固液混合发动机的研制及其应用

本文介绍了固液混合发动机的发展状况，对其关键技术及解决措施进行了论述与分析，对混合发动机的应用研究进行了全面介绍。     

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。     

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。     

可贮存推进剂火箭增压气体与泵入口压力关系研究

根据氦气和氮气在可贮存推进剂中的溶解度与发动机泵入口压力关系，以及对美国上面级火箭“阿金纳”增压系统的分析，计算和研究，对我国可贮存推进剂上面级火箭的发动机泵入口压力要求和增压输送系统进行分析和研究，认为采用氦气增压，我国可贮存推进剂上面级火箭发动机氧化剂泵入口压力要求可以大幅度地降低，较大地提高火箭的运载能力，并提出相应的改进建议。     

某型号固体火箭发动机点火过程的数值模拟

采用端面燃烧的固体火箭发动机点火初期形成的受限冷喷流流场，采用简化模型，从曲线坐标下的非定常薄层近似Ｎ－Ｓ方程出发，用新型的ＥＮＯ差分格式，进行了数值模拟；定性地研究了点火药喷流与主装药形状的相互影响，在此基础上提出设计中应该注意的问题。     

小推力单元肼推力器温度场数值分析 （I）实验验证和保温套筒对温度场影响探析

建立了某小推力单组元肼推力器的全仿真传热数学模型，应用有限元分析方法对长程工作的不带套筒推力器瞬态温度场进行了热分析计算，并与试车温度数据进行了比较，数值计算结果与实验结果吻合良好，证明所用软件建立的模型合理。对增加套筒后的推力器进行了仿真模拟，结果表明，推力器脉冲长程工作后，单层套筒点焊于法兰盘上时集液腔温度较高，双层套筒时集液腔温度最高，均对法兰盘集液腔及电磁阀产生高温不利影响，推荐使用点焊在热控环上的热控方式；推力器温启动时，单、双层套筒保温效果相差不大，推荐使用单层套筒点焊于热控环上的热控方式。     

基于小波变换的固体火箭发动机深层界面超声回波信号分析

针对固体火箭发动机多层粘接结构中的超声检测回波信号严重混迭及难以分辨的问题,提出对回波信号进行小波变换,提取小波变换后各个频段的能谱作为特征,为多层粘接结构中深层界面的粘接缺陷分析及识别提供依据。实验结果表明,超声回波信号分析方法可有效提取出固体发动机多层粘接结构中的深层界面信号特征,并能将缺陷识别、定位。     

C/Al2O3型多功能炭/陶复合材料研究

为满足喷管内型面耐烧蚀及背壁绝热的要求,以整体炭毡、炭纤维多维编织件等为预制体,先进行炭素沉积与石墨化,再用Al2O3型高温无机胶进行真空-压力浸渍、烧结,制得C/Al2O3功能型复合材料.对增强相炭纤维与陶瓷相Al2O3的界面结合强度、无机胶液配方改进、提高烧结温度以及用沥青浸渍HIP等方面进行了研究.所获得的复合材料外表面导热系数λ＝0.902W/(m.K)(800℃),内表面线烧蚀率为0.018mm/s,电镜照片显示C/Al2O3的界面结合良好.     

稀土化合物对硅橡胶包覆材料粘接性能影响的研究

研究了氧化镧、草酸铈和铬酸镧三种稀土化合物对双组分缩合型室温硫化(RTV)硅橡胶包覆材料粘接性能的影响。发现稀土化合物确实能提高硅橡胶与刷涂底漆的HMX—CMDB推进剂或Al—RDX—CMDB推进剂之间的粘接强度,并且硅橡胶与HMX—CMDB推进剂粘接的剪切破坏形式为硅橡胶本身的内聚破坏。     

双基推进剂装药包覆层间硝化甘油迁移及抑制

硝化甘油(NG)向装药包覆层的大量迁移,是一个非常严重的问题,它直接关系着发动机装药的使用寿命.本文综述了影响NG迁移的因素和迁移机理,介绍了国内外对NG迁移动力学和热力学进行的研究,以及NG迁移的检测技术,讨论了NG迁移的抑制技术.