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固体火箭技术

固体火箭技术

北大核心

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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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共4384条结果
  • 摘要：＜正＞ 为了提供现用几种固体推进剂的安全措施和操作情况,我们对热、冲击及摩擦惑度进行了研究并做了归纳。用 HMX 或 RDX 改性的双基推进剂,一旦其含量超过百分之二十五,那么对于雷管的起爆将具有与 TNT 同等的感度,为了指出并阐明有关固体推进剂着火机理的几种理论以及推进剂的着火性能与热流束的关系,我们列举了几个实验结果。
  • 摘要：浇铸时未固化的复合固体推进剂的流动特性是十分重要的,因为它直接关系到发动机装药的完整性。增加推进剂的固体含量,可以提高能量特性,却导致药浆的流动性变坏。固体含量高的推进剂呈现非牛顿假塑性流动特性,即表观粘度依赖于剪切应力,以及随着未固化推进剂存放时间的增长,假塑性也增加。本文介绍了在 NASA 主办下进行浇铸研究的一些情况。对浇铸过程中剪切应力的三个明显不同区域和每一区域中推进剂的流动特性,进行了讨论。叙述了推进剂组分和工艺条件的变化对表观粘度的影响和浇铸过程中形成药柱缺陷的有关流变性能的实验结果。
  • 摘要：老化研究的重要性是由于评定推进剂的安全期而引起的。本文评论的目的是介绍文献中对本课题有用的最新知识的全面情况,包括双基和复合固体推进剂。评论了以下几个课题:1)损坏准则 2)安全期的估价 3)弹道性能变化与分解特性 4)力学性能的变化 5)老化机理。
  • 摘要：＜正＞ 这是AIAA固体火箭委员会主席,锡奥科尔公司享茨维尔（Huntsvillc）分公司的生产处长Richard H.Wall所作的AIAA固体火箭委员会报告。 AIAA固体火箭委员会认为,1978年固体火箭技术上最重要的成就主要是: 1.飞行重量的可延伸喷管进行了全尺寸验证试验。因采用可延伸喷管而节省的空间能显著地提高系统的性能。例如,它能明显地增加先进洲际弹道导弹的射程。 2.用三向编织碳/碳材料作成的整体喷喉进行了全尺寸试验。这种三维设计提高了可靠性、降低了烧蚀率。
  • 摘要：＜正＞ 一、前言利用已有的理论、经验和半经验公式,对初步设计的发动机进行性能予示,即对压力—时间曲线,推力—时间曲线和比冲,总冲等数据进行予算是非常需要的。资料在过去研究的础基上,进一步发展了予示方法和计算机程序,并得出予示的比冲在±2%,推力和总冲在±5%精度范围内的结果。本文基于介绍的基本方法并参考有关资料,叙述对固体发动机适用的性能予示方法。
  • 摘要：最佳多级固体火箭飞行器的设计是复杂的,因为它受到很多设计参数的控制,并受到现有技术和系统要求两者的约束。可以研究飞行器性能对发动机设计的敏感性,并导出一组描述飞行器的设计参数,而此飞行器对于特定的准则已最佳化了,如最高的性能或最低的成本。这种飞行器的研究表明,成本和性能对单个火箭发动机设计是敏感的。本文叙述在现有技术条件下有一套特定要求的最佳飞行器的设计方法,并且受到诸如成本、重量、几何形状、射程或有效载荷的约束。本最佳化是发动机和飞行器所有设计细节的规程,它由下述过程完成:设计单个发动机,将它们组装成飞行器,研究飞行器的性能并系统地修改发动机和飞行器的设计以得到最佳结果。这由准确地设计并组装一套协调的部件成为一台发动机的自动程序来完成。飞行器的所有发动机是序贯设计的,并以联接的级间结构、有效载荷、电缆管道和控制装置组成一个完整的飞行器说明。至于满足系统要求的飞行器的无限性,单一的最佳飞行器是所希望的。有一组设计参数满足所有约束条件以及使一些性能因子,如成本、重量、长度、射程或发射重量达到最大值或最小值。本文概述了完成此过程的方法。
  • 摘要：本文是评论MX导弹喷管先进材料的三篇文章中的第二篇。第一篇文章于1977年4月在SAMPE季刊中发表（译文见“固体火箭技术”1978年第二期第99—105页）,综述了MX导弹喷管对材料的要求,叙述了石墨材料的结构、性质和性能之间的关系。本文继续对MX的第一级和第二级发动机喷管所用先进材料进一步进行评价。
