推进剂

摘要： 内聚力单元是进行推进剂“脱湿”损伤研究的重要手段。通过分子动力学方法构建推进剂高填充比几何模型,结合周期几何和周期边界处理方法,构建推进剂细观有限元分析模型。采用内聚力单元结合PPR内聚力模型开展颗粒和基体黏接界面“脱湿”行为模拟。在单轴拉伸和纯剪试验下分析推进剂细观结构的力学响应,开展推进剂“脱湿”损伤机理研究。针对不同的体分比、应变速率以及内聚强度,开展了“脱湿”损伤影响规律分析。研究方法和研究结论可以为新一代高性能推进剂配方的研制提供有利的参考。

摘要： 1包覆材料及其作用火箭发动机是火箭和导弹的心脏,包覆材料是固体火箭发动机必不可少的重要材料。在固体燃料火箭发动机的装药过程中,需要一种专用的不燃或缓燃物质,对其燃烧面给予一定的限制,有效地控制燃气生成的过程,从而满足一定的推动方案,这种专用的材料就称包覆材料。火箭发动机罩用包覆材料是贴在发动机的内表面,用来隔离推进剂与火箭发动机罩的高聚物复合材料。

摘要： 分析了国内外关于含能材料烤燃试验和烤燃数值模拟的研究进展,主要是炸药和推进剂等烤燃试验研究成果,以及装填含能材料的弹药系统的烤燃数值模拟研究成果。结果发现,小型含能材料烤燃试验技术是目前烤燃试验开展的重点,其中烤燃过程可视化、烤燃响应程度的量化是烤燃试验的关键技术。小型烤燃试验研究结合烤燃数值模拟是评估弹药系统热安全性的重要方法。针对烤燃数值模型的完善(热-机械-化学耦合烤燃模型)是未来的发展趋势。

摘要： 目的 研究圆孔装药固体火箭发动机的慢速烤燃特性。方法 针对装填高能推进剂的固体火箭发动机,建立了二维瞬态慢速烤燃模型。其中AP/HTPB推进剂的化学动力学模型为两步总包反应模型。在升温速率分别为3.6、7.2、10.8 K/h的工况下,进行固体火箭发动机的烤燃数值模拟,并具体分析慢速烤燃工况下固体火箭发动机的传热特性和烤燃着火特性。结果 3种慢速烤燃工况(3.6、7.2、10.8K/h)对应的着火响应时间分别为30.96、22.19、18.70 h,着火温度分别为518.84、518.85、519.59 K。随着慢速升温速率的提高,烤燃着火中心向推进剂外壁面和右侧端面移动,着火区域由椭圆形变为半椭圆形。结论 在圆孔装药的固体火箭发动机的慢速烤燃过程中,前期主导推进剂温度变化的是外界热传导,后期则是由推进剂的自热反应主导。

摘要： 目的针对某火箭弹发动机推进剂加速退化试验数据,建立性能参数退化模型,分别基于最大伸长率和最大抗拉强度等不同参数,计算推进剂的激活能和不同温度下的加速因子。方法建立基于退化轨迹的性能参数退化模型,对发动机推进剂进行加速退化试验建模,利用最小二乘法计算性能变化参数,利用阿伦尼斯模型计算加速模型的参数,并得到激活能和加速因子。结果针对推进剂加速试验数据,给出推进剂激活能和不同温度下加速因子的计算方法。采用基于退化轨迹的性能参数退化模型,可有效评估推进剂的寿命。结论该方法可有效地对推进剂加速试验数据进行建模,给出激活能和加速因子,更能反映推进剂的寿命特征,为寿命评估提供支撑。

摘要： 2022年又是世界运载火箭家族新秀频出的一年。美国航天发射系统(SLS)推迟数年后将进行首飞,其他一些由于疫情影响而研制进度推迟的大型运载火箭也将首飞。而各种商业小运载火箭和液态甲烷推进剂首次成为轨道级发射燃料,更赋予了这一年特殊的重要性。当然,最值得期待的仍然是“星舰”的首次轨道级试飞。

