固体火箭发动机装药缺陷原因分析及无损检测方法的研究
火箭发动机装药
• (3) 推进剂应具有好的内弹道特性。尽量选用燃速压力指数低、燃速温 度系数小的推进剂，具有平台效应的推进剂更好，以便使发动机在较宽 的使用温度范围内有着大致相近的内弹道性能，压力波动小。
• (4) 推进剂应具有良好的燃烧性能。
• (5) 推进剂应具有良好的力学特性。
• (6) 化学安定性好，长期储存不变质，不产生裂纹，不吸潮。
能量指标转向综合性能指标。
(2) 黏合剂是贯穿整个发展历程的又一主线。
(3)新的原材料的研制和引入是促使推进剂发展的主要技术途径。新 型含能材料的开发研究应满足热稳定性良好、感度低、与推进剂其他 组分相容(特别是与黏合剂固体能长期共存)和毒性低、经济性合理等 几项要求。
(1) 发动机装药用推进剂。
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13.1.1 发射药的类型和组成
一、发射药的定义与种类
1
2
二、发射药的类型及组成
1
2
3
4
5
6
三、固体推进剂的类型及组成
1
2
3
(CMDB) 推进剂
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13.1.2 身管武器对发射药及其装药的技术要求
1 发射药在身管武器中的地位和它们之间的依存关系，表现在下面几个
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13.2.1 发动机装药设计
1
推进剂品种选择是全弹设计中一项相当重要的环节，它关系到总体性 能和总体结构的问题，也关系到经济性的问题。一般经过综合分析之 后，可按如下原则选择推进剂。
• (1) 发热量和比冲要高，密度要大，以便发动机装药量在规定总冲条件 下质量轻、体积小。
• (2) 野战火箭弹要求选用高燃速推进剂，这样可以增大出炮口速度，缩 短主动段，对提高射击密集度有利。
固体推进剂装药工艺装备技术研究
固体推进剂装药工艺装备技术研究
陆志猛;郭翔;李洪旭;胡期伟
【期刊名称】《新技术新工艺》
【年(卷),期】2022()11
【摘要】固体推进剂装药工艺装备技术的研究与发展对促进我国高性能固体推进剂安全、高效的制备,战略、战术武器及大型运载系统的发展至关重要。
首先论述了典型固体发动机装药工艺流程;然后详细介绍了固体推进剂装药工艺典型装备的技术发展现状,主要包括有桨间歇混合设备、典型连续混合设备和新型无桨混合设备,其中有桨间歇混合设备由卧式向立式发展,连续混合设备中双螺杆连续混合机和拉伸流变连续混合系统已得到工程化应用,新型无桨混合设备中基于声共振混合含能材料工艺技术研究方面仍处于探索阶段;最后介绍了固体推进剂装药工艺装备技术高安全、自动化和连续化及数字化和智能化的发展趋势,并建议通过加强顶层策划、推动行业协同和激励政策引导来促进装备技术的发展。
【总页数】7页(P26-32)
【作者】陆志猛;郭翔;李洪旭;胡期伟
【作者单位】湖北航天化学技术研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V512
【相关文献】
1.某单室双推力发动机串联装药固体推进剂界面力学性能分析
2.高固体含量高强度丁羟推进剂工艺调节技术研究
3.中国固体推进剂生产安全协会第三届会员代表大会暨第二届固体推进剂装药技术研究应用中心技术研讨会召开
4.固体推进剂装药结构完整性分析的研究进展
5.“固体推进剂及装药的安全响应”专题序言
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固体火箭发动机三维可视化无损检测系统设计
Ｓ ｓ ｅ ｆ ｒ Ｓｏ ｉ ｃ ｔＭ ｏ ｏ ｙ ｔ ｍ ｏ ｌｄ Ｒｏ ｋｅ ｔｒ
ＺＨ Ｕ ｉ ＬＵ ｏ ｇ— ｉ ＬＩＨ ａ— ａ Ｍ ｎ， Ｈ ｎ ｙ， ｉｙ ｎ
（ ａ ａ Ａｅ ｎ ｕｉ ｌ ｎ ｓｒｎ ｕ ｉ ｌ ｉ ｒ ｔ ，Ｙ ｎａ ２ ４ ０ ，Ｓ ａ ｄ ｎ ，Ｃ ｉａ Ｎ ｖ ｌ ｒ ａ ｔ ａ ａ ｄＡ ｔ ａ ｔ ａ Ｕｎｖ ｓ ｙ ａ ｔ ６ ０ １ ｈ ｎ ｏ ｇ ｈｎ ） ｏ ｃ ｏ ｃ ｅｉ ｉ
