固体火箭技术 /oa 固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀研究进展 /oa/darticle.aspx?type=view&id=20190201 在固体火箭发动机工作过程中,由于热化学烧蚀和机械剥蚀的作用,将导致发动机喷管产生烧蚀行为,直接关系到固体火箭发动机的结构可靠性。为了较为深入地了解固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀行为及其机理,对国内外固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀研究进行了归纳和总结,详细阐明了喉衬烧蚀试验方法、喉衬烧蚀机理及喉衬烧蚀模型;总结了常用的喉衬烧蚀试验方法,并分析了各自优缺点;从热化学烧蚀和机械剥蚀两方面介绍了喉衬烧蚀模型研究进展,分析了目前喉衬烧蚀模型的研究水平。最后,对固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀需要开展的工作提出了建议,包括发动机烧蚀率的试验评估方法,喉衬耦合烧蚀计算方法及过载条件对喷管烧蚀的影响规律等,以期为后续研究工作提供一定的借鉴和参考。 2019年04月26 00:00 2019年02期 135 142 2828696 王立武1,田维平1,2,郭运强3,林志远1 基于声能共振仿真的固体发动机声不稳定趋势研究 /oa/darticle.aspx?type=view&id=20190202 防空导弹发动机采用了大装填、大长径比、高压强等设计以提高性能,在复杂飞行条件下不稳定燃烧问题时有发生,致使发动机压强及推力振荡,对导弹的制导和控制造成了消极影响。针对防空导弹发动机出现的轴向声不稳定现象,从声能共振仿真角度出发,对发动机燃烧室声腔进行声学响应分析,根据发动机结构特性评估出现声不稳定的趋势,从而指导防空导弹发动机的设计。通过仿真计算,得到大长径比、锥体构型及工作后期更易出现声不稳定现象,与某型发动机的不稳定燃烧问题一致。 2019年04月26 00:00 2019年02期 143 148 1912877 周鑫鑫1,甘晓松1,张翔宇1,赵建辉2 侧偏捕获对内收缩进气道起动的影响 /oa/darticle.aspx?type=view&id=20190203 侧偏捕获是高超声速内转进气道的常见捕获形式之一,但侧偏捕获对进气道起动的影响并不清楚。为探索侧偏捕获对高超声速内收缩进气道起动的影响,采用数值模拟方法研究了侧偏捕获进气道的起动机理。结果表明,无量纲侧偏距离为0.04时,进气道再起动马赫数相对于对称进气道降低3.6%;无量纲侧偏距离为0.06时,进气道再起动马赫数降低7.6%。起动过程的边界层分离表明,内收缩进气道起动过程受分离区的影响很大。侧偏捕获进气道缩小了分离区,有利于再起动。相对于对称捕获进气道,侧偏捕获进气道会形成两个非对称、强度不等的流向涡。侧偏捕获减弱了流向涡对隔离段空间的占据作用,改善了内收缩进气道的性能。 2019年04月26 00:00 2019年02期 149 158 5299487 马涛,苏纬仪,张堃元 大水深火箭发动机尾流场数值模拟 /oa/darticle.aspx?type=view&id=20190204 针对火箭发动机在深水环境下工作的燃气射流特性,采用VOF(Volume of Fluids)方法建立了二维轴对称两相数值计算模型,对深水长尾喷管火箭发动机点火初期的过程进行了数值模拟。模拟了长尾喷管喷管燃气射流的气泡的形成、发展及断裂过程,获得了气液两相流场中压强、马赫数、温度等参数的变化规律。计算结果表明,长尾喷管出口出现周期性的压力脉动,气液相互作用过程中形成含涡结构的边界层。水深越大时,环境压力越大,长尾喷管出口的压力、速度波动越大,射流稳定后长尾喷管轴线上的压力、速度保持不变。研究结果可为深水火箭发动机的设计提供参考。 