摘要： 航天器在地面贮存或运输过程中,若发动机推进剂发生泄漏,将直接危害人员安全、造成设备产品的极大损失。为保证生命财产的安全,开展了一种新型高可靠推进剂泄漏监测技术开发及相关装置研制,用于对航天器固体发动机推进剂泄漏情况及其他辅助性参数进行实时监测。

摘要： 为了解决目前推进剂制备过程中的装卸模过程存在的安全性差、现场操作人员多、劳动强度大等问题,文章研制了一套自动装卸模系统。该系统在不改变当前推进剂制备方法的前提下,实现推进剂装卸模全过程的自动操作,减少了人工的参与,提高了生产过程的安全性与效率。

摘要： 针对双模式离子液体推进剂在真空环境下的化学推进模式展开实验研究。制作了可光学观测模型发动机,搭建了真空舱实验平台,然后采用高速相机、热电偶结合压力传感器以及烟气分析仪等测量方法,研究了1~4 mL/min流量工况下推进剂在模型发动机中的催化点火特性,对其着火和燃烧过程有了直观深入的认识,分析了过程中催化床不同深度位置的温度变化和真空舱内的压强变化,同时得到了主要生成气体产物的组分及其相应的浓度值变化情况,这对于深化双模式离子液体推进剂化学推进工作模式下物理机理的理解具有重要意义。

摘要： 纳米碳具有比表面积大、安全钝感、燃烧产物绿色无污染、与反应物接触面积大及易改性等优点,在调节高能炸药、推进剂、铝热剂等含能材料性能方面具有一定优势。本文总结了纳米碳对含能材料的分解特性、感度、力学性能、燃烧性能的影响、以及其用于含能材料检测、吸附、降解方面的应用进展。分析了典型纳米碳,如纳米金刚石、富勒烯、纳米碳纤维、碳纳米管和石墨烯在含能材料改性中的作用机理,并指出纳米碳在含能材料应用中存在的问题,提出未来的发展方向:(1)优化纳米碳制备工艺,解决纳米碳成本高、易团聚和批次差异较大等问题;(2)扩大纳米碳应用范围,探究洋葱碳等新型纳米碳结构以及改性纳米碳对含能材料性能的影响;(3)根据特定环境与纳米碳调节机理,优化纳米碳在含能材料性能提升中的应用条件。

摘要： 本文针对固体火箭发动机中的不稳定燃烧问题,对推进剂的粒子阻尼计算方法进行研究,给出了粒子阻尼的影响因素,同时开展了相关试验对燃烧产物粒度及燃烧稳定剂对不稳定燃烧的影响进行了分析.研究发现,推进剂燃烧产物的粒度是影响不稳定燃烧的一个主要因素,通过试验验证了添加燃烧稳定剂增加发动机的粒子阻尼对发动机的燃烧稳定性有积极的作用.

摘要： 大型固体发动机固化降温等所引发的贮存载荷较为严重,复杂的装药结构导致装药内部的应力/应变场也是不均匀的.非均匀贮存载荷的长期作用会引起药柱的力学性能的分布不均匀.基于此,本文提出基于推进剂力学性能非均匀性的装药结构完整性分析方法.仿真结果显示:考虑推进剂装药力学性能非均匀性与否,对装药结构完整性分析结果影响较大.以本文研究模型为例,在仅考虑因贮存载荷而引起的推进剂装药最大延伸率分布不均匀时,装药结构完整性计算结果差异较大,装药结构完整性的安全系数随应变敏感系数正相关.推进剂装药力学性能非均匀性对固体火箭动机药柱结构完整性寿命有着显著的影响.对于本文研究的固体火箭发动机药柱,当不考虑推进剂装药力学性能非均匀性时,其结构完整性寿命为30年;当以应变敏感系数为2.94来标定其力学性能的非均匀性时,其结构完整性寿命为42.7年;当应变敏感系数为-2.94时,为0年.

