某型固体火箭发动机综合性能试验与寿命评估

对不同贮存期的某型固体火箭发动机进行了零部件的功能试验和燃烧室的解剖试验。根据试验测得的推进剂化学性能和力学性能的变化,对不同贮存期的发动机进行了内弹道和结构完整性计算。比较理论分析和综合性能试验的结果,对该型发动机服役寿命进行了评估,发现决定其寿命的因素是粘接界面的失效。     

推进剂中GAP单体氮消除的反应机理

利用B3LYP方法和TST-RRKM理论研究了GAP的一种单体CH3CHOHCH2N3的N2消除反应。计算发现该单体存在三种异构体,得到的反应势垒显示在常温下这些异构体就可以自由转换。计算结果显示有两条反应路径可以解离生成亚胺和N2,反应势垒分别为160.2kJ/mol和164.7kJ/mol,反应放热为213.7kJ/mol,与前人的实验结果相当吻合。计算得到的反应速率常数有着明显的负温度效应,并且随着反应压强的增加而增大。压强为0.1MPa时,反应速率在900K时达到极大值,为1.53×10-12cm3.mol-1.s-1。     

固体火箭发动机喷管结构缝隙设计

通过热和结构计算，对固体火箭发动机喷管缝隙设计进行了分析。将燃气简化为一维等熵流以确定喷管内型面所承受的温度和压力载荷．基于三维有限元模型．计算了喷管的瞬时温度场。导入温度场分析结果，并用点一点接触单元模拟不同材料之间的接触状态，计算了温度和压力载荷联合作用下喷管的位移场和应力场。综合多个时刻的计算结果得到发动机工作过程中喷管结构缝隙和接触应力的变化趋势，并据此对设计缝隙提出了修改意见，结果可为发动机喷管设计提供参考。     

压电阻抗法表征固体推进剂老化的研究

为了更好地得到压电阻抗法（EMI, Electro-mechanical impedance）监测固体推进剂老化规律并从物理特性上对其科学性、可靠性及有效性进行验证,采用理论推导分析方法将压电阻抗电学性能参数与动态力学性能参数进行联系;对热老化HTPB推进剂进行EMI试验及动态热机械分析（DMA, Dynamic thermomechanical analysis）测试,并根据结果分析进行验证。结果表明：压电阻抗电学性能与动态力学性能能够通过动态模量与导纳之间的关系以及电压电流滞后角与力学损耗角之间的关系进行联系;热老化HTPB推进剂在不同测试频率下力学损耗因子温度谱峰值随老化的变化规律一致,均随热老化时间的延长而降低;电压电流滞后角正切值能够很好反映HTPB推进剂的老化,共振频率处的滞后角正切值随热老化时间的延长而降低,并且与损耗因子峰值呈现出明显的线性关系。     

CO2激光点燃点火药的试验研究

用CO_2激光点火试验设备,对Al KClO_4点火药进行点燃性能试验.试验结果表明,随着点火热流密度的增大,点火延迟时间减小.说明点火热流密度是点火药点燃性能中非常重要的控制量.点火药密度越小点火延迟时间也越小.在点火药主组分中加入少量固态硫作为粘合剂,会使点火药的点燃性能更好.     

国外预估固体火箭发动机寿命的几种模型

本文简要介绍国外预估固体火箭发动机寿命的几种模型,其中大多数均得到实际验证,可用于评估环境因素对固体火箭发动机的影响.     

端面燃烧固体火箭发动机的爆炸问题研究

本文论述了端面燃烧固体火箭发动机的爆炸问题,总结和分析了端面燃烧固体火箭发动机产生爆炸的重要原因.实验表明:在选择端面燃烧装药的初始增面率时,采用木制假药柱和推进剂短药柱构成的装药会给实验结果带来很大的偏差,导致选出不合适的初始增面率,把它应用在相同尺寸的固体推进剂端面燃烧药柱中时,将会引起发动机产生爆炸.     

精铸钛合金后封头设计

本文介绍一例铸钛合金大开口后封头壳体设计方法以及在试制过程中遇到的技术难点和解决的途径.并给出了壳体水压强度试验应力分布试验曲线及“热等静压”后的铸钛合金ZTC4的性能数据,供今后类似产品设计及使用参考.     

固体火箭发动机0.5%高精度测试系统研制

本文论述了固体火箭发动机0.5%高精度测试系统的设计原则、结构特点和精度分析方法.经长期静态调试和发动机试车考核,航天部正式鉴定,认可系统设计合理,工作运行稳定可靠,稳态推力静标精度达到0.2%,原位校准力值精度达到0.05%,推力相对总不确定度优于0.3%,三年长期稳定性达到0.01%.文中所述机电系统一综合设计思想,AD-1精密数据放大器、模拟信号发生器的研制和应用,人机对话等编程方法的巧妙配合,为建稳定立可靠的高精度测试系统提供了借鉴.     

固体火箭发动机可靠性设计系统的研究与实现

可靠性设计是固体火箭发动机设计中的一项重要工作,但长期以来这些工作主要依靠多个设计人员共同完成。为了实现固体火箭发动机可靠性设计自动化,本文首先结合固体火箭发动机可靠性设计的工程实际,提出了软件系统的主要功能,然后在总结工程实践中常用的可靠性分配、预计、评估等方法的基础上,确定了系统各模块的计算模型,最后采用C++Builder等软件开发工具,开发了固体火箭发动机可靠性设计系统。实践表明,该系统易于操作,便于工程应用。