  • 摘要：＜正＞ 绪言: 众所周知,在晶体上施加外力时,其电导率变化的性质为压电电阻效应。在实用方面,其有用的特性大体上都可以从金钢石或者闪锌矿结构的半导体中看到。这种效应依赖于外力,使其传导频带或价电子波段的能量状态发生变化,其结果可以作为载流子的分布和迁移率的变化来给予解释。另外,对显像论而言,在应力的小范围內,电阻系数变化率△q/q与应力可以用比例关系表达,其比例常数π称为压电电阻系数。
  • 摘要：这是评论MX导弹喷管先进材料的连载第三篇文章。根据空军系统司令部的空间导弹系统组织的F07401—73—C—04223合同,航空喷气固体推进公司进行了本文所述的工作。计划包括喷管设计的选择和要求满足MX ADP（Advanced DeveloPment Program）目的的有关技术。本文概述了材料筛选试验、阐述选择材料的原则、所选择材料的性能、缩比尺寸喷管点火试验的结果和用于全尺寸试验的石墨喷管部件的说明等。
  • 摘要：喷管形状结构对固体推进剂火箭发动机效率和性能会产生影响,这篇文章对这种影响提供了理论分析判断方法。这个理论方法利用比冲（Isp）确定发生在发动机中的流动和热损失。在分析中考虑了由于扩散、摩擦、热、粒子滞后,烧蚀和化学不平衡引起的损失。本文用抛物线、园弧和特征流线方法（MOC）构成喷管形状,对发动机性能进行比较。这些形状的差别是用最佳初始膨胀角和最佳折回角（初始角与出口角之差）来表示,在喷管形状参数（长度和直径）同定的情况下,研究了典型的低空和高空的发动机。这些计算的结果对喷管形状设计给出了有益的理解。研究指出: 第一:最佳初始膨胀角和最佳折回角随型面类型而变化。第二:对于抛物线型、园弧型和特征流线型的喷管,固定形状参数可以得到的最大比冲基本上是相同的。第三:如果喷管不是最佳形状,就出现明显的性能损失。第四:这个理论比冲预测方法能有效地运用到固体推进剂火箭发动机喷管形状设计中去。
  • 摘要：＜正＞ “国外固体火箭技术”是专业性情报刊物。主要报导国外固体火箭发动机方面包括固体火箭发动机研制与设计、固体推进剂、固体发动机所用材料与工艺以及测试技术等方面的新成就、新技术、发展水平及研究动向。为了办好本刊、提高质量、以便更好地介绍国外先进技术与经验,以资借鉴,从而为我国的四个现代化作出贡献。热诚欢迎广大读者踊跃向本刊投稿。现将对译稿的要求和注意事项简述如下: 1.译文务须忠实于原文,如为摘译或综合译述须注明。如原文有误,可在译文中改正,并请附脚注说明。
  • 摘要：本文针对在流场中含有凝态和固态颗粒的最大喷管设计进行了最佳分析。编制一套设计程序,程序中分析一个假定的喷管形状,确定它是否为最大推力喷管,若不是,就用松弛法修正假定的形状,直到获得最大推力喷管为止。参数的研究说明颗粒尺寸、喷管收敛角、喉部曲率半径、颗粒阻力、热传递系数、颗粒与气体质量流量比以及喷管尺寸的影响。
  • 摘要：实际比冲的理论予示方法大家是比较熟悉的.这些方法包括计算由于两相流、扩散、边界层、动能、喷管潜入和不完全燃烧造成的损失。在典型的加铝推进剂中最大的计算损失是两相流损失;由于粒子的大小和分布是不能精确知道的,因此这种计算也就具有最大的不精确性.本文中把由试验数据获得的平均粒子直径与喉径的关系用在固体火箭性能予示程序（SPP）方面,以便予示一系列发动机的推进剂比冲。这些予示与试验结果进行比较。结果指出比冲效率可认为与推进剂的本质有关.此外,试验比冲和比冲效率对发动机和推进剂变量是统计地相关的。这些相关性与较复杂的、较昂贵的理论分析一样准确.除比冲予示外,相关方程在发动机设计最佳化中是有用的。
  • 摘要：提出了予示固体推进剂火箭发动机的比冲和特性速度的分析方法。这个方法强调了二维两相流分析,它是以准确的跨音速解为基础,并且给出金属含量高的推进剂的大部分性能损失。它应用于可忽略燃烧损失和出口锥上无粒子撞击的发动机。以一系列的缩比发动机、全尺寸发动机和5台装有高膨胀比喷管的远地点发动机实验结果为背景,评价了它的有效性。膨胀比在很宽的范围内（从9到92）在予示值和实验结果之间完全一致。从本研究得出结论,提出的这个方法是性能予示的一个很准确工具,并且对高膨胀比喷管的气动力设计和分析很有用,这样的喷管对期待中的未来应用是特别有意义的。