摘要： 本文介绍了一种用于液体推进剂泄漏检测的多通道自动巡检装置,可以实现大气环境中微量推进剂含量的自动检测,及时发现安全隐患.该自动巡检装置采用远距离取样、检测通道自动切换的方式实现不同泄漏点的推进剂浓度含量自动巡检,具有检测通道多、检测距离远、响应时间短、检测灵敏度高、操作简单等特点.适用于液体推进剂生产、贮存、运输和使用过程中的泄漏情况实时监测.

摘要： 航天器姿态机动过程中,推进剂在表面张力贮箱内晃动,对航天器的姿态控制形成干扰.由于姿态机动过程表面张力贮箱内的推进剂处于以表面张力为主导的微重力环境,其动力学特性能否采用成熟的小幅晃动理论进行描述值得商榷.为明晰航天器姿态机动过程表面张力贮箱内的推进剂行为,本文基于计算流体力学方法,建立了表面张力贮箱模型,分析了推进剂在表面张力贮箱中的气液平衡状态,获得了推进剂的晃动动力学特性.

摘要： 根据推进剂加注的特点,设计了一套全自动加注监控系统,介绍了系统的硬件设计、软件设计,重点论述了基于Step7/WinCC/Flash/Flexible开发的PLC软件、IPC软件、TY软件和OP软件等各配置项软件的设计和具体实现.该监控系统在调试、使用中运行良好,很好地满足了推进剂加注监控的自动化和稳定可靠的要求.

摘要： 推进剂是确保航天器正常运行的动力来源,需要使用密封容器进行贮存,发生泄漏后将严重影响航天器的工作性能,航天任务中开展推进剂泄漏检测是一种提高可靠性的有效手段.本文从航天任务中常用的常温液体、低温液体、气体等三种推进剂的特点出发,介绍了航天用推进剂泄漏检测需求分析、常用泄漏检测量方法分析,以及泄漏测量设备的校准分析分析等内容,分析了不同泄漏测量方法的适用场合和国内外研究进展,比较了不同校准方法的优缺点,为我国后续航天用推进剂泄漏检测技术研究重点提供参考.

摘要： 嵌金属丝发动机是一种利用金属丝高导热性的特点,提高金属丝附近推进剂的温度,提高该处推进剂的燃速,形成锥形燃面,使得燃烧面积增大、推力提高.本文从设计角度出发,对嵌金属丝推进剂设计过程进行了总结,对设计过程中的关键问题进行了研究.设计平衡段时,为了达到发动机预定推力,需要对金属丝和配方进行组合,理论上应该优先选择低翻倍率和高基础燃速的组合;药柱的直径和嵌入金属丝的数量有关,直径较大的药柱嵌金属丝越多;排布合理的金属丝可以缩短起始段时间,文中对金属丝的多种排布方式进行了燃面模拟,通过对比,同心圆多圈排布可以较好的覆盖药柱截面,在缩短起始段时间上有一定的优势;针对初始燃面的设计,也比较了多种燃面造型的特点,结果发现,端面金属丝处开锥孔是最好的增大初始燃面方法,减小了起始段肉厚的同时增加了初始燃面,端面开槽没有减少起始段肉厚,但增大了初始燃面,效果最差的是侧面不包覆法,增大了初始段肉厚;还有一种是燃面组合法,将一种减面燃烧的药型和嵌金属丝药型进行组合,组合的燃面通过合理的设计可以彻底消除起始段的影响.

摘要： 甲烷作为一种高效、清洁的燃料,在三组元火箭发动机中有着广泛的应用前景.本文针对液氧/液氢/甲烷三组元发动机,对其推力室构型方案、推进剂组合方案等方面进行了分析与研究,为进一步研制新型三组元液体火箭发动机打下了基础.

