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固体火箭技术

北大核心

CSCD

CSTPCD

Journal of Solid Rocket Technology

本刊系中国航天科技集团公司第四研究院和中国宇航学会固体推进专业委会合办的专业性学术期刊。它以展示我国固体火箭技术的成果和应用水平，促进技术交流和发展为办刊宗旨，主要刊登固体火箭及相关专业领域的学术论文、研究报告等，分固体火箭总体技术；发动机；推进剂；材料工艺；测控技术五个栏目。

发文量：2740
被引量：1136
H指数：3
开始收录时间：-
CNKI综合因子：-
维普期刊影响因子： 0.72
万方期刊影响因子：-
创刊时间：-

国内刊号/CN：61-1176/V

国际刊号/ISSN：1006-2793
发行周期：双月刊

邮发代号：-
主管单位：中国航天科技集团公司

主办单位：中国航天科技集团公司第四研究院中国宇航学会固体推进专业委员会

固体火箭技术-联系信息

主编：何晓兴
电话：029-83603254
邮箱：gthjjs@163.com
地址：西安市120信箱
邮编：710025

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固体火箭技术 >2023年第5期

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共4384条结果

1.固冲发动机补燃室冷流掺混效果与燃烧效率对比研究
- 霍东兴;何国强;陈林泉;刘霓生;叶定友;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第5期
摘要：在燃气参数相同的条件下,定量分析了多种空气进气形式下的冷流掺混效果和燃烧效率,对其反应流场进行模拟,得到各自的燃烧效率曲线.通过掺混效果和燃烧效率的对比研究,结果表明,冷流掺混效果并不能完全反映二次燃烧效率,原因在于冷流流场分析仅考虑了纯气相流场的掺混效果,而未考虑两相流作用;金属粒子滞留时间对燃烧效率有很大影响.研究结果还表明,提高补燃室燃烧效率,除改善掺混效果外,还应设法延长金属粒子滞留时间.
2.小型固体火箭发动机尾部点火器设计方法
- 张秋芳;王宁飞;田维平;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第5期
摘要：以尾部点火装置安装位置为分类方法,以点火装置燃烧产物与发动机装药的不同换热方式为基础,对典型的小型固体火箭发动机的尾部点火设计方法和设计中需要重点考虑的问题作了较为全面的介绍.以某型号发动机尾部点火设计为研究对象,对点火序列设计、点火药量的估算、喷管堵片的设计方法进行了阐述.通过调整点火药量、喷管堵片设计状态,使点火压强逐步提高,解决了发动机研制初期出现的点火延迟、不点火等技术问题.
3.缠绕管件轴压强度的数值分析与实验研究
- 彭超义;肖加余;曾竟成;杜刚;江大志;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第5期
摘要：以Tsai-Wu准则作为铺层失效判据,用三维有限元法研究了缠绕角度和环向缠绕层含量对炭/环氧管件轴压强度的影响规律.用Boltzmann方程对有限元分析结果进行了数据拟合,得到轴压强度关于缠绕角的计算式.通过拟合公式计算了22°、35°、48°和61°共4种随机缠绕角的管件轴压强度,并对这4种缠绕角度的管件及其具有部分环向缠绕层的管件进行了轴压强度实验.实验结果验证了数值分析结果是可靠的.
4.预制体结构对C/C喷管出口锥材料力学性能的影响
- 张晓虎;李贺军;郝志彪;崔红;嵇阿琳;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第5期
摘要：设计了3种用于制备喷管用C/C出口锥材料的炭纤维增强预制体,即炭布铺层骨架(P型预制体)、炭布叠层原位针刺骨架(N型预制体)、炭纤维整体编织骨架(B型预制体),并对比研究了预制体结构对C/C出口锥材料力学性能的影响.结果表明,对同密度水平的C/C出口锥,用P型预制体制备的C/C材料的层剪强度最低,N型预制体制备的材料的层剪强度最高,B型预制体制备的材料的层剪强度居中.3种预制体制备的C/C材料的高温弯曲性能差别不大,N型预制体结构更适合于C/C出口锥材料的制备成型.
5.基于RTR技术的绝热层烧蚀实时测量试验
- 王希亮;何国强;李江;陈剑;刘洋;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第5期
摘要：发展了一种基于X射线实时诊断技术(RTR)的绝热层烧蚀实时测量方法,对高浓度颗粒流冲刷条件下绝热层瞬时烧蚀率进行了测量,成功获得了强冲刷条件下绝热层表面烧蚀退移过程的序列图像.结果表明,不同时刻凹坑最低点的位置沿试件长度方向变化,其连线近似与气流的冲刷方向平行;通过图像处理获得了瞬时烧蚀率和平均烧蚀率随时间变化的数据,结果显示试件烧蚀凹坑最低点处烧蚀率在开始时迅速增大,到达峰值后开始下降,并逐渐趋于平缓.该结果可为绝热层烧蚀机理研究提供依据.