Ａｂ ｔａｃ ：Ｔｈ ｎｎ ｒｄ ｓｉ ｒ ｍｅ ｆ ｓ ｌ ｏ ｋｅ ｔ ａ ｈｒ ａ ｅ ｈ ｔ ｒ ｐｅ ｆ ｒ ｎ ｅ ａ ｈ ｓｒ ｔ ｅ ｉ ｅ ｉｆｇｕ ｅ ｎｔｏ ｏｉ ｒ ｃ ｔ ｍｏ ｏｒ ｃ ｎ ｔ ｅ ｔ ｎ ｔ ｅ ｍｏ ｏ ｒｏ ｍａ ｃ ｎｄ ｔ ｅ ｄ ｌｕｎ ｈ ｐｌｔｏ ｍ ．Ｉ ｒ ｒ ｔ ｉｔｎｇ ｉｈ ｔ ｅ ｉｆｇ ｅ ｎｔ ｈ ｒ ｃ ｅ ｎ ｚ ｒ ｏ ｔ ｔ ｒ ｉ ａ ｃ ａｆ ｒ ｎ ｏ ｄｅ ｏ ｄ ｓ ｉ ｕ ｓ ｈ ｄ ｓｉ ｕｒ ｍｅ ’Ｓ ｃ ａ ａ ｔ ｒ ａ ｄ ｈａ ａ ｄ ｔ ｈｅ ｍｏ ｏ ， ｔ ｎ ｅ ｏ ａ ｌ ｚ ｈ ｒ ｌｍ ｎ ｄｉ ｅ ｓｏ ａ ｔ ｄ．Ｂｕ ｈｅ ｔａ ｉｉｎａ ｅ ｄｓｔ ｎａｙ ｅ ｔ ｅ ｐ ｏｂｅ ｉ ｍ ｎ ｉ ｎ ｌｍｅ ｈｏ ｔｔ ｒ ｄ ｔｏ ｌ２Ｄ ＣＴ ｅ ｉｌｉ ｇｅ ｎ ｎｄ — Ｉ ｓ ｒａ ｍａ ｏ ｅ
朱 敏 ，卢 洪 义 ，李 海 燕
（ 军 航 空工 程 学 院 ，山 东 烟 台 ２ ４ ０ ） 海 ６ ０ １
固体火箭发动机装药设计
固体火箭发动机装药设计
首先，装药的成分必须满足高能量密度的要求。
常用的固体火箭发动
机装药成分包括含有高能量元素的燃料和氧化剂。
燃料通常选择含有高能
量密度的物质，如氨基甲酸盐、黄铁矿等。
氧化剂通常选择含有大量氧元
素的物质，如高含氧的硝酸盐等。
这些成分的选择需要综合考虑能量密度、化学稳定性、燃烧速率等因素。
其次，装药的形状和结构对燃烧性能也有重要影响。
装药通常采用颗
粒状或条状形式，以增加表面积，提高氧化剂和燃料的接触面积，促进燃
烧反应。
颗粒状装药可以通过压制或喷涂等方式制备，在燃烧过程中逐渐
燃烧，并产生高温高压的燃烧气体。
条状装药通常由多个颗粒状装药组成，通过组合不同材料的装药，可以实现不同的燃烧速率和推力。
此外，装药的几何结构也会影响火箭发动机的性能。
燃烧室和喷管的
几何形状决定了燃烧气体的流速和压力分布，从而影响推力和燃烧效率。
合理设计燃烧室和喷管的结构，可以提高燃烧稳定性，减少剧烈震荡和爆炸。
最后，装药的点火系统也是固体火箭发动机装药设计的重要组成部分。
点火系统通常采用快速反应的爆轰物质，如奥利托等，来点燃装药。
点火
系统设计的关键是确保装药能够在最短时间内点燃，并实现稳定的燃烧。
点火系统的可靠性和灵敏度对火箭发射任务的成功至关重要。
综上所述，固体火箭发动机装药设计需要综合考虑装药成分、形状和
结构、几何结构以及点火系统等因素。
通过合理的装药设计，可以实现固
体火箭发动机的高性能和高可靠性，从而满足不同任务的推进需求。
装药发动机内型面安全检测系统设计
导致发动机点火失败 ， 或使 内弹道性能（ 如燃烧室的压力和推力） 偏差超过规定 ， 导致飞行失败 ， 甚至发生灾 难 性后果 。
本 文采用 内窥 镜 、 视频 采集 卡 、 据采 集 卡进 行发 动机 内型 面 安全 检 测 ， 固体 火 箭 发 动机 安 全 性 检查 数 为
提供 一些 可行 的措施 ， 拟制 订空 空导 弹 的内表 面检 测规 范 。
安 全性设 计 就是要 在 导 弹武器 系统 中采 取措 施保 证 导 弹 在使 用 全 过程 中 的安 全 ， 得造 成 人员 、 不 载机 、
设备的伤亡和损失 。为了满足上述要求 ， 设计人员在进行系统设计时应该遵循一定 的准则 ， 以保证设计 出来
的系统 满足武 器 系统各 阶段 的安 全性 要求 。 机 载导弹 武器 系统 的安 全性 ， 涉及 到 导 弹 、 发射 装 置 、 载机 、 本 友机 、 勤 人 员 和 飞行 员 的安全 。最基 本 地 的就 是对 于 固体火箭 发 动机 的安 全性 检测 ， 固体火 箭发 动机 从 制造 到使 用往 往要 经历 各种 加工 、 贮存 、 输 、 运 装卸 等过程 ， 经受各 种 地 面和飞 行 中环境 载荷 的考 验 。造 成此 发 动机 各部 分可 能发 生某 些变 化 ， 生某 些 要 产 缺陷 ， 如推进 剂／ 包覆 层／ 绝热层 发 生脱 粘 、 药柱 内有 空洞 、 柱产 生裂 纹 等 。这 些 缺 陷严 重 到一定 程 度 ， 药 可能
卡与计算机相结合 ， 完成检查过程中的视频录像 、 静态图片存贮 、 检查过程中位置测量 、 图片缺陷分析 、 生成检查报告。 ［ 中图分类号 ］ Ｔ ３ １ Ｂ ３ ［ 文献标识码 ］ Ａ ［ 文章编号 ］０ １ ４ ２ （０ ７ ０ — ０ ２ ０ １０ — ９ ６ ２０ ） ３ ０６ — ４
