丁羟推进剂结构状态与力学性能的相关性研究评述

贮存过程中的老化使丁羟复合固体推进剂的结构状态发生变化从而对其力学性能产生影响,严重影响推进剂装药的结构完整性和发动机的使用寿命.针对这一问题,国内外相关学者进行了大量的研究工作.从理论研究与实验研究两方面介绍了国内外该领域的相关研究进展,重点对研究取得的主要成果和存在的问题进行了分析评述.通过分析总结,指出了本领域未来的研究方向和研究重点,提出了具体的研究思路.分析认为,丁羟推进剂作为一种固体填料填充的高分子复合材料,其结构状态与力学性能密切相关.从推进剂的化学结构、网络结构和微观结构等方面来研究其结构状态与力学性能的相关性,对揭示固体推进剂化学-力学关联失效机理颇有裨益.     

蠕变试验下固体推进剂泊松比研究

为了研究固体推进剂的粘弹性力学行为,该文在遗传积分形式的粘弹性泊松比表达式基础上,结合拉普拉斯变换和蠕变试验条件,推导出推进剂材料在已知横向应变和松弛模量时的泊松比精确表达式,并利用Matlab编制相应的计算程序。设计相应的蠕变试验获得推进剂材料的横向应变,结合推进剂材料的松弛模量获得材料的泊松比与时间的变化规律。该文结果可为固体推进剂装药结构完整性分析提供输入参数。     

复合固体推进剂/衬层粘接界面细观结构数值建模及脱粘过程模拟

对复合固体推进剂及复合固体推进剂/衬层粘接试件微CT扫描后重构的图像进行了分析和统计,得到了其细观形貌特征及推进剂颗粒典型尺寸。对颗粒填充算法进行了扩展,并以最小代表体积元为基础构建了复合固体推进剂/衬层粘接体系二维细观数值模型。使用cohesive单元表征颗粒/基体和推进剂/衬层界面,分析了不同老化时间复合固体推进剂/衬层在单向拉伸作用下的脱粘过程。结果表明该数值模型及分析方法能从细观上准确地模拟复合固体推进剂/衬层的脱粘过程。为细观层面上研究复合固体推进剂/衬层脱粘提供了有效的数值模型和分析方法。     

浇铸单室双推固体推进剂界面力学性能研究

为研究同种工艺、不同配方、不同界面处理方式和界面接触结构研制的组合装药固体推进剂界面的力学性能,在20℃,50℃和-40℃下,采用材料拉伸实验机测试了基于NC/NG/RDX体系的浇铸工艺改性双基推进剂配方及组合药柱的抗拉强度和伸长率,利用扫描电镜-能谱联合分析仪分析了断裂面的形貌及元素分布。结果表明:浇铸工艺组合而成的推进剂组合药柱界面的力学性能优于工艺中推进剂力学性能差的一级,界面的处理方式和粘接结构对界面的力学性能影响不大,组合装药的力学性能基本由两级推进剂中力学性能较弱的一级推进剂决定。     

固体火箭发动机内弹道下降段的不定常二相流动计算

固体火箭发动机装药燃尽后的内弹道下降段对其性能具有重要的作用.本文首先针对采用含铝推进剂的发动机建立其两相流动的理论模型,再用数值方法对其内弹道进行了预估计算,同时还与气相计算模型进行对比.     

基于点火药颗粒的固体火箭发动机点火瞬态过程数值研究

为研究固体火箭发动机点火时点火药颗粒在燃烧室内流动与燃烧特性,以N-S方程,k-ε湍流模型为基础,采用颗粒轨道模型+UDF接口进行二次开发编程,对某型固体火箭发动机点火瞬态过程进行数值仿真分析.计算结果表明:发动机点火过程中,点火药颗粒呈链式反应;点火药颗粒在喷入燃烧室后迅速燃烧,有利于推进剂点火,缩短点火延迟时间;点火药颗粒在燃烧室内运动复杂,在发动机内流场中出现压强震荡、局部高温区域和内外通压强差等复杂现象,这些现象随点火药量的不同而变化,对推进剂点火、药柱结构完整性产生较大的影响.      