2019年04月26 00:00 2019年02期 159 163 1880594 张磊 基于ANSYS的气体发生器处于非稳态下的温度与应力 /oa/darticle.aspx?type=view&id=20190205 气体发生器在工作期间持续处于高温高压状态,其钛合金壳体受力包括了由温度引起的热应力和承受气体压强的应力两部分,这对发生器壳体的强度提出了一定要求。基于此,使用有限元分析软件ANSYS对某气体发生器处于高温高压下的应力进行了仿真计算和分析,结果表明:(1)在发生器工作前期,温度载荷所占比例较低,可忽略不计;在其工作后期,热应力则保持平稳,此时温度载荷的作用需要重点考虑;(2)发生器壳体的最大应力值出现的时间与所施加的压强载荷达到最大值的时间是一致的,均为35 s;(3)气体发生器在温度和压强共同作用下的最大应力值处于发生器颈部圆弧与凸台的倒角处,此处最易遭到破坏。仿真分析结果可为气体发生器的设计提供理论指导和优化设计依据。 2019年04月26 00:00 2019年02期 164 170 4006993 杨威1,2,3,毛龙1,2,3 ,王文平1,2,3,屈纯1,2,3,舒君玲1,2,3,何君1 固体火箭发动机五分力测量原理及静态误差分析 /oa/darticle.aspx?type=view&id=20190206 针对某些实际工程中固体火箭发动机绕轴线的旋转力矩MZ相对很小或者不是测量关注重点的推力矢量测量问题,为避免测量中较为复杂的解耦过程,更简单地实现对推力矢量在各坐标轴上的分力PX、PY、PZ和对坐标轴的转矩MX、MY的准确测量,在分析了六分力测量模型耦合误差的基础上,忽略发动机绕轴线的旋转力矩,提出了一种动架约束之间只存在线性耦合的五分力试验台模型,并对其进行了误差分析,证实了五分力模型能够实现对推力矢量在各坐标轴上的分力PX、PY、PZ和对坐标轴的转矩MX、MY的准确测量,并进一步得到了五分力模型的静态误差主要来源于发动机安装误差和标定误差,安装误差中横偏是主要因素的结论。所得结论可为固体火箭发动机五分力试验台研制提供理论基础。 2019年04月26 00:00 2019年02期 171 174 968994 郭定伟1,陈端毓2,祝子文1,崔宇杰1,曲继和1 固体推进剂高能氧化剂的合成研究进展 /oa/darticle.aspx?type=view&id=20190207 从提高固体推进剂比冲的技术途径出发,将高能氧化剂按元素组成、结构及性能特征分为四大类,对每类氧化剂的合成进展进行了简要综述。指出了适应固体推进剂的高能氧化剂设计时需要综合考量氧含量、质量生成焓、燃气平均分子量及密度,且晶体质量、稳定性、感度、相容性等需要满足推进剂配方的要求。固体推进剂AP替代物的研制需要开发具有高密度含氧(原子)源且质量生成焓远大于AP的氧化剂;有机高能氧化剂作为固体推进剂的辅助氧化剂,追求零氧平衡基础上的高质量生成焓、高氢含量基础上的高质量生成焓。组成和结构与部分性质(如热稳定性、相容性、感度等)要求是矛盾的,设计和筛选中应作一定的权衡。加快氧化剂的研发效率,建立高能氧化剂数据库及高通量的筛选程序、提高性能(生成焓、感度)预测的准确性等迫在眉睫。 2019年04月26 00:00 2019年02期 175 185 1069339 雷晴,卢艳华,何金选 纳米可燃剂对HMX的热分解性能及热分解动力学参数的影响 /oa/darticle.aspx?type=view&id=20190208 以二甲基亚砜为溶剂,利用超声辅助喷雾重结晶原理制备了含有不同比例的纳米Al、Si可燃剂的HMX混合粒子;用X射线衍射(XRD)和差示扫描量热法(DSC)对制备的复合粒子进行性能表征;重点研究了基于Kissinger法下所得含不同比例纳米可燃剂的混合粒子热分解性能。结果表明,与未加纳米可燃剂的HMX相比,加入质量分数为20%的纳米Al可燃剂细化的HMX的活化能Ea、活化熵ΔS、活化焓ΔH,活化自由能ΔG分别降低了26.07、19.23、26.09、11.75 kJ/mol,随着纳米可燃剂含量的增加,催化效果越来越明显而且相同比例的纳米Al可燃剂比纳米Si可燃剂催化效果更好。也就是说,纳米可燃剂能够提高高温下HMX的反应速率,对HMX的热分解有明显的催化作用。 