6.中温硫化三元乙丙橡胶绝热层配方研究
- 凌玲;张劲松;何永祝;朱学文;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第5期
摘要：介绍了中温(80 ℃)硫化三元乙丙橡胶(EPDM)绝热层的各项性能,考察了促进剂种类对EPDM硫化特性的影响.结果表明,二硫代氨基甲酸盐类促进剂对中温硫化EPDM的硫化促进作用最好,该中温硫化EPDM绝热层的本体性能与高温硫化胶相当,且综合性能优良;发动机壳体修补工艺试验结果表明,配方性能和工艺性能均满足发动机修补要求.
7.跳跃式导弹弹道设计与优化
- 张永军;夏智勋;孙丕忠;赵建民;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第5期
摘要：详细介绍了跳跃式导弹的概念及其特点,并针对某二级导弹(一级为固体火箭发动机,二级为间隔可调双脉冲固体火箭发动机),根据跳跃式导弹的飞行特点,提出了一种飞行程序角的设计方法,给出了飞行程序角的表达式,并建立了跳跃式弹道优化模型.在跳跃式导弹概念设计阶段,在总体参数给定的情况下,弹道的设计与优化能最大限度地提高导弹的性能,利用混合遗传算法对跳跃式导弹弹道进行了较详细全面的设计与优化,并作了比较.结果表明,该方法适用于跳跃式导弹方案论证和初步设计.
8.导弹轨姿控舱体的强度分析
- 相升海;张平;李世鹏;方蜀州;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第5期
摘要：借助NASTRAN和PATRAN有限元分析软件,对承受多种加载方式的导弹轨姿控舱体进行了有无补强措施对比的强度分析.计算结果表明,轨姿控舱体设计的安全系数高;采取施加压紧盖的补强措施后,可分别使轨姿控舱体的最大应力值和最大变形量约降低到原值的1/2.试验结果证明,这种计算分析方法有效、可靠.
9.聚对苯撑苯并双噁唑(PBO)纤维制备及性能研究
- 宋元军;黄玉东;林宏;王卓;黎俊;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第5期
摘要：采用4,6-二氨基间苯二酚(DAR)与对苯二甲酸(TPA)缩聚的方法制备PBO聚合物溶液,在180～200 ℃使聚合物形成液晶态,利用干喷湿纺制法制备纤维.采用DSC、Raman及XRD等方法对纤维进行表征.制备的纤维与商品纤维相比,具有相同的结构和热性能,但表面形貌和强度有差异;两种纤维具有6个相同的主要Raman光谱带,但制备纤维的峰面积较小.制备的PBO纤维热降解温度达650 ℃,热牵伸处理可使纤维的模量提高至240～300 GPa.
10.固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的建模及特征研究
- 屠秋野;陈玉春;苏三买;蔡元虎;蹇泽群;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第5期
摘要：建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数学模型,提出了燃烧室燃气与空气配比的关系,分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温和涡轮落压比对燃烧室油气比的影响,以及固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计特点.基于涡轮压气机功率平衡条件、静压相等的掺混条件和尾喷管流量匹配条件,建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的非设计状态数学模型.
11.随机轨道模型在喷管两相流计算中的应用
- 刘静;徐旭;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第5期
摘要：应用随机轨道模型对喷管内气-固两相流动进行了数值模拟,结合实验测量结果对使用随机轨道模型和确定轨道模型两种方法的计算结果进行了对比分析,研究了不同固相参数(固相质量比和粒子平均直径)下的固体火箭发动机喷管性能.研究发现,随机轨道模型对实际流动现象的模拟优于确定轨道模型,随着固相质量比和粒子平均直径的增加,喷管两相流损失增加,冲量系数下降.
12.固体火箭发动机药柱点火过程结构可靠性的响应面法
- 张书俊;任钧国;吴志桥;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第6期
