空中熄火后再次点火的需求,研制了一种可多次点火、重复使用的氧气/煤油点火装置,并对氧气/煤油点火装置的高空点火性能进行了试验研究。试验结果表明：高空环境条件下温度和压力发生了变化,着火边界变窄,点火可靠性较地面降低,通过进一步理论分析,认为降低油气比和改变点火时序是提高高空点火可靠性的关键所在。适当降低煤油流量的供应将降低油气比,从而可以将设计点控制在着火区,点火装置时序设计按电嘴发火一氧气进入预燃室一煤油进入预燃室的顺序执行,该时序设计可以确保点火初期让油气比经历从贫油状态过渡到富油状态,当进入着火区时即能保证点火成功。     

多种复合材料缠绕模压喷管的工艺技术

介绍了一种小型固体推进剂火箭发动机的喷管，采用高硅氧玻璃纤维、酚醛树脂等多种复合材料缠绕模压成型的新工艺，由于选用整体模压喷管，取消了部分金属壳体，降低了喷管重量，提高了弹体的有效载荷；同时依靠模具成型，使制品尺寸精确，重现性强；通过数十个喷管的地面点火与飞行试验，证明了制件结构合理，工艺方法可行，工艺参数稳定，产品质量可靠。     

空间外差光谱技术应用于硼燃烧效率测量探索研究

提出了一种基于空间外差干涉和光谱分析技术的非接触、远程实时测量方法,用于硼粒子的燃烧效率检测.该方法以空间外差光谱仪为主体,结合光栅旋转对辐射谱进行测量.含硼推进剂药片经激光点火后,通过该方法记录燃气辐射光谱,实现对含硼推进剂中硼燃烧效率测量.实验结果表明,燃烧器内氧气含量显著影响硼的燃烧效率;当燃烧器内压强为0.5 ...