固体火箭发动机药柱结构完整性及可靠性分析
方法与实验
进行固体火箭发动机可靠性增长试验的方法主要包括实验设计和数据采集。 在实验设计阶段，需要根据初步的有限元分析和蒙特卡洛分析，制定相应的实验 方案，包括实验条件、实验步骤和实验周期等。在数据采集阶段，需要利用各种 传感器和测试设备，实时采集实验过程中的各种数据，如压力、温度、振动等， 以供后续分析使用。
尽管计算机辅助设计技术在固体火箭发动机结构可靠性分析中得到了广泛应 用，但仍存在一些问题和挑战。例如，如何提高数值计算的精度和效率，如何实 现发动机结构的多尺度模拟和分析，以及如何设计出更具有可靠性和安全性的发 动机结构等。因此，未来需要进一步开展相关研究，以推动固体火箭发动机结构 设计技术的发展。
Hale Waihona Puke 1、优化设计：通过优化药柱的设计，提高其可靠性和稳定性。例如，优化 药柱的几何形状、选用高强度材料等措施可以提高药柱的抗疲劳性能和稳定性。
2、提高制造和装配精度：通过提高制造和装配过程中的精度，减少误差， 可以提高药柱的可靠性。例如，采用先进的加工设备和工艺方法，对装配过程进 行严格的质量控制等措施可以降低误差。
3、加强使用和维护：通过正确的使用和维护，可以延长药柱的寿命，提高 其可靠性。例如，定期检查、维护和更换药柱，避免超负荷或不当使用等措施可 以降低药柱故障的风险。
参考内容
本次演示旨在探讨固体火箭发动机结构可靠性的计算机辅助设计研究。首先， 我们将概述固体火箭发动机的基本结构和设计原则，然后介绍计算机辅助设计技 术在发动机结构可靠性分析中的应用，最后讨论未来研究方向和挑战。
谢谢观看
结果与分析
通过对实验数据的分析，可以得出固体火箭发动机在不同工况下的性能表现 和可靠性水平。通过对这些数据的分析和比较，可以评估出固体火箭发动机的薄 弱环节和潜在故障模式，进而针对性地提出可靠性增长方案。此外，通过对实验 结果的分析，还可以进一步优化实验方案，提高实验的效率和准确性。
某型固体火箭发动机点火药盒的改进设计
（ 海军潜 艇学院 ， 青岛
摘要 ： 分析了某型 固体火箭发动 机点火药盒在贮 存期 内产 生气体 、 盒表 面变鼓 问题 的原因 ， 提 出了选择不 含镁粉 的
黑火药作为点火 药剂 ， 并重新设 计药量及粒度 混装方 案 ； 经过各 项试验 证 明， 新 的点 火药 盒能够满 足该 型发动机点
ｓ ｉ ｇ ｎ ｅ ｄ ｉ ｇ ｎ ｉ ｔ ｅ ｒ ｃ ａ ｒ ｔ ｉｄ ｒ ｇ ｅ ｉ ｓ ｐｒ ｏ ｖ ｅ ｄ ｔ ｏ ｍｅ ｅ ｔ ｔ ｈｅ ｎ ｅ ｅ ｄ ｏ ｆ ｍｏ ｔ ｏ ｒ ｉ ｇ ｎ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ ．
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第３ ４卷
第 ７期
四 川 兵 工 学 报
２ ０ １ ３年 ７月
【 武器装备理论与技术 】
ｄ ｏ ｉ ： １ ０ ． １ １ ８ ０ ９ ／ ｓ ｃ ｂ ｇ ｘ ｂ ２ ０ １ ３ ． ０ ７ ． Ｏ ０ ｌ
某 型 固体 火 箭发 动机 点 火 药 盒 的改进 设计
卢文忠 ， 张 磊， 冀 海燕
的点火药 盒 ， 置 于头 部 ， 结构 如 图 １ 所示 。点火 药剂 由 ８ ５ ｇ
火要求 。
关键词 ：固体火箭发动机 ； 点火药盒 ； 镁粉 ； 黑火药
中图分类号 ： Ｖ ４ ３ ５ 文献标 识码 ： Ａ 文章编号 ： １ ０ ０ ６－ ０ ７ ０ ７【 ２ ０ １ ３ ） ０ ７— ０ ０ ０ １－ ０ ３
火箭发动机的故障分析与预防
火箭发动机的故障分析与预防火箭作为一种高科技的运输工具在现代科学技术领域扮演着至关重要的角色。
因此，火箭的安全性和可靠性显得更加重要。
火箭发动机是火箭的核心设备之一，发动机的故障将影响火箭的稳定性和安全性，因此，火箭发动机的故障分析与预防成为火箭科学研究领域的重要研究课题。
一、火箭发动机故障成因分析1.1 关键部件质量问题火箭发动机是一种高性能工程装置，由许多不同材料组成，其中不可避免地存在一些关键部件，例如推进剂泵、燃烧室和喷嘴等。
如果这些部件的设计或质量存在问题，则可能导致火箭发动机的故障，从而损害整个火箭的技术性能和安全性能。