摘要：结合响应面法与数值模拟方法,分析了药柱的结构动态可靠度.针对固体火箭发动机药柱有限元分析计算量大的问题,根据少量的试验点设计响应面,同时采用拉丁超立方(LHS)技术提高抽样效率,考虑药柱材料参数的随机性,引入极小化变换方法,计算了固体火箭发动机药柱结构的动态可靠度.结果表明,该方法精度较高、通用性强,能够满足工程应用的要求.
13.基于固体火箭发动机耗尽关机的混合轨道自适应制导方案研究
- 康建斌;赵建亭;王明海;赵久奋;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第6期
摘要：针对固体火箭发动机在指令关机后存在量级小但顽固的后效冲量及推力偏差大等问题,提出了将速度增益制导(VIC)、末速匹配修正二者结合的混合轨道自适应制导方案.通过Lambert定理给出了VIC方案中需要速度的计算模型,并采用非线性的推力矢量控制(TVC)方法分析了增益速度的导引算法.为了克服固体发动机关机后仍存在量级小但顽固的后效冲量问题,并更有效地实施机动变轨,通过预测推进剂的剩余能量,并结合VIC的计算模型,建立了以增益速度匹配当前固体推进剂耗尽时产生的可能速度增量、并直至发动机自然耗尽的末速匹配修正方案.初步仿真结果表明,该制导方案具有更大的可伸缩性和广泛用途.
14.固体火箭发动机药柱裂纹灌浆修补技术研究
- 王明鉴;谢丽宽;邢耀国;杨永忠;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第6期
摘要：采用灌浆修补技术对固体火箭发动机药柱裂纹进行了修补,对修补区域药柱的力学性能、能量特性和燃烧性能进行了测试试验,并对发动机修补端面燃面推移规律和发动机内弹道进行了仿真,分析了发动机和修补区域的结构完整性.试验和计算结果表明,发动机装药裂纹灌浆修补法有效.
15.固体发动机捆绑式加压成型装药工艺研究
- 苏昌银;姚谦;史旭辉;张云;王京伟;朱号锋;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第6期
摘要：对固体发动机1次6发捆绑式真空浇注加压成型的装药工艺技术进行了研究.采用药浆流过封闭连续流场,以增加压差,推动药浆流动,克服流场阻力等技术,设计出分离气路、药浆物料流路的新型浇注系统,用于122 mm发动机装药批量生产.经发动机药柱整形、药面表观检查和地面热试车抽试考核表明,采用该装药工艺成型的发动机性能质量良好.
16.PET/N100粘合剂体系固化过程FTIR研究(Ⅱ)——TIR的动力学研究
- 王晓红;金水铭;张皋;刘子如;张伟;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第6期
摘要：结合3种经典的非等温动力学处理方法对加热原位池/FTIR联用技术获得的PET/N100固化反应的数据(TIR曲线)进行了动力学研究,获得了该固化反应的动力学参数,建立了研究固化反应的TIR法.结果表明,积分法、微分法和等转化率法3种动力学参数处理方法获得同一体系不同试验条件下的动力学参数基本一致,从线性相关系数r比较,积分法优于其它两种方法.PET/N100粘合剂体系的固化反应机理函数符合g(α)=-ln(1-α),为一级反应,TIR法能很好地用于固化反应动力学的研究.
17.短切炭纤维/酚醛树脂胶粘剂的配方研究
- 刘毅佳;郑亚萍;崔红;刘红林;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第6期
摘要：为确定最佳组分含量,采用正交实验法对"酚醛树脂(PF)+纳米SiO2粉+石墨粉+ZrO2粉+短切炭纤维"胶粘剂体系进行了配方研究,并探讨了组分含量对胶粘剂性能的影响.得到的最佳配方为"PF+2%纳米SiO2粉+1%石墨粉+1%ZrO2粉+4%短切炭纤维",其对石墨材料的粘接强度达11.6 MPa,胶粘剂本体线烧蚀率为0.058 mm/s,质量烧蚀率为0.0732 g/s.胶粘剂可进一步用于粘接修复C/C复合材料喉衬构件的工艺缺陷.
18.不同增强体C/C复合材料韧性研究
- 程文;嵇阿琳;李铁虎;刘建军;张晓虎;庞立群;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第6期
摘要：研究了编织C/C复合材料、针刺C/C复合材料和毡基C/C复合材料室温、高温的断裂韧性,以及3种不同增强体C/C复合材料的冲击韧性.研究发现,C/C复合材料的高温断裂韧性高于室温,其中针刺C/C复合材料的断裂韧性值最高.编织C/C复合材料的抗冲击性能表现出强烈的各向异性,针刺C/C复合材料抗冲击性能优于毡基C/C复合材料.
19.固体火箭发动机药柱不可压和近似不可压三维分析
- 田四朋;雷勇军;李道奎;唐国金;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第6期