复合固体推进剂(PVC/AP)的粘弹力学谱

本文利用DDV—Ⅲ—EA动态粘弹谱仪对一种聚氯乙烯——过氯酸铵(PVC/AP)复合固体推进剂的动态粘弹力学特性进行了实验测定。通过频—温(时—温)等效原理、动—静态粘弹力学特性的关系,经过分析计算,给出了该复合固体推进剂的几种粘弹力学谱曲线及应力松弛模量E(t)的数学表达式。其结果对固体火箭发动机装药结构完整性分析计算有实用意义。     

固体推进剂破坏过程的扫描电镜研究

利用扫描电子显微镜对几种固推进剂试件的拉伸行为及断口形貌进行了观察.并对拉伸过程中出现的几种断裂模式进行了分析.结果表明,解决高固体含量固体推进剂的脱湿问题,特别是较大固体颗粒的脱湿,是改善固体推进剂力学性能的一个重要方向。     

固体材料数据本构研究

本文在对固体材料的传统本构模型进行分析研究的基础上,应用现代计算技术,探索数据的内在结构,提出了新一代固体材料的数据本构模型。同时给出了固体材料数据本构的操作步骤和具体实现方法。最后结合具体应用实例做了优越性讨论。     

温度交变条件下固体推进剂贮存寿命评估

针对固体推进剂在温度交替变化下贮存寿命评估难的问题,提出一种基于修正Coffin-Manson模型的寿命评估方法. 首先,利用固体推进剂在多个加速应力水平下的温度循环加速退化数据,采用线性回归方法获得性能退化曲线; 然后,结合失效阈值确定不同加速应力水平下的伪寿命;最后,采用多元回归方法确定加速模型—修正Coffin-Manson模型,进而外推正常条件下固体推进剂贮存寿命. 采用本方法评估某固体推进剂在实际应力水平下的贮存寿命为16.7 a,与实际贮存寿命相比误差约为7.22%,表明该方法具有有效性和可行性,可以推广到其他固体推进剂或弹药在温度交替变化环境下的贮存寿命评估.      

固体火箭发动机撞击点火数值模拟计算

装填高能复合推进剂的固体发动机,在跌落和撞击等情况下可能发生燃烧或爆炸. 为了对发动机低速撞击下的安全性进行评价,建立了发动机撞击靶板点火计算模型,采用热力耦合算法实现机械能和热能之间的转化,采用Arrhenius方程描述推进剂自热反应过程. 对直径为200 mm和480 mm发动机撞击靶板过程进行数值模拟计算,获得了与火箭橇实验结果一致的速度阈值范围. 结果表明计算模型能较好描述发动机撞击点火过程. 计算结果表明,装药量大的发动机撞击后更容易发生点火,发动机撞击点火速度阈值与装药量的对数成线性关系.     

高能固体火箭发动机冲击燃烧特性研究

为研究高能固体火箭发动机冲击燃烧特性,采用火箭撬平台作为加载装置对高能发动机施加冲击载荷,通过调节火箭撬速度获得不同速度下高能发动机的宏观反应特性;采用热力耦合计算模型对试验过程进行仿真,仿真中考虑推进剂在应力作用下温升引起的自热反应热源,通过计算发动机撞击靶板过程中推进剂内温度变化情况,分析推进剂反应的剧烈程度,判断发动机的反应特性,获得发动机的反应机理. 研究表明高能发动机以不低于100 m/s速度撞击靶板推进剂均会发生点火,点火位置位于发动机内孔;随着撞击速度的增加,点火延迟时间减小.     

