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期刊信息/Journal information
固体火箭技术
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

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

何晓兴

双月刊

1006-2793

gthj@chinajournal.net.cn

029-83603254

710025

西安市120信箱47所编辑部

固体火箭技术/Journal Journal of Solid Rocket TechnologyCSCD北大核心CSTPCDEI
查看更多>>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。
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收录年代

    C/C复合材料在超声速富氧烧蚀环境下的烧蚀试验方法研究

    查柏林高勇王金金苏庆东...
    87-98页
    查看更多>>摘要：利用氧/煤油液体火箭发动机设计原理,构建了烧蚀热环境可控的内流场超声速富氧烧蚀试验方法,并采用烧蚀发动机点火试验与CFD数值模拟相结合的方法,对所构建的烧蚀试验方法及数学模型的可靠性进行分析与验证,并进一步分析了烧蚀试验过程中的关键烧蚀热环境特性参数.然后,对三维四向编织C/C复合材料在超声速富氧烧蚀环境下的耐烧蚀性能与烧蚀机理进行分析.研究表明,烧蚀热环境的变化会对材料的耐烧蚀性能及烧蚀机制产生一定程度的影响,在收敛段高温、低速的烧蚀热环境下,C/C复合材料的线烧蚀率相对较低,约 6.50×10-3 mm/s,材料的烧蚀以热氧化烧蚀为主;在烧蚀试样喉部直段区域,C/C复合材料的线烧蚀率逐渐增加,达到了 1.35×10-2 mm/s,此时,材料的烧蚀体现为热氧化烧蚀后的机械剥蚀;在烧蚀试样扩张段区域,燃气速度急剧增加后,C/C复合材料的线烧蚀率显著增加,在试样出口达到了 2.61×10-2 mm/s,材料的烧蚀主要体现为机械剥蚀.

    C/C复合材料超声速富氧烧蚀内流场烧蚀烧蚀机理

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    固体火箭发动机真实热环境下EPDM绝热层烧蚀计算与试验研究

    刘沙石檀叶王鹏飞冯喜平...
    99-111页
    查看更多>>摘要：基于Hertz弹性碰撞理论和Thornton弹塑性假设,导出了粒子碰撞炭层过程中的压痕硬度理论表达式,根据弯管试验数据和试件扫描电镜分析提出了临界速度模型,对于三元乙丙橡胶(EPDM)炭化后形成的多孔炭化结构,结合裂纹侵蚀理论提出了两相流非完全弹性碰撞多孔炭化层体烧蚀计算模型.设计了用于验证烧蚀计算模型的模拟发动机旋转过载试验,保证了模拟发动机和真实发动机的天地一致性.结果表明:在模拟发动机真实飞行过程的热环境下,计算结果与实测结果能够基本吻合.研究结果对固体火箭发动机绝热结构的设计具有工程指导意义.

    Hertz弹性碰撞理论粒子侵蚀三元乙丙绝热层旋转过载试验天地一致性

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    增塑剂DOS在EPDM绝热层中的迁移特性

    凌玲周俊陈雯隋琦...
    112-119页
    查看更多>>摘要：为了优化丁羟(HTPB)推进剂与三元乙丙橡胶(EPDM)绝热层的应用匹配性,采用浸泡实验、接触实验和复合验证等方法,研究了HTPB推进剂中的增塑剂癸二酸二异辛酯(DOS)向EPDM绝热层迁移的特性及其对绝热层性能的影响规律.结果表明:由于极性相近,DOS容易向 EPDM 绝热层中发生大量迁移,其初期迁移量较显著且饱和迁移量约为52%;EPDM橡胶的结构参数对绝热层硫化胶的耐DOS迁移特性影响不明显;致密的绝热层交联网络有利于减少DOS在其中的迁移量;绝热层厚度增加时,DOS迁移速率变缓,迁入量减小.HTPB推进剂/HTPB衬层/EPDM绝热层粘接体系复合验证结果表明:在推进剂固化过程中DOS已向绝热层发生迁移,导致绝热层的力学性能和烧蚀性能大幅下降;推进剂固化结束后,绝热层的力学性能下降了 55%,线烧蚀率增加了 20%;70℃贮存 30d时,力学性能下降超 60%,线烧蚀率增加了 28%;在EPDM绝热层与HTPB衬层之间设置一层环氧基阻迁移层,可以大幅降低推进剂中的增塑剂DOS在绝热层中的迁移量且能够形成良好粘结.