1.2 其他因素的影响火箭发动机的故障也可能与外部元素有关，如气候、环境、使用条件和维护质量等。
例如，湿度和温度在一定范围内对火箭发动机的工作有很大的影响。
二、火箭发动机的预防措施2.1 预先约束设计在火箭发动机生产之前，先进行预先约束设计，以减少故障导致的风险。
在设计阶段，应该对关键部件进行重点检测，并保证这些部件能够在最恶劣的条件下完全正常工作。
2.2 精细操作这是非常重要的一项预防措施，应该让机器和操作人员都持续调整和严谨操作，不要出现任何差错。
火箭发动机的生产过程中，每一步都非常关键，因此在生产环节中要进行严格的质量控制来保证操作的精细程度以及产品的最终质量。
2.3 定期维护定期维护是一个持续性的过程，在使用过程中，要定期进行检查和保养，确保火箭发动机的各个部分存在问题时，可以及时检修或替换。
三、结论火箭发动机故障的原因复杂，但大多数故障可以通过实施预防措施来避免。
在火箭发动机设计、制造、操作和维护等方面，应该保持严格的标准和规范，从而最大程度地降低故障的发生率。
在未来的火箭制造过程中，应该加强预防措施的实施，以确保火箭的安全性、可靠性和经济性。
固体火箭发动机状态监测和失效判定技术的发展和展望
第21卷第5期海军航航空工程学院院学报V ol.21No.52006年9月JOURNAL OF NA VAL AERONAUTICAL ENGINEERING INSTITUTE Sep.2006收稿日期2006-06-20作者简介邢耀国1948男教授博导硕士.固体火箭发动机状态监测和失效判定技术的发展和展望邢耀国李高春王玉峰沈伟海军航空工程学院飞行器工程系山东烟台264001摘要阐述了近年来固体火箭发动机状态监测领域采用的新技术和固体火箭发动机失效判定研究领域的一些进展根据最近出现的新技术和研究结果展望了该领域未来的发展趋势关键词固体火箭发动机健康监测无损检测失效判定服役寿命中图分类号T J 760.6文献标识码A0引言固体火箭发动机的推力是由燃烧室的压力建立的而压力的大小则依赖于推进剂燃烧表面面积和推进剂药柱的设计结构如果燃面面积或药柱结构发生变化燃烧室的瞬时压力和压力时间关系将偏离设计状态发动机的推力发生变化从而导致发射的失败更为严重的是当燃面面积大大超过设计值时燃烧室壳体的强度无法承受过高压力而发生灾难性的燃烧室爆炸固体发动机在冷却长期贮存长途运输勤务处理和发射准备期间装药内可能产生缩孔和裂缝装药/衬层/壳体粘接面可能发生脱粘这些结构缺陷在推进剂燃烧时可能会进一步扩展随着发动机贮存时间的增加装药的力学性能参数有所下降各粘接面的粘接强度也会发生变化推进剂燃烧时在燃气压力的作用下装药可能产生新的裂缝粘接面可能产生新的脱粘这些现象是导致前述超燃烧表面的主要原因因此研制发现上述缺陷和监视发动机装药老化程度的设备并确定有结构缺陷和长期贮存的发动机能否成功地实施发射任务已成为国内外推进技术领域的热点课题1固体火箭发动机状态监测技术的发展由于固体发动机只能一次性使用因此其测试手段通常采用无损检测至于状态监视只是在个别装有传感器的发动机上进行[1]用其监视结果预报同类发动机的状态美国在上个世纪末也刚刚采用这一技术固体火箭发动机在技术阵地的无损检测主要检测推进剂绝热层衬层壳体各界面的粘接状况和药柱内部的裂纹气孔疏松夹杂等缺陷为解决这一问题美国虽曾认为声全息和小型γ射线可行性较好并在1976年用声全息法检测民兵导弹多层脱粘及药柱内部老化裂纹但对发动机前后端部的脱粘及药柱内部的裂纹仍不适用实践证明对于大型固体火箭发动机只有用电子直线加速器作为高能射线源才能解决其探伤问题[2]电子直线加速器的特点是能量水平高目前用于固体发动机无损检测的能量范围为4~15M e V 最高达60M eV 焦点约为直径1~2m m 射线源的操纵和调整方便使用可靠维护费用低无噪音1978年美国洛克希德公司首次采用直线加速器对直径1600m m的固体发动机进行了无损检测可以探到药柱内宽度0.25~0.71m m的裂纹反差灵敏度小于1但是无论采用何种射线源都是将物体内部不同深度和各个部分包括各类缺陷重叠地显示在底片或荧光屏上伤情辨别困难工业C T 系统则可克服上述缺点该设备通过采集0~180范围内多个角度射线横穿发动机一横截面所产生的大量射线衰减数据经计算机运算后给出该横截面清晰总第89期邢耀国等固体火箭发动机状态监测和失效判定技术的发展和展望553直观的内部组织结构图像和高能射线照相系统相比其分辨率大大提高提供的信息比前者高数千倍而且扫描速度快几分钟内即可获取发动机断层剖面图像世界上首台用于检测固体火箭发动机的工业CT 