摘要：基于不可压和近似不可压粘弹性有限元法,对固体火箭发动机药柱进行了三维分析.首先从Herrmann泛函出发并结合对应原理,导出了适用于不可压和近似不可压粘弹性材料的本构关系,然后根据虚功原理,建立了三维问题的粘弹性增量有限元列式,最后对弹性约束的圆柱形中孔药柱进行了不可压和近似不可压分析.结果表明,该方法可用于泊松比接近甚至等于0.5的粘弹性问题计算,尤其适用于固体推进剂药柱的结构分析.
20.固体火箭发动机轴向冲击响应有限元分析
- 张燕琦;徐秉恒;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第6期
摘要：对固体火箭发动机固有频率和模态进行了分析,用大质量法将轴向加速度冲击载荷转化为轴向力载荷对模型进行加载,计算了固体火箭发动机的轴向冲击响应,并与试验结果进行了对比分析.计算结果与试验吻合,说明大质量法加载可行.发动机壳体应力较其他部位大,但远未达到强度极限,药柱应变比其他部位大,但数值很小.
21.2-氯-4,6-二硝基-1,3-苯二酚萃取热力学研究
- 史瑞欣;黄玉东;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第6期
摘要：采用萃取平衡实验法,研究了用有机溶剂萃取水相中2-氯-4,6-二硝基-1,3-苯二酚的萃取热力学性质.考察了选用乙酸乙酯作萃取剂,苯、甲苯、环己烷和正庚烷作稀释剂时对萃取水相中2-氯-4,6-二硝基-1,3-苯二酚的影响.结果表明,萃合物的结构与稀释剂的种类有关,并且2-氯-4,6-二硝基-1,3-苯二酚在有机相中的分配系数随稀释剂介电常数的增大而增大.通过研究温度对萃取过程的影响,证实了乙酸乙酯从水相中萃取2-氯-4,6-二硝基-1,3-苯二酚的过程是一个放热过程,表观热效应ΔH=-10.088 kJ/mol.
22.低密度聚乙烯的热解试验研究
- 张研;汪亮;孙得川;卢鑫;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第6期
摘要：通过热重法(TG)和差示扫描量热法(DSC)研究了低密度聚乙烯(LDPE)燃料的热解反应,采用裂解气相色质联用(PyGC-MS)实验装置研究了热解产物分布随温度的变化趋势,得到了LDPE燃料的热解特性.结果表明,LDPE的热解反应为动力学一级反应;热解产物成分浓度随热解温度的升高而变化.
23.纤维缠绕圆环压力容器设计分析
- 陈汝训;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第6期
摘要：基于网格理论,得到了纤维缠绕圆环压力容器在内压作用下的平衡方程.求解方程,得均衡缠绕角和纤维厚度都是平行圆半径R的减函数,即圆环外缘最小;纤维应力是R的增函数,即圆环外缘最大.利用最大应力强度准则,得到了单一螺旋缠绕及螺旋加环向缠绕圆环压力容器爆破压强的计算式.为了使计算的爆破压强与实际结果相符合,纤维发挥强度的选取必须由模拟试验确定.
24.激光等离子体微推力器的发展及热点问题
- 崔村燕;洪延姬;陈景鹏;王军;何国强;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第6期
摘要：激光微推力器在航天器的轨道调整、引力补偿、位置保持、轨道机动和姿态控制等方面存在巨大的潜在优势.对近年来激光等离子体微推力器的研究和发展进行了较全面介绍,并详述了激光等离子体微推力器发展过程中的几个热点问题,包括激光等离子体微推力器的工作模式和工质的选择、推力单元结构设计、微型激光器和微推力测试方法的研究与发展现状.通过对比分析,给出了目前所研究的激光等离子体微推力器的优缺点,为国内研制激光等离子体微推力器提供了一些有益参考.
25.一种新型滑撬用针刺C/C复合材料制备与性能研究
- 苏红;姚冬梅;闫联生;李崇俊;赵景鹏;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第6期
摘要：研制一种新型滑撬用低成本"铺层-针刺"C/C复合材料,分析了其力学性能、热学性能和微观结构,并与现有国外滑撬用C/C复合材料进行了比较.结果表明,研制的C/C复合材料的力学性能、热性能优良,其层间剪切强度、压缩强度和冲击强度分别达到26.98 MPa、255.8 MPa和361.06 J/m,与国外同类材料相比,分别高96.4%、80.1%和262.2%,热导率提高约50%,线胀系数降低约60%以上,有效提高了抗热震性能和高温工作的可靠性.
26.固体火箭发动机燃烧室结构径向振动与内弹道性能的耦合计算
- 李亮;鲍福廷;孟伟;和兴锁;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第6期
摘要：研究了由推进剂药柱和壳体组成的燃烧室结构径向振动对发动机内弹道性能的影响.在一维非定常内弹道方程中,分别考虑了结构径向振动对内弹道方程和燃速的影响,研究了在给定燃烧截面内,由于燃烧室压强变化引起的结构径向振动.据弹性力学理论和振动机理,得到了简化的等效径向振动方程;对内弹道和结构径向振动进行了耦合计算,分析表明当内弹道出现周期性的压强振荡时,会引发与结构径向振动之间的耦合作用,使得燃烧室压强振荡振幅上升一个量级,对发动机的工作安全产生危害.