2019年04月26 00:00 2019年02期 186 191 1885978 耿孝恒,范传刚,宋明芝,郭海莹 NC/TMETN粘合体系的MD模拟 /oa/darticle.aspx?type=view&id=20190209 为研究三羟甲基乙烷三硝酸酯(TMETN)替代硝化甘油(NG)对复合改性双基推进剂性能影响,设计了一系列不同质量比硝化棉(NC)/TMETN粘结体系,并使用分子动力学研究其作用效果,最终性能最佳体系与同质量比NC/NG体系对比,主要结论如下,NC和TMETN质量比为1∶0.667时,体系密度增加幅度最大、力学性能最好、回转半径最大且两者间氢键作用最强,表明该质量比下TMETN对NC增塑效果最佳,且优于同质量比NG,但该体系韧性最差并弱于NC/NG体系;各NC/TMETN体系引发键键长相差不大,表明TMETN质量分数对体系感度影响不大,需研究其他组分影响;质量比为1∶0.667时,NC/TMETN体系体膨胀系数均大于NC/NG体系,两体系的热膨胀能力均随温度升高而降低。 2019年04月26 00:00 2019年02期 192 197 2853871 王可,李焕,付小龙,张亚俊,李军强,庞维强 含能增塑剂一缩二甘油四硝酸酯的基本性能 /oa/darticle.aspx?type=view&id=20190210 以硝酸铵为硝化剂,浓硫酸为脱水剂,一缩二甘油为前驱体,制备了含能增塑剂一缩二甘油四硝酸酯(DGTN);采用核磁共振确认了产物的分子结构;对DGTN进行了DSC分析,计算了DGTN热分解的表观活化能(EK)、指前因子(AK)、速率常数(k)、活化焓(ΔH≠)、活化自由能(ΔG≠)和活化熵 (ΔS≠)。同时,利用TG-IR分析研究了DGTN的热分解产物。测试了DGTN的撞击感度,计算了DGTN单元推进剂的标准比冲(Isp)、特征速度(C*)、燃烧室温度(Tc)和燃烧产物平均相对分子质量(Mc),并与NG进行了对比。另外,利用DSC分析研究了DGTN与AP和HMX的相容性。结果表明,DGTN的分解峰温在199~208 ℃之间,表观热分解活化能为164.4 kJ/mol,分解产物为CO2、NO2、CH4和H2O,还有少量CO、NO和CH2O生成。DGTN的撞击感度明显低于NG,能量性能与NG相近。DGTN的加入未影响AP和HMX的热分解过程,AP和HMX也未影响DGTN的热分解过程,说明DGTN与AP和HMX有较好的化学相容性。 2019年04月26 00:00 2019年02期 198 204 2330276 王毅1,宋小兰2,刘晨丽2,李凤生3 变燃速发射药燃烧性能计算及实验研究 /oa/darticle.aspx?type=view&id=20190211 为研究管状变燃速发射药的能量释放规律,根据其结构特点建立燃烧模型,采用理论计算方法分析管状变燃速发射药外内层燃速比及长径比对其燃烧性能的影响规律;采用挤压成型工艺制备了不同硝基胍含量的管状变燃速发射药,并进行密闭爆发器实验。结果表明,模拟计算中管状发射药的外内层燃速比K=0.2,长径比n=8. 0时,发射药相对燃烧表面较为理想,燃烧渐增性相对较强,添加NQ变燃速发射药密闭爆发器实验结果与模拟计算结果有较高契合度。 2019年04月26 00:00 2019年02期 205 209 1869812 张楠,贺增弟,王书记 CuO结构特性及其对固体推进剂的催化特性 /oa/darticle.aspx?type=view&id=20190212 为了解不同粒度和不同形态下CuO的催化能力,采用热重/差热联用(TG/DTA),水下声发射实验方法,研究了普通球形CuO、球形纳米级CuO、棒状纳米级CuO对A3、PBT、HMX、AP等含能材料的热分解影响,并测试了不同种类CuO对固体复合推进剂燃烧速率的影响。结果表明,CuO类催化剂均能催化A3、PBT、HMX、AP等含能材料的热分解,但催化效果和CuO的形态关系密切,和粒度关系不大;棒状纳米CuO可有效地提高推进剂的燃速;而球形纳米CuO只在低压条件下可提高推进剂的燃速,高压下反而抑制了推进剂的燃速。 