    EPDM绝热层增塑剂癸二酸二异辛酯迁移

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    硅树脂/EPDM绝热材料的性能及陶瓷化机理

    蔺自斌陈雯周俊何永祝...
    120-127页
    查看更多>>摘要：采用SEM、TG、DSC、拉伸试验和氧-乙炔烧蚀试验,研究了硅树脂对EPDM绝热材料力学性能、热稳定性以及耐烧蚀性能的影响,并分析了硅树脂/EPDM绝热材料在烧蚀过程中炭化层的陶瓷化机理.结果表明:随着硅树脂含量的增加,绝热层的抗拉强度和断裂伸长率均有所降低;在硅树脂含量为35 phr时,绝热层的热稳定性以及耐烧蚀性能最好,残炭率能达到 30%左右,线烧蚀率最小为 0.048 mm/s;观察形貌发现,含硅树脂绝热层烧蚀后形成的炭化层更致密坚硬,孔洞更小,耐冲刷性能更好.添加硅树脂能够有效提高EPDM绝热层的耐烧蚀性能,其作用机理主要是通过高温下分解产生的硅氧化物与碳进行碳热还原反应形成碳化硅和其熔融态将炭化层粘结在一起,最终形成一种类陶瓷结构的炭化层.

    三元乙丙绝热层硅树脂陶瓷化低烧蚀

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    基于超声的标准发动机动态燃速测试技术

    邱飞高永刚张荣闫磊...
    128-134页
    查看更多>>摘要：以标准发动机的动态燃速测试技术为研究对象,应用超声测厚原理获取固定声速点火条件下的发动机动态燃速、压强数据;分析提出一种基于特征点的动态燃烧信号辨识方法,获取发动机点火过程中推进剂退移厚度与时间变化数据;通过试验的方法建立常温状态不同压强下的声速校准模型,结合测试过程压强数据计算得到发动机点火过程中超声的实时声速,代入前期在固定声速条件下获取的推进剂退移厚度与时间数据中,通过求导获取点火过程中发动机的实时燃速.计算结果表明:基于超声的动态燃速测试方法能够实现整机的动态燃速测试,具有较高的时间分辨精度,其中基于超声的动态燃速测试燃烧时间与传统压强-时间曲线计算得到的燃烧时间误差为 0.235%.此外,对比发动机点火后压强-时间与动态燃速-时间曲线发现,发动机建压完成后的动态燃速与压强曲线变化趋势呈一定相似性.

    超声测试技术动态燃速标准发动机声速校准

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    固体探空火箭迭代制导方法研究

    唐冰涛陈华兵杨宇星江小娟...
    135-142页
    查看更多>>摘要：固体探空火箭在实施某类载荷远程投递任务时,要求接近落点的精度在千米级,由于火箭一般在大气层内的主动段实施有效的制导控制,其制导时间短,气动影响无法忽视,实现落点精度控制难度很大.针对该问题提出了一种适用于固体探空火箭在大气层内的迭代制导方法,通过在线计算剩余视速度和视位置增量,对固体探空火箭落点进行迭代计算,形成制导控制指令.仅在主动段进行制导控制,对再入段进行气动补偿,使得固体火箭落点控制达到了较高的精度.数值仿真分析表明:该方法落点精度较传统的摄动制导方法提高了 1 个数量级,体现出该迭代制导方法的优越性.

    气动阻力视速度视位置气动补偿迭代制导摄动制导

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    "固体发动机药柱结构完整性"专栏征稿启事

    申志彬
    封3页
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