  • 摘要：＜正＞ 前言25年前我国登上固体火箭开发宇宙午台以来,已经发射十多饮人造卫星,特别是以自己的技术制成导弹试飞成功,使我国在飞行器研制方面具有更大的潜在能力。最近应用卫星与大型卫星的计划已加紧进行,纯国产的巨大液体火箭的飞行也为期不远。回顾过去四分之一世纪,从火箭的发展来看,首先以军事为目的研究发展了液体火箭,但是,因为超低温推进剂在准备上很费工夫,发动机结构复杂,价格昂贵,自燃性推进剂的毒性与腐蚀性又很强,所以,现在的导弹几乎以固体火箭所代替。能避开地上和海面的雷达网,并以超低空飞行的巡航导弹不是用液体火箭,而是采用高比重的碳氢燃料（RJ—5）为燃
  • 摘要：本文介绍一种用直接最佳法来设计最大推力喷管型面的方法。用一个二次多项式来模仿具有固定初始膨胀表面的喷管型面。多项式的系数随确定最大推力喷管型面的直接最佳法而改变。考虑三种直接最佳法:多维线坐标研究、最速下降法和牛顿法。提出结果,以便图解说明三种直接法的特点,证明二项式型面产生的推力基本上与用变分法确定的喷管型面所产生的推力是相同的。
  • 摘要：＜正＞ 1、引言为了予测复合固体推进剂的弹道性能,必须要知道推进剂中各组份的粒度或表面积。在塑料型推进剂的制造过程中固体粒子会发生机械破碎,尽管如此,仍发现高氯酸铵的初始表面积与推进剂的弹道性能有关。爆炸物研制公司（ERDE）测量高氯酸铵表面积的作法是采用以空气渗透法为基础的菲希尔（Fisher）筛分机。由于塑料型推进剂中使用的高氯酸铵的比表面积范围通常为1000～9000cm~2/cm~3（0.051～0.46m~2/g）,因此,菲希尔法完全能满足这一要求。为了生产较高燃速的推进剂,爆炸物研制公司最近研究的推进剂配方中含有更细的高氯酸铵（9000～10000cm~2/cm~3）。在端羧基聚丁二烯和端羟基聚丁二烯两种橡胶型推进剂中,即
  • 摘要：加拿大电信局和美国宇航局（NASA）联合研制的通信技术卫星（以下简称 CTS）将于1975年下半年发射。为这一卫星研制的远地点发动机代表了远地点发动机技术中新的发展方向。钛合金壳体、88%固体含量的端羧基聚丁二烯推进剂和轻质喷管使这一发动机获得高性能指标。由于采用隔离式安全发火装置减轻了重量并简化了总体布局。装有远地点发动机的卫星的大量试验,在研制计划初期就已提供了许多必需的数据,以便及时地提供一个可靠的卫星。
  • 摘要：本文讨论了对用于卫星的固体火箭发动机所提出的要求和技术条件的依据。列举了已经采用的典型的技术条件。所讨论的技术条件项目是:总冲、推力值、推力偏心校准、温度、羽流及羽流污染、自旋速度、振动和冲击、重心和平衡。
  • 摘要：意大利斯尼亚粘胶公司和法国“欧洲推进公司”于1973年5月开始联合研制“GEOS”欧洲同步科学卫星的远地点发动机,前者负责计划管理,发动机设计,推进剂和绝热层研制,发动机的装配和试验;后者负责壳体、喷管和点火器的设计、制造和试验。计划于1976年1月完成,将成为欧洲首创的远地点发动机。发动机长1130毫米,直径684毫米,装端羧聚丁二烯推进剂267公斤,壳体材料用 Ti—6A1—4V 钛合金,绝热层用石棉乙丙橡胶,采用半潜入喷管,喉径67毫米,膨胀比37,高密度石墨喉衬,碳布缠绕扩散段。发动机总重303公斤,燃烧室平均压力23公斤/厘米~2,真空最大推力2360公斤,真空比冲286秒,使用温度范围-10℃～+40℃,相应的燃烧时间为51和47秒。研制工作分初步设计、金属件设计,组件鉴定,研制试验,鉴定试验和验收试验六个阶段。研制、鉴定试验中全尺寸发动机试车4发,验收批4发,其中试车2发,交货2发,提出这个报告时,正进行鉴定试验工作,已经取得的试验结果都很好,但研制试验有一台发动机经 X 射线检查,发现装药有缺陷而未进行试车。
  • 摘要：＜正＞ MAGE—Ⅲ是一个远地点固体发动机。由法国、西德和意大利三个国家合作研制。该发动机的总体设计和喷管,点火保险机构等由法国欧洲推进公司承担生产;壳体由西德 M.A.N新工艺研究所承担;推进剂装药和试车由意大利的斯尼亚公司承担。
  • 摘要：为了使正进入鉴定阶段的远地点发动机（TE-M-616）用于广播试验卫星,本文介绍了该新航天飞行器对远地点发动机的各系统及分系统提出的要求。由于加拿大通讯技术卫星和广播试验卫星对远地点发动机在环境和性能要求上有所不同,为了解决此问题,必须使远地点发动机经受住最恶劣的环境。喷管设计以及远地点发动机与航天器的对接都利用现有设计结构。根据对远地点发动机分析的结果,已经表明,若保持安全系数不变,只需要对现在进行的试验计划做一些修改和补充。另一方面,对于航天器提出的技术条件必须进一步审核,以便使新航天飞行器设计有最大可能利用现有的远地点发动机。