装置A F/A CT -1于1982年在美国建成其射线源为420kV A 的X光机用于检测直径1m 以内的发动机尽管耗费巨大美国在1984年又研制了第二型A F/A C T-I I其射线源为16M eV 的直线加速器用于检测为直径2340m m 的M X导弹第二级固体发动机到1992年美国空军莱特试验所与先进研究应用公司推出功率为60M e V 的工业C T机用于直径为3.8m 长为13.71m 的大型固体火箭发动机的无损检测该机可以得到发动机内部三维细化图像能查明装药气孔推进剂与衬层界面脱粘等缺陷为提高工业C T 的检测效率增强检测数据的精度和降低检测成本美国还下大力气进行了测试方法的研究[3]到目前为止相继出台了E I 441-1997计算机层析C T 成像导则E I 965-1995C T 系统性能的测试方法等一系列标准工业CT 法的缺点是系统复杂硬件需要高精度扫描台软件需要图像重建技术测试时间长成本高使用和维护困难无法用于发射阵地检测我国从20世纪60年代开始生产自由装填固体火箭发动机70年代开始研制整体浇注的复合推进剂发动机其后研制和生产单位陆续购入超声微波X 射线γ射线激光全息等各型检测设备对自由装填的药柱未装药壳体喷管等部件进行无损检测我国在上世纪80年代末期从美国瓦里安公司引进16M e V的电子直线加速器用于大型固体火箭发动机的整体无损检测90年代初期国内有关单位又陆续引入不同功率的电子直线加速器用于中小型固体发动机的无损检测本世纪初清华大学同方公司成功地研制了9M eV 车载电子加速器射线照像检测系统对不同地区仓库贮存的直径 1.4m以下发动机进行定期检测[4]2000年国内第一台固体火箭发动机工业C T检测系统在海军航空工程学院问世该系统采用450kV A 的X 光机为射线源可对直径450m m 以下发动机整体进行无损检测几何分辨率为1.7l p/m m可检测出0.3m m的脱粘和裂纹最近清华大学同集团先后成功地研制出9M eV 和16M eV 电子直线加速器为射线源的工业C T检测系统可对直径1.2m 和直径2m 的固体火箭发动机进行整体无损检测几何精度分别为2.3l p/m m 和1.2l p/m m 较好地解决了我国大中型发动机的无损检测问题但检测成本较高与此同时我国的一些科研机构对检测方法也进行了积极的探索相继颁布了一些行业标准如Q J 2751复合固体推进剂无损探伤方法Q J 3102航天火工装置γ射线工业CT 检测方法但这些标准还很不完善无法配套使用更不能满足固体火箭发动机整体无损检测的需要在固体火箭发动机状态监视技术领域近十年来我国也开始了有益的尝试2003年刘海峰曾对直径300m m 的模拟发动机用引伸计对其装药在不同环境温度下的位移进行了长达半年的监测以验证固体发动机在温度载荷下的应力应变场计算结果[5]2固体火箭发动机失效判定技术的发展由于固体火箭发动机大部分零部件的可更换性而壳体的贮存寿命又高于装药的贮存寿命因此固体火箭发动机的失效是由装药失效决定的固体发动机装药失效的原因有两个一是装药存在缺陷导致发动机结构破坏无法实现预定的内弹道性能二是装药随贮存时间增加发生老化其力学或化学性能的下降使发动机性能不能满足额定要求甚至发动机结构失效2.1装药缺陷危险性评估技术研究的发展为了保证含有装药缺陷的发动机能够完成发射任务就要研究裂纹脱粘气孔等缺陷对发动机燃烧室内燃烧过程的影响从20世纪60年代起前苏联的贝利耶夫日本的G odai 美国的JacobsK umarK .K .K uoY .C.L u 等人先后研究火焰在孤立气孔内的传播火焰进入窄缝的条件裂纹腔内压力波的传播推进剂变形燃气流动结构载荷之间的耦合作用裂纹和脱粘的扩展问题进行了长达30多年的理论分析和实验研究得到了特定条件下的研究结论[6]在固体力学领域K naus sSchaper yFr ai s s e等人先后研究了粘弹材料中裂纹的发生扩展速度与时间的依赖关系建立了研究裂纹和脱粘面的扩展模型其研究结果表明海海军军航空工程程学学院学报2006年第5期5541裂纹的扩展速度一般是断裂区长度裂纹尖端处的应力强度因子和推进剂材料性能的函数2裂纹扩展的数学模型尽管有不同的形式但其基本思想是利用两个固有的辅助手段缺陷的应变能释放率和材料的断裂阻力来预估缺陷的扩展当裂纹脱粘扩展的应变能克服了材料的断裂阻力裂纹脱粘才会发生扩展3对于大变形的粘弹材料裂纹扩展问题和发动机界面脱粘扩展问题的研究J 