摘要： 氢被认为是未来最具前景的清洁能源.以液氢生产、储存、运输过程中发生大规模泄漏为背景,运用CFD方法,采用mixture多相流模型和Realizable k-ε湍流模型,并考虑了相间速度滑移和曳力的影响.对NASA进行的液氢泄放实验进行了数值模拟,模拟结果与实验数据具有较好的一致性.揭示了可燃云团在开放空间动态扩散过程中,体积、浓度及扩散距离的变化规律.

摘要： 氢被认为是未来最具前景的清洁能源.以液氢生产、储存、运输过程中发生大规模泄漏为背景,运用CFD方法,采用mixture多相流模型和Realizable k-ε湍流模型,并考虑了相间速度滑移和曳力的影响.对NASA进行的液氢泄放实验进行了数值模拟,模拟结果与实验数据具有较好的一致性.揭示了可燃云团在开放空间动态扩散过程中,体积、浓度及扩散距离的变化规律.

摘要： 本发明涉及生产多孔杆状推进剂的推进剂装料(2)的方法，该多孔杆状的推进剂具有用于高速次口径穿甲弹(3)的最大装料量，该高速次口径穿甲弹设置有诸如6到8个的固定稳定翼(5-10)。本发明还涉及为达到此目的的多孔杆状的推进剂(11-12)，以及根据该方法、用多孔杆状的推进剂生产的推进剂装料。

摘要： 本发明提供一种推进剂输送装置和推进剂加注方法，其中装置包括多个推进剂贮存管路；各推进剂贮存管路包括进气膜片阀、表面张力贮箱和出液膜片阀；所述进气膜片阀的入口端与增压装置连接，出口端与所述表面张力贮箱的进气端连接；所述出液膜片阀的入口端与所述表面张力贮箱的出液端连接，出口端与发动机连接；相邻推进剂贮存管路中表面张力贮箱的进气端通过气路旁通管路连接，出液端通过液路旁通管路连接。本发明提供的装置和方法，无需对推进剂输送装置中的各个组件进行流阻计算，利于组件快速制作和工程化，同时，对各个组件的加工精度要求较低，降低了运载火箭的发射成本。

摘要： 本发明公开的一种基于组分的CMDB推进剂力学预估方法，属于固体推进剂领域。本发明实现方法如下：基于适用于CMDB推进剂中应变率下的累计损伤特性的Schapery损伤演化模型；获取Schapery含损伤粘弹性本构模型中材料的松弛模量E(t)数据，确定材料松弛模量的方程形式及参数，即实现材料松弛模量参数辨识；计算不同应变率下的伪应变εR数据和软化函数C(S)，并给出新的软化函数C(S)，将软化函数C(S)代入Schapery含损伤粘弹性本构模型，得到含有软化函数C(S)的Schapery含损伤粘弹性本构模型；检验所述模型预测结果与实验结果的一致性；将检验后的模型应用于CMDB推进剂相关应用领域，实现对CMDB推进剂损伤力学特性的预估，解决CMDB推进剂相关应用领域工程问题。

摘要： 在医疗定量给药装置填充的领域中，一种推进剂调节组件(10)包括输入导管(12)以从推进剂储集器(102)接收处于恒定压力的推进剂。所述调节组件(10)还包含分叉(18)以将所述输入导管(12)划分为第一和第二调节导管(20，22)。所述第一调节导管(20)包含冷却器装置(24)以选择性地冷却流过所述第一调节导管(20)的分流第一推进剂流(26)，且所述第二调节导管(22)包含加热器装置(32)以选择性地加热流过所述第二调节导管(22)的分流第二推进剂流(34)。所述调节组件(10)另外还包含输出导管(44)以接收所述第一和第二推进剂流(26，34)。控制在所述输出导管(44)中合并的所述第一和第二推进剂流(26，34)的相对比例以调节从所述输出导管(44)退出的合并恒定压力推进剂进料(46)的温度。

