新型高燃速推进剂的催化燃烧性能

研究了有机酸铅盐、有机酸铜盐、铜铬氧化物、铁化合物不同组合作为催化剂对新型复合改性双基高燃速推进剂燃烧性能的影响。发现新型的铅铁络合物与铜铬氧化物组合是一种高效的催化剂组合。在配方中添加3%的组合催化剂,可使该新型高燃速推进剂燃速(9.81 MPa)从48.78 mm/s(空白配方燃速)提高到56.66 mm/s,9.81~19.62 MPa区间内的压力指数从0.676下降到0.576。用差热分析研究了铅铁络合物和铜铬氧化物及其复合对双基粘结体系(NC NG TEGDN)和AP热分解的影响,结果表明,复合催化剂可使双基粘结体系分解峰温提前4.94℃,使AP高温分解峰温提前119.08℃,放热量从144.97 J/g增大到1 180 J/g。     

基于细观力学的复合固体推进剂模量预估方法

应用分子动力学方法得到了复合固体推进剂颗粒在基体内随机分布的填充模型。针对推进剂所含颗粒大小不同,采用细观力学有限元法和Mori-Tanaka分析法相结合的方法计算了推进剂的模量,计算所得模量与不同颗粒体积分数推进剂的单向拉伸试验结果比较吻合。此外,该方法可以获得推进剂细观结构应力,从而为推进剂的细观损伤分析奠定基础。     

液化气体推进剂在微小卫星推进系统中的应用

随着微小型卫星的发展,液化气推进系统成为了此类航天器推进系统的选择。目前,国内外常用的液化气推进剂有一氧化二氮、丁烷、丙烷、氨等。本文对液化气推进剂的发展历史和研究现状进行了综述,对液化气推进系统在应用中面临的技术问题进行了分析,并在综合考虑各项因素的情况下,推荐采用一氧化二氮作为微小卫星液化气推进系统的推进剂。     

低温推进剂液位监测系统设计

以液体火箭发动机地面试验用低温推进剂为研究对象,建立了以电容式液位传感器和C-V线性电容变送仪为主体的低温推进剂液位测量系统。经某型号氢氧发动机真实试车过程中的搭载试验证明,该系统能准确、快速的跟踪并实时显示低温容器中的液位值,具有精度高、重复性好、操作简单及安全可靠等质量特性,很好的解决了试验过程中低温推进剂液位实时监测显示的技术难题,具备了应用地面试车试验的条件。     

固体推进剂增强剂IS211的羟值测定

以咪唑催化邻苯二甲酸酐酰化的方法测定增强剂ＩＳ２１１的羟值，准确度高，分析误差５．０＊１０＾－３；方法精密度好，标准偏差小于０．４，变异系数不大于５．０＊１０＾－３，测定不同批号试样的羟值完全商标值，方法快速，简便，适用于常规分析。     

硝酸酯增塑高能推进剂爆炸性能研究

对我国硝酸酯增塑高能推进剂的爆炸性能、爆炸当量等进行了试验和评估。简述了共试验装置、方案、试样、试验过程及结果。结果表明：该推进剂危险性分类与美国国防部划入１．１级危险品的高能推进剂相似；ＴＮＴ当量１０ｍ之内为１．０７～１．２６，１０～５５ｍ之间约为０．８９～１．２１，也与国外相关试验值相似；另外观测到１０ｋｇ该推进剂爆炸时，距３５ｍ以外建筑物无大影响，５５ｍ外无影响。     

亚声速等高飞行固体火箭方案设计

介绍了主发动机加助推器和简易控制方法实现固体火等高飞行的设计方案，助推器工作结束后，火箭达到预后飞行速度，主发动机开始工作，使火箭的推力等于其所受阻力，同时火箭产生的升力等于其重力，保证火箭可靠速飞机，火箭控制系统可保证其在某一高度上平飞。     

固体火箭发动机冲击信号响应谱分析

对固体火箭发动机地面点火试验的点火冲击信号进行了冲击响应谱计算。计算程序采用较为先进的改进递归滤波器法，并介绍了冲击响应谱的计算原理、程序验证和试验数据处理结果验证。     

基于模糊推理的液体火箭发动机推力室减损控制研究

在建立液体火箭发动机动力学模型、推力室冷却夹套隔片结构模型和材料损伤模型的基础上,利用模糊逻辑推理知识设计了模糊推理机,构建了模糊减损控制系统这一有机整体。通过仿真计算,在火箭发动机工作100s期间,推力室喷管冷却夹套隔片有一定变形的情况下,研究了其损伤演化过程及损伤分布。     

固体推进剂吸气式涡轮发动机控制规律与特性

建立了用于控制规律研究的单变量控制和双变量控制的固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机(SPATR)特性计算模型,并编制了相应的计算程序。计算模型中采用了以试验数据为基础的燃烧室出口总温计算方法。利用程序分别计算了燃气流量不可调、燃气流量可调、尾喷管喉部面积可调以及燃气流量和尾喷管均可调的不同控制规律的SPATR发动机速度特性,并分析了其特点。对SPATR发动机进行了双变量控制规律设计,得到了相应的燃气流量调节比和尾喷管喉部面积调节比。计算结果表明,按照所设计的双变量控制规律进行控制,SPATR具有很宽的飞行包线和更好的推力特性和比冲特性。