积分法是比较有效的工具[7]针对含有大量固体颗粒添加剂的复合推进剂的材料不均匀问题J am es 在1996年从宏观力学和微观力学相结合的角度建立了裂纹在复合推进剂中发生和扩展的数学模型使计算结果更加接近试验研究中测得的结果[8]1998年K naus s 等人对大变形条件下复合推进剂裂纹尖端的断裂过程进行了全方位观测和大量的研究工作他们指出1在裂纹尖端区的应变不均匀度比过去文献所报道的数值大得多其值与添加剂固体颗粒的粒状微结构有关2应变的不均匀性支配着裂纹尖端周围的变形场并控制着断裂过程3靠近裂纹尖端的开裂区不能用连续材料来描述需采用离散模型4界面失效过程极不稳定与添加剂固体颗粒形状尺寸颗粒方向颗粒的相互作用有密切关系[9]最近几年随着计算机技术的快速发展在粘弹材料动态断裂研究领域还相继推出了一些新的算法[10]但迄今为止尚无公开文献报道实际发动机装药缺陷失效判定的程序和判据受历史条件限制我国在这一领域的研究起步较晚1988年吕光珍发表了固体推进剂裂纹扩展的实验研究一文介绍了国外某些推进剂裂纹扩展研究中采用的推进剂试件试验方法试验条件和所取得的成果其后韩小云等对推进剂裂纹对流燃烧和扩展问题进行了一系列理论研究并取得了一定的成果但缺少试验数据的支持1995年固体火箭发动机燃烧热结构与内流场实验室从美国引进了X射线实时成像系统何国强等利用该设备进行了含缺陷固体装药异常燃烧的实验研究邢耀国和他指导的研究生针对型号背景进行了推进剂燃烧条件下裂纹扩展过程的研究和粘接界面脱粘腔扩展过程的研究并得出了在推进剂力学性能和界面脱粘强度恒定的条件下缺陷几何尺寸周围约束条件和燃烧室增压速率是影响缺陷扩展的主要因素[11]的重要结论在海军机关的支持下海军航空工程学院历时6年先后进行了含有各类缺陷的推进剂试件和模拟发动机的燃烧试验建立了各种数学模型并根据解剖发动机装药理化性能测试结果得到推进剂断裂韧性和界面粘接强度随贮存时间的变化规律并通过数值仿真的方法确定了不影响发动机正常工作的各类缺陷临界尺寸在此基础上完成了××导弹发动机装药失效判据作为海军无损检测中心对该型号发动机失效判定的依据[12]2003年由海军航空工程学院编制的国军标战术导弹固体火箭发动机装药失效判定方法经总装备部批准在全国推行[13]2.2装药贮存寿命判定技术的发展为了确定固体发动机的寿命美国于1959年即对民兵战略导弹的固体发动机实行了老化监测计划[14]为了改善老化监测法预测剩余贮存寿命较短的缺点美国空军在上个世纪70年代又推出了长期寿命分析计划主要包括4个方面的内容失效模式分析超载试验失效概率分布和加速老化试验通过这一计划他们将设计寿命为3年的民兵II 第一级发动机的贮存寿命定为11年[14]长期使用寿命分析法以实验为主结果可靠能够解决实际问题近30年来在固体火箭发动机寿命预估中得到了广泛应用老化监测法和长期寿命分析法最后的比较标准是全尺寸发动机自然存放的性能数据因此花费的时间长为了在设计阶段就能对发动机寿命进行准确评估实验室的模拟老化试验方法近年来有了新的发展国外普遍采用提高严酷等级来加速贮存试验意大利阿斯派德导弹固体发动机在71条件下贮存13周相当于自然环境下贮存7~8年美国军用规范M I L -R -23139B 规定固体火箭发动机在其规定的极限高低温度下分别贮存6个月总第89期邢耀国等固体火箭发动机状态监测和失效判定技术的发展和展望555后如果静止试验的工作性能符合要求则其最低贮存寿命为5年俄罗斯火炬设计局的自然环境实验室可以进行6个月模拟10年寿命的试验C -300导弹就进行过类似的寿命试验1998年美国空军研究实验室和海军航空武器中心提出的高性能火箭技术整体规划I H PR