27.0.1 kW微波等离子体推力器的试验与数值研究
- 刘俊平;毛根旺;唐金兰;杨涓;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第6期
摘要：主要对0.1 kW微波等离子体推力器进行了地面试验和数值模拟研究.试验研究分析了影响推力器效率的因素;数值研究通过采用SIMPLE方法求解了N-S方程和采用FDTD方法求解了Maxwell方程,分析了影响谐振腔内等离子体参数的因素.结果表明,微波功率、工质种类和质量流率是影响谐振腔效率的主要因素,而等离子体参数则主要受微波功率的影响.%Experimental and numerical studies on 0.1 kW microwave plasma thruster were presented. and the factors which affect the efficiency of thruster were experimentally investigated. The factors affecting the parameters of plasma in cavity were analyzed by solving N-S equations with SIMPLE method and Maxwell equations with FDTD method. The conclusion shows that microwave power,propellant kind and mass flow are the main factors that affect the efficiency,and plasma parameters are affected by microwave power mainly.
28.飞行器固体火箭助推器设计优化方法比较
- 李晓斌;熊波;王中伟;张为华;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第6期
摘要：综合考虑飞行器总体设计约束、轨道设计、气动特性与固体火箭助推器设计间相互影响的情况下,建立了飞行器固体火箭助推器总体/气动/轨道/动力多学科的系统分析模型和设计优化模型.采用传统设计优化方法和多学科设计优化(MDO)方法进行了固体火箭助推器设计优化.结果表明,固体推进单学科的最优设计不等价于飞行器总体多学科的最优设计;与传统设计优化方法相比,MDO方法一次设计优化就可得到满足飞行器总体设计指标的最优设计,得到内外弹道相匹配的助推器最优推力-时间曲线.传统设计优化方法需要飞行器总体和固体推进学科两个设计优化过程不断迭代协调,容易漏掉满足飞行器总体设计指标的最优设计.采用MDO方法,可提高固体火箭助推器的设计质量,大大减少设计迭代次数,从而缩短设计周期.
29.2D C/SiC复合材料阻尼性能研究
- 王炜;成来飞;张立同;徐永东;武文明;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第6期
摘要：测试了CVI工艺制备的2D C/SiC复合材料的阻尼性能,讨论了其阻尼机制,分析了涂层、测试频率和热处理等因素对其阻尼峰的影响.结果表明,2D C/SiC复合材料的阻尼峰值可达1.86×10-2,其阻尼机制主要为微裂纹扩展、增强纤维阻尼及界面阻尼;SiC涂层可大幅度降低2D C/SiC复合材料的阻尼性能,消除阻尼特性曲线上的阻尼峰;2D C/SiC复合材料阻尼峰随加载频率的升高而降低;高温热处理使2D C/SiC复合材料阻尼峰降低.
30.用近红外光谱在线监测炭布/酚醛预浸料的质量指标
- 姜波;黄玉东;李伟;张翔;刘丽;
- 《固体火箭技术》 | 2006年第6期
摘要：用近红外漫反射法对炭布/酚醛预浸料的树脂含量、可溶树脂含量和挥发分含量进行在线监测,通过偏最小二乘法分别建立标准模型,并选择了光谱预处理方法和PLS的因子数.用近红外方法和标准方法对未知样品进行分析,通过t检验结果显示2种方法没有显著差别,利用近红外方法可同时预测3项指标,1 min内就可分析1个样品,在生产过程中可利用近红外分析的结果调解工艺参数.研究表明,近红外分析是控制炭布/酚醛预浸料质量的有效和准确的方法.

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• 中国科学引文数据库（2011-2012）
• 中国科学引文数据库（2013-2014）
• 中国科学引文数据库（2015-2016）
• 中国科学引文数据库（2017-2018）
• 中国科学引文数据库（2019-2020）
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