固体火箭发动机人工脱粘层最佳深度的获取方法

基于三维线性粘弹性有限元方法,利用MSC/NASTRAN有限元分析软件,以某含伞盘的星形与圆柱形组合药型的发动机为例,对温度载荷作用下发动机前人工脱粘层的深度进行调整．通过建立各种脱粘层深度发动机的三维有限元模型,计算在温度载荷作用下脱粘层不同深度时伞盘最大Von Mises应变值．根据最大Von Mises应变变化的规律,结合生产实际找出人工脱粘层的最佳深度．     

固体火箭推进剂侵蚀燃烧动态实时测试方法

该文描述了一种固体火箭推进剂侵蚀燃烧的测试方法，将被测推进剂试件置于一特殊结构的发动机中，当发动机点火后，实验发动机中的气体发生器产生高速气流，经过渡段流入试验段使推进剂试件点燃，试件的燃烧是沿燃烧表面的法向进行的。通过安装在试验段的石英窗，用固态图像传感器对燃面的退移进行光电转换，所输出电信号由计算机进行采集和处理，可以得出推进剂随时间变化的燃速曲线及侵蚀函数。     

大长径比固体火箭发动机旋转发射过程装药结构完整性分析

以某防空导弹大长径比双推力固体火箭发动机装药为研究对象,为全面分析导弹旋转发射出筒过程中承受的各类载荷,采用基于三维黏弹性有限元法,对发动机点火出筒过程应力-应变场进行了数值计算. 结果表明,内压载荷、轴向过载及角加速度过载是影响装药结构安全的主要载荷因素,装药的凸台后端面是危险部位,悬臂段的轴向过度伸长可能造成通道阻塞现象,可引发内压剧升甚至壳体破坏的危险. 提出改进装药工装,防止微裂纹的出现;设置有效的装药悬臂段固定支撑机构;优化发动机燃气通道燃通比等方法优化发动机结构.      

含内聚空洞的固体发动机药柱结构完整性分析

为评估固体发动机药柱含内聚空洞时的结构完整性，通过在药柱后部不同应变梯度的部位设置不同直径的内聚空洞，基于三维黏弹性有限元分析方法，计算了在燃气内压和轴向过载作用下发动机的应变场。由不同直径内聚空洞的最大Von Mises应变值随着直径变化的规律及最大Von Mises应变准则判断出内聚空洞位于药柱不同位置时允许的最大直径。     

大长径比自由装填式固体发动机温度载荷响应分析

以某自由装填式发动机为例,采用三维粘弹性有限元方法,获取不同长径比发动机药柱在高温（＋60℃）和低温（-40℃）时的结构响应,探讨不同长径比自由装填式固体火箭发动机药柱在温度载荷作用下的位移、应力和应变场变化规律。研究结果表明,对自由装填式固体火箭发动机长径比对位移场的影响最为显著,长径比分别为14.5和8.0时,发动机药柱的最大轴向位移高温时减小44.1%、低温时减小43.9%。大长径比自由装填式固体火箭发动机重点关注点火具安装及药柱支撑方式设计。     

固体火箭尾焰等离子体特性影响因素数值

为研究固体火箭尾焰等离子体分布特性,采用CFD方法对不同工况下某型号固体火箭发动机尾焰进行了仿真,获得了尾焰流场温度及压强分布,并采用等离子体浓度模型计算了尾焰等离子体浓度分布。在此基础上,对尾焰等离子体频率进行了求解和分析,得到了其在尾焰轴线方向上的变化规律。分析结果表明,火箭尾焰等离子体特性对推进剂中Al含量的依赖性很高,随着推进剂中Al含量增加,尾焰温度升高,燃气电离度增加直至成为等离子体,尾焰等离子体区域范围增大;随着飞行高度的增加,尾焰等离子体区域位置后移。     

火箭尾焰等离子体浓度分布数值计算

在火箭尾焰电磁波衰减影响研究中,需要了解火箭尾焰流场等离子体浓度分布.使用数值方法计算了固体火箭尾焰流场参数,应用等离子体浓度计算模型,对火箭尾焰流场等离子体浓度分布进行了数值计算,并对仿真计算结果进行分析,为研究穿越火箭尾焰电磁波干扰提供研究数据.