摘要： 本发明提供了一种高固体含量NEPE固体推进剂浆料、推进剂及制备方法，属于固体推进剂技术领域。所述浆料的制备方法，包括以下步骤：称取原料，其中，所述原料包括高氯酸铵、硝铵炸药、铝粉、粘合剂体系、固化剂及功能助剂，所述铝粉为特细铝粉或者特细铝粉与FLTQ1铝粉的混合物，所述特细铝粉的粒度d

摘要： 一种提高丁羟推进剂力学性能的方法及制备的丁羟推进剂，在丁羟推进剂中加入阴离子丁羟胶以替代部分自由基丁羟胶，并加入固化催化剂；所述阴离子丁羟胶是指通过阴离子法合成的二官能度端羟基聚丁二烯。推进剂各组份的质量百分比含量为：AHTPB1.0%～10.0%；HTPB1.0%～10.0%；固化剂：0.5%～1.5%；氧化剂AP55.0%～85.0%；金属燃料Al粉：5.0%～20%；增塑剂：1.0%～6%；固化催化剂：0.01%~0.1%等；本发明可显著提高推进剂的力学性能，改善推进剂的工艺性能和老化性能，且不影响推进剂的其他性能，可用于满足各类火箭，战略、战术导弹对推进剂力学性能提出的越来越高的要求。

摘要： 本发明涉及生产多孔杆状推进剂的推进剂装料(2)的方法，该多孔杆状的推进剂具有用于高速次口径穿甲弹(3)的最大装料量，该高速次口径穿甲弹设置有诸如6到8个的固定稳定翼(5－10)。本发明还涉及为达到此目的的多孔杆状的推进剂(11－12)，以及根据该方法、用多孔杆状的推进剂生产的推进剂装料。

摘要： 本发明提供一种声共振快速混合固体推进剂的工艺方法，包括：S1、将所述粘合剂、增塑剂、键合剂按一定比例和氧化剂在声共振混合容器中预混反应直至混合混匀；S2、加入固化剂并混合均匀；S3、加入金属燃烧剂以及配方其他剩余组分，继续混合至设定时间后出料，得到快速混合的推进剂物料。本发明可以安全高效的完成固体推进剂组分间化学反应和体系网络建立，在20min内实现推进剂药浆的均匀混合。与常规混合工艺相比，混合效率提高6‑12倍，且制备的推进剂性能相当或更优。

摘要： 发明公开了一种推进剂转移集成舱及推进剂加注系统，推进剂转移集成舱包括可移动的舱体，所述舱体中或舱体上安装有第一管路系统、第二管路系统和测控系统，第二管路系统与第一管路系统连通，测控系统分别与第一管路系统、第二管路系统连接，第二管路系统能够对第一管路系统进行密封检验、杂质去除、置换、管路排空中的一种或多种功能。本公开通过将第一管路系统、第二管路系统、测控系统集成于舱体中，实现整体长途移动运输，满足不同发射点机动发射需求，且该集成舱平时可在厂内进行维护保养和常规测试，无需长期放置于外部发射场进行值守和维护保障，减少成本消耗。

摘要： 本发明提供一种推进剂输送装置和推进剂加注方法，其中装置包括多个推进剂贮存管路；各推进剂贮存管路包括进气膜片阀、表面张力贮箱和出液膜片阀；所述进气膜片阀的入口端与增压装置连接，出口端与所述表面张力贮箱的进气端连接；所述出液膜片阀的入口端与所述表面张力贮箱的出液端连接，出口端与发动机连接；相邻推进剂贮存管路中表面张力贮箱的进气端通过气路旁通管路连接，出液端通过液路旁通管路连接。本发明提供的装置和方法，无需对推进剂输送装置中的各个组件进行流阻计算，利于组件快速制作和工程化，同时，对各个组件的加工精度要求较低，降低了运载火箭的发射成本。