PT中将固体发动机的寿命预报作为其重要组成部分并准备进行5个方面的研究[13]1老化机理研究2未来的化学状态研究3化学特性与力学特性的相关性研究4结构完整性和内弹道特性的分析研究5运用无损检测手段的健康监视技术研究按照该计划的思路未来的缺陷行为研究除了从燃烧燃气流动宏观和微观力学的角度分析外还必须考虑发动机贮存过程中下列因素1由于化学成分迁移和相互作用引起的推进剂化学状态变化2化学状态的变化引起的推进剂力学性能的改变3采用无损检测手段测出的缺陷几何状态的变化如果根据无损检测的数据建立每台发动机的健康档案再辅以少量的抽样静止点火试验则有望对正贮存的每台发动机是否失效给出准确的判定为了解决我国生产厂家给出的发动机贮存寿命偏短的问题空军在上世纪80年代即对超期的某空空导弹固体发动机进行了外观检查例行试验和空中靶试实验证明经过6~10年贮存的双基药自由装填发动机虽然部分性能参数有变化但大部分发动机仍能正常点燃内弹道稳定可继续作为导弹动力装置我国1987年定型的两级固体发动机反舰导弹规定的使用期为5.5年经过海军和工业部门的大量试验和技术维护工作1995年生产单位提出经过检查维护的助推发动机使用期可达8年海军航空工程学院从20世纪90年代开始对某反舰导弹的固体助推发动机进行了贮存寿命监测研究经过大量的发动机解剖试验静止试验和飞行试验在2004年发表的文献指出某助推发动机的贮存寿命大于12年大部分发动机经检测和维修后累积贮存寿命可达15年[15]3未来的发展趋势21世纪固体发动机无损检测技术的主要发展趋势是[3]多样化对不同的对象采用不同的方法互补化对同一对象的不同要求采用两种以上方法智能化将制造和研制期间形成的信息数据开发成专用软件安装在检测中心的计算机上结合技术阵地无损检测的数据对被检发动机状态自动评判今后固体发动机装药失效判定领域的发展趋势多缺陷耦合作用的研究发动机全寿命缺陷行为的多学科研究与整体监视技术宽严有别的药柱缺陷失效判据考虑到发动机的长途运输长期贮存勤务处理等因素生产部门制定的验收标准中对缺陷应该规定得严一些以确保产品的高质量对于使用部队来说只要发动机的缺陷不影响导弹的正常发射则不宜判定失效报废科研生产部门和部队等可以展开一些研究做出一些实践应用中分别可行的研究成果参考文献[1]H er bert chel ner.E m bedded sens or t echnol ogy forsol i drocketheal t hm oni t ori ng[J ].M i cr oi ns t r um ent.A D -A 401487,2002[2]陈金根.固体发动机无损检测新技术评述[J].推进技术,1992(4):77-84[3]钱晓松,谭剑波,张爱科,等.固体火箭发动机无损检测技术的发展[C ]//固体火箭发动机无损检测技术研讨会论文集,2003[4]刘以农.辐射成像无损检测技术在固体发动机缺陷中的应用[C ]//固体火箭发动机无损检测技术研讨会论文集,2003[5]刘海峰.小型固体火箭发动机设计与状态检测技术研究[D ].烟台:海军航空工程学院,2004[6]邢耀国.固体火箭发动机无损检测技术和结构缺陷判废标准研究的发展和展望[J ].推进技术,1996,17(4):86-90[7]Frai s se P,Schm i t F.U s e of J-i nt egral as fr act urepar am et er i n s i m pl i f i ed anal ys i s of bonded j oi nt s[J].Int ernat i onal Journal of Fract ure 1993,63(1):59-73海海军军航空工程程学学院学报2006年第5期556[8]Jam es HL ee.M odel i ng of crack i ni t i at i on and gr ow t hi n sol i d r ocket pr opel l ant s us i ng m i crom echani cs and m i crom echani cs t heor i es [J].A D -A 319521,1996[9]K naus s W G .Fract ur e and fai l ur e at and neari nt er faces under pr es s ur e[J ].A D -A 348939,1998[10]T adeusz J l i szka.H P-m es hl ess cl oud m et hod fordynam i c fr act ur e i n fl ui d st ruct ure i nt er act i on[J ].A D -A 376673,2000[11]邢耀国,杨欣毅,董可海,等.固体火箭发动机装药缺陷失效判定研究发展和展望[J ].固体火箭技术,2004,27(2):126-129[12]邢耀国,董可海.