  • 摘要：本文讨论了远地点发动机的最佳化问题,同时还评述了进行这种分析所需要的计算工具。这一问题是从材料和工作过程参数来入手解决的。论述了现行的工艺技术水平和新工艺及新材料,说明了材料对最佳参数的影响,以及发动机性能对这些参数的敏感性。举出了一个现行发动机系统最佳化的例子作为示范,并说明如何采用较先进的工艺技术来改进产品性能。
  • 摘要：＜正＞ 1 概述锡奥科尔化学公司 TE-M-616-01固体火箭发动机是通讯卫星的远地点加速发动机,为通讯卫星自椭园形过渡轨道的远地点进入地球同步园形轨道提供所需要的冲量。本文报告的试验大纲是 TE-M-616-01固体火箭发动机研制试验的一部分。目的在于确定真空弹道性能、高空点火特性、发动机各组件结构完整性、发动机及喷管壁温与
  • 摘要：本报告记述了应用技术卫星（ATS）远地点发动机的设计、研制、鉴定和飞行试验。这一远地点发动机用来把 NASA 哥达特航天中心（GSFC）的 ATS 卫星从椭园轨道送入近同步轨道。总体对于燃烧过程中的推力向量和对燃烧前后的动平衡的要求都是很高、很严格的。所以研制阶段中主要问题是制造高精度部件。研制阶段试验中,安排了一系列试车,以进一步确定制造工艺,部件设计以及在模拟发射和宇宙空间环境条件下的发动机生存能力,并确定发动机的初步性能特性。鉴定试验由八发高空模拟试车组成,自旋速率100周/分,药温保持在.5℃或38℃,用来确定发动机准确的性能参数。
  • 摘要：＜正＞ 本卷列出按 F04611—76—C—0010号合同生产 UTP—18,803A 推进剂所得到的全部力学性能和内弹道性能试验数据,共分四章:VolⅡ No.2.0 内弹道性能与力学性能数据及数据的相关性VolⅡ No.3.0 AP 粒度分布VolⅡ No.4.0 15磅标准试验发动机试验数据
  • 摘要：＜正＞ 1.0 绪言先进洲际导弹的设计要求使用比现用导弹系统发动机性能更高的固体火箭发动机。这些高性能的发动机将（1）采用高固体含量的先进推进剂,（2）有较高的火焰温度和（3）在相当高的燃烧室压力下工作。因此,先进发动机的喷管和推力向量控制部件所面临的环境将远比现有系统要恶劣得多。为了正确地评价这些先进设计的性能,必须对这些部件在相当苛刻的工作条件下进行大量的鉴定试验,以便模拟实际应用的情况。为此,空军火箭推进实验室（AFRPL）终于研制了
  • 摘要：＜正＞ 本卷介绍 F04611—76—C—0010号合同“84英寸推进剂药筒与药柱”总结报告的附录。包括浇铸 ELSH 和 CHAR 药柱用的操作方面的资料及交付给 AFRPL 的每个84英寸装药药筒的产品验收方面的资料。本卷共有11个附录,各附录名称分述如下:附录 A ELSH 主要研制项目技术说明书附录 B UTP—18,803A 推进剂生产技术说明书附录 C UTP—18,803A 推进剂生产过程的技术条件附录 D ELSH 装药药筒（部件号 C11479—01—01）的操作与质量记录/综合质量和操作
  • 摘要：《固体火箭技术》期刊为双月刊,国内外公开发行。办刊宗旨坚持"报道固体火箭技术的研究成果,推动学术交流,促进固体火箭技术事业的发展",现为北京大学《中文核心期刊要目总览》来源期刊、武汉大学"中国核心学术期刊(RCCSE)"来源期刊、中科院"中国科学引文数据库(CSCD)"核心库来源期刊、中国科学技术信息研究所"中国科技论文统计源期刊(中国科技核心期刊)"来源期刊;被Elsevier的Scopus数据库、美国化学文摘(CA)、英国科学文摘(SA)、日本科学技术振兴机构数据库(JST)、俄罗斯文摘杂志(AJ)等收录。
  • 摘要：《固体火箭技术》期刊(Journal of Solid Rocket Technology)创刊于1978年,由中国航天科技集团公司主管,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员会主办,中国航天科技集团公司四院四十七所承办,双月刊,国内外公开发行。

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