2019年04月26 00:00 2019年02期 210 216 2142235 沈肖胤,万代红,程连潮,仉玉成,沈 坚 立式捏合机搅拌槽内混合机理 /oa/darticle.aspx?type=view&id=20190213 以立式捏合机桨叶为研究对象,重点研究桨叶的搅拌过程机理。结合混沌混合理论,阐述了立式捏合机桨叶偏心布置及桨叶行星运动是促使产生混沌混合的必要条件。采用UV示踪实验证实了立式捏合机搅拌槽内混沌混合的存在,对比立式捏合机桨叶正、反向转动模式,发现桨叶反向转动模式下混合物料的平均应变速率较大,更有利于物料的分散式混合和分布式混合。依据Poincaré截面判定准则,立式捏合机搅拌过程中搅拌槽内搅拌物料处于混沌状态。 2019年04月26 00:00 2019年02期 217 223 3480234 徐琳1,王春艳2,梁建1 GXTI-1微纳米微粒高效隔热复合材料的性能 /oa/darticle.aspx?type=view&id=20190214 设计正交试验,按照正交配比将A、B、C三种隔热功能填料与基体材料进行混合,制得高效隔热复合材料,测试了热性能以及力学性能,优选出最佳配比,分析了隔热机理。结果表明,隔热功能填料能有效地降低材料的热导率,当A、B、C的添加量分别为3%、5%和20%时,材料的热导率为0.056 W/(m?K),相比纯基体降低了69.6%(纯基体的热导率为0.184 W/(m?K)),隔热性能达到最佳。此外,材料的热稳定性也得到了提高,热分解温度达到508 ℃,相比纯基体提高了32 ℃。材料的力学性能下降,拉伸强度与撕裂强度分别为1.712 MPa和13.219 N/mm。另外,通过DSC测得高效隔热复合材料与CL-20炸药的相容性良好。 2019年04月26 00:00 2019年02期 224 228 1011461 臧充光1,刘开国2,郭阳1,赵雄伟1 炭纤维/聚醚醚酮复合材料的激光原位成型工艺探究 /oa/darticle.aspx?type=view&id=20190215 为扩大热塑性树脂基复合材料在航空航天领域的应用,选择了一种具有优异力学性能和热性能的聚醚醚酮树脂作为基体,对激光原位成型技术在热塑性树脂基复合材料成型的可行性进行探索。采用溶液浸渍法制备T700炭纤维/聚醚醚酮预浸胶带(预浸带),通过激光原位成型方式缠绕制备T700炭纤维/聚醚醚酮复合材料NOL环(NOL环),探索不同成型工艺条件下NOL环的层间剪切性能,优化出适宜的激光原位成型工艺参数。结果表明,预浸胶带在含胶量为33.6%时韧性好,并且具有较好的拉伸性能;通过层间剪切性能测试,当缠绕速度为3 m/min、激光输出电流为40 A、芯模温度为290 ℃、压辊压力为150 N时,激光原位成型的NOL环层间剪切性能较为优异,这为激光原位成型热塑性树脂基复合材料在固体火箭发动机复合材料壳体上的应用提供了工艺参考。 2019年04月26 00:00 2019年02期 229 233 1586715 沈镇,秦滢杰,陈书华,韩建平 衬层料浆无桨混合工艺 /oa/darticle.aspx?type=view&id=20190216 已定型LN106衬层手工混合工艺质量一致性差、料浆粘度高、使用量少,一般的机械搅拌设备难以满足要求。为提高产品质量可靠性,通过调研相关混合方法,结合产品特点,拟针对声共振工艺替代现用的手工混合工艺的可行性进行研究。通过对投料量、加料顺序、混合加速度、混合时间等工艺参数进行单因素实验,借助元素分析与胶片力学性能测试结果比对。实验结果表明,声共振混合工艺可有效地混匀衬层料浆,力学性能亦满足指标要求,混合工艺的边界条件为投料量100~1000 g,加速度为80g~90g,混合时间8~12 min。确定的工艺参数为:手工预混60~80 s(与原工艺相同),混合时间10 min,混合加速度80g。 