HTPB推进剂拉伸力学行为的应变速率相关超弹本构模型

为研究HTPB推进剂拉伸力学行为的应变速率相关性,采用万能试验机和液压试验机,在室温下开展了不同应变速率(1.2×10~(-4)~80s~(-1))的拉伸实验。结果表明:给定应变对应的应力随应变率对数双线性增加,1s~(-1)为双线性关系的转折点;随应变的减小,HTPB推进剂的应变率敏感性线性增强。在Mohotti建立的模型基础上,结合拉伸力学行为的双线性率相关特性及应变率敏感性的应变依赖性,提出改进的应变速率相关超弹本构模型。该模型以超弹性元件作为基础描述参考应变率下的力学行为,率相关元件乘入超弹性元件描述率相关特性。模型预测与实验曲线对比表明:所提出的率相关超弹本构模型能够描述HTPB推进剂在1.2×10~(-4)~80s~(-1)应变率、30%应变范围内的拉伸力学行为。     

高能超声辅助原位合成Al-Cr/Al复合材料

采用高能超声辅助铸造法制备Al-Cr金属间化合物/Al原位复合材料.利用扫描电镜观察复合材料中增强体颗粒的大小、形貌和分布,应用XRD、EDS对复合材料进行物相分析,并研究复合材料的硬度.结果表明:通过高能超声辅助铸造法制备的Al-Cr/Al原位复合材料中金属间化合物增强体颗粒呈多边形,尺寸较为细小,分布均匀;原位反应时Al和Cr首先生成Al0.983Cr0.017金属间化合物,随着Cr含量的增加,然后生成高Cr化合物;随着温度的升高,有利于更稳定、性能更好的化合物生成;这些金属间化合物会相互扩散,最终形成均匀的混合增强相,并保持Al,Cr的原子比例不变;复合材料的硬度随Cr含量的增加而增加,随Cr颗粒尺寸的增加而具有最大值,当Cr含量为10％,粒径为75 μm时,复合材料硬度增加了2.5倍.     

软土地基快速处理——高真空击密法的介绍

高真空击密法是加固软土地基的一项新技术，它集排水固结法和强夯法的优点为一体，克服了排水固结（预压法）工期长，强夯法易形成“橡皮土”的缺陷，收到了快速固结，加固软土地基的效果。本文介绍了高真空击密法的加固机理、设计原理和工程特点。     

N2O混合火箭发动机的催化点火研究

利用N2O催化分解原理,设计了一个用于启动N2O混合火箭发动机的催化点火器。试验表明,在催化剂被加热到400~600℃左右后,该点火器可以成功启动N2O/有机玻璃(PMMA)混合火箭发动机。在切断氧化剂供给,节流关闭发动机后,可以通过再次加热催化室重新实现发动机的启动,在节流时间较短的情况下也可以直接打开氧化剂阀门,利用催化室余热多次启动发动机。     

液氧/甲烷火焰和燃烧不稳定性试验

为了解液氧/甲烷火焰在外界扰动作用下的表现,增进对燃烧不稳定性的理解,分别对两种喷剪切同轴式喷嘴结构进行了试验,试验采用单喷嘴矩形模型燃烧室,液氧以液态从中心喷嘴喷注,甲烷以气态从同轴的环形腔喷注。试验中,压力调节装置上的齿轮间断性地堵住和打开安装在燃烧室底部和主喷管旁边的辅助喷管出口,分别向燃烧室输入高频扰动。采用高速照相机记录火焰的OH辐射量,并采用阴影和纹影技术记录液氧的喷雾过程。试验成功激发起了燃烧室一阶横向和一阶纵向振型,在高频扰动作用下,还产生了两次强低频振荡。讨论了分离火焰的特征及其液氧射流在外界扰动作用下的表现和影响参数。     

固体推进剂应力和应变与使用寿命关系

以Eying动力学公式为基础，结合推进剂应力-应变关系公式，将应力应变因素引入动力学公式，推导出了应力和应变与动力学公式的关系，并利用定载荷试验和定应变试验验证了上述关系。研究表明在推进剂的老化过程中，应力和应变的作用等效于降低了推进剂老化的表观活化能，从而加速推进剂的老化。应力对活化能作用系数γ的计算结果表明，应力和应变对加速推进剂老化、缩短推进剂寿命的作用是显著的。利用推导出的应力和应变与动力学公式的关系，可以使推进剂寿命预测的结果更接近于发动机中推进剂的实际使用寿命。     

温度载荷下带筋套管形装药结构完整性分析

为了分析带筋套管形装药在低温多次出现点火爆炸的原因，基于Updated Lagrangian方法，推导了热粘弹性大变形增量本构关系。在分析瞬态温度场的基础上，进一步给出了热应力应变分布，指出了危险点位置。通过选取十二种热膨胀系数以及十四种肉厚系数，对推进剂药柱进行了结构完整性计算，得出热膨胀系数与最大等效应力应变成线性关系，而肉厚系数与最大等效应力应变之间成指数函数关系的结论。结果说明：肉厚系数的选择对固体火箭发动机装药保持结构完整性有重要影响。     

NEPE类推进剂的寿命预估

1引言NEPE推进剂集改性双基推进剂和复合推进剂的优点于一身,具有能量高和低温力学性能好的特点。文献[1]提到有人曾用DMA研究了一些高聚物材料在单一温度下的老化并定义了它们的老化速率,但由于没有获得多种温度下的老化速率,也没有确定其寿命临界点,所以没有预估它的老化寿命     

模态区间方法在液体火箭发动机系统仿真中的应用

模型简化和系统参数的不确定性导致基于定量模型的液体火箭发动机仿真结果与系统的真实行为存在差异。利用模态区间分析方法对系统进行仿真，得到的结果为一包含系统真实行为的包络线，它是系统真实行为区间的优化。通过对某泵压式液体火箭发动机稳态工作过程的模态区间仿真计算，证明模态区间分析方法对复杂动态系统建模仿真是有效的。     

富氧补燃循环发动机启动过程

启动过程是液体火箭发动机研制中的重点和难点,解决大推力补燃循环发动机启动问题的主要措施应为:通过控制预燃室的燃料流量以有效地将预燃室的组元比控制在合理的范围内,并可以控制发动机的启动速率;燃烧室点火时预燃室应有较高的压力,同时应通过推力室燃料路的节流来减小燃烧室压力的上升速率;对于自身启动发动机,较高的入口压力有利于发动机启动。这些措施解决了富氧补燃循环发动机的启动问题,可供同类发动机的研制借鉴。