2019年04月26 00:00 2019年02期 234 238 1220246 李亚,易清丰,蒋建红,曾春青,雷关弼,郝少东,李卫华 两种纺丝工艺T800级炭纤维复合材料容器性能对比 /oa/darticle.aspx?type=view&id=20190217 采用万能材料试验机、水压爆破试验对两种不同纺丝工艺的T800级炭纤维在缠绕浸渍过程中的耐磨性及Φ150 mm容器性能进行了系统研究,并对Φ150 mm容器缠绕层应力分布进行了对比分析。结果表明,由干喷湿纺T800SC炭纤维缠绕制备的Φ150 mm容器性能优于湿法纺丝T800HB炭纤维。这主要是由于相比T800HB炭纤维,T800SC炭纤维在缠绕过程中不易磨损,可保持其纤维强度。因此,T800SC炭纤维具有更佳的缠绕适配性,更适合作为固体火箭发动机复合材料壳体的增强体。此外,由于T800HB炭纤维复合材料容器的封头靠近赤道位置处产生压缩应变较大,易在该位置发生复杂的破坏模式。因此,需采用较小的应力平衡系数进行容器设计。 2019年04月26 00:00 2019年02期 239 244 2133998 张世杰1,3,王汝敏1,刘宁2,3,廖英强2,3,程勇2,3 多约束多规避区全程弹道快速优化方法 /oa/darticle.aspx?type=view&id=20190218 研究了多约束多规避区条件下的全程弹道快速优化问题。首先,分类研究了规避区的类型和基本模型;然后,重点考虑端点约束、控制约束、典型过程约束、时间及弹道链接约束和规避区约束等,构建了弹道优化的多种约束模型;最后,提出了一种基于检测点自适应伪谱法的轨迹优化算法,即在多区间伪谱法的基础上,引入曲率和误差判据,创新设计了自适应调整区间密度和区间内配点数的改进策略,构建了自适应伪谱法,进一步在自适应伪谱法的基础上加入检测点进行检测,采用一种基于配点间的检测点法作为解的近似误差评估准则,检验配点间的检测点处对于约束方程的满足程度。仿真结果表明,在不对初值进行猜测的情况下,以全程飞行耗时最短为优化指标,整个弹道优化CPU耗时小于5 s,终端状态参数均满足所有端点约束条件,优化弹道通过侧向绕飞,成功实现对两个规避区的规避,相关参数满足突防能力设计要求。 2019年04月26 00:00 2019年02期 245 252 1962451 赵欣1,秦伟伟1,张显炀1,何兵1,闫循良2 带攻击角约束的自适应STA有限时间滑模导引律 /oa/darticle.aspx?type=view&id=20190219 针对拦截机动目标的过程中考虑攻击角度约束的制导问题,为了达到最佳的杀伤效果,提出了一种考虑导弹自动驾驶仪动态特性的带攻击角度约束的自适应STA有限时间滑模导引律。首先建立了考虑导弹自动驾驶仪动态特性和攻击角约束的三维耦合制导模型;由于目标机动未知,对传统STA算法进行改进,确保系统含有不确定项时在有限时间收敛,在此基础上,结合自适应控制理论,设计了带攻击角约束的自适应STA有限时间滑模导引律。基于类二次型Lyapunov函数,对系统进行了有限时间收敛稳定性证明。通过与真比例导引律数字仿真结果对比分析,所设计导引律能够制导导弹精确命中目标,弹目视线倾角和偏角在有限时间高精度收敛至期望值,满足攻击角度约束要求,具有强鲁棒性和有效性,制导性能优于真比例导引律。 2019年04月26 00:00 2019年02期 253 260 1924337 李琬祺,雷虎民,张朋飞,叶继坤 基于非线性干扰观测器的临近空间拦截弹姿态控制 /oa/darticle.aspx?type=view&id=20190220 为满足临近空间拦截弹在大干扰强耦合情况下高精度姿态控制问题,设计了基于非线性干扰观测器的自适应鲁棒反演控制器。建立了基于直接力控制的拦截弹三通道姿态控制系统模型;采用二阶滑模微分器,估计计算反演控制中虚拟控制量的导数,解决了“微分膨胀”的问题;为提高姿控系统控制精度,对模型的未知信息和外界干扰做高精度的估计和补偿,依据二阶跟踪微分器,设计了一种新型非线性干扰观测器;并采用PSR调制器将连续控制量离散化,通过姿控发动机实现变推力控制。数字仿真结果显示,设计的姿态控制器跟踪速度快、精度高,对系统不确定和干扰具有强鲁棒性。 2019年04月26 00:00 2019年02期 261 268 2140096 张朋飞1,李炯1,苏放2,李琬祺1,雷虎民1