固体火箭发动机寿命预估研究的发展和展望[J ].固体火箭技术,2001,24(3):30-33[13]J am esFi l l er up.Ser vi cel i f epr edi ct i ont echnol ogy progr am .A D -A 397950,2002[14]邢耀国,董可海,刘海峰.战术导弹固体发动机长寿命和免维修技术进展[J].推进技术,2003,24(5):397-400[15]邢耀国,金广文,许学春,等.某型固体火箭发动机综合性能试验与寿命预估[J ].推进技术,2004,25(2):176-179Pr ogr ess a nd pr ospect i n t ec hnol ogy of m oni t or i nga nd t es t i ng f or heal t h and f ai l ur e det e r m i nat i on i n sol i dr ocket m ot orX I N G Y a oguoL I G aoc hunW A N G Y uf engSH E N W eiD epart m ent of A i r bor ne V ehi cl eE ngi neer i ng N A EI Y ant aiShandong264001A bst bs t r act :Recent progr es s i n m oni t ori ng and t es t i ng f or heal t h and r es ear ch on f ai l uredet er m i nat i on i n s ol i d r ocket m ot or ar e di s cus s ed i n t hi s paper.A ccor di ng t o t he l at est m oni t or i ng and t es t i ng t echnol ogy and r es earch res ul t s appear i ng i n t hes e days ,t he pr ospect of devel opi ng t endency i n t hi s ar ea i s al s o poi nt ed out .ey or ds :K ey w or ds:s ol i d rocketm ot or ;heal t h m oni t or i ng;nondes t r uct i vet est i ng;f ai l uredet er m i nat i on;s ervi ce l i f e补白氧化剂贮罐的防腐于智华焦纲领罗轶海南三亚91772部队氧化剂贮罐受腐蚀的主要原因有两个一是受外界环境的影响氧化剂贮罐的密封是通过螺栓对人孔法兰盘和人孔盖加压橡胶垫及铝垫进行密封由于其受外界温度变化引起热胀冷缩密封性能降低致使氧化剂烟雾逸出橡胶垫被腐蚀另外是受人工磨损产生划痕和碰伤造成贮罐密封性能下降因此对于氧化剂贮罐的防腐一方面除了对贮罐本身的防护外还应对存放贮罐的设施加以改善如提高库房的通风隔热效果等另一方面最重要的是要重视操作人员对贮罐防护措施意识的养成进行加注作业时要求加注技术人员跟班作业加强对操作人员进行技术指导和监督严格按照操作规程进行操作尽量避免人为造成贮罐密封性降低的不良后果开罐时禁止人孔盖在法兰盘上移动避免人孔盖与人孔法兰盘上的铝垫发生碰撞从而避免产生划痕和碰伤在实践中我们还摸索出用熟石膏粉密封贮罐人孔盖加强密封性的简易方法效果甚佳其做法如下在正常的将贮罐人孔盖拧紧密封后再用熟石膏粉调制成膏状将其封于贮罐人孔盖口处由于熟石膏粉的主要成分是CaSO421H 2O 具有很好的吸湿性调制成膏状的熟石膏凝固后形成既不易产生裂缝也不会在其内外表面生成晶体的石膏保护层石膏保护层使贮罐口与外界空气隔开贮罐内的氧化剂烟雾不能渗出来同空气中的水分混合而生成常见的胶状腐蚀物腐蚀贮罐这种法经几年实践检验防腐效果较好易操作一般只需两个人易清理没有腐蚀性且熟石膏粉比较便宜花费不多。
固体火箭发动机燃烧不稳定及控制技术
一、概述固体火箭发动机作为一种重要的推进系统，因其结构简单、可靠性高及适应环境广泛等特点而被广泛应用于航天领域。
然而，固体火箭发动机在燃烧过程中可能出现不稳定情况，影响发动机的性能和安全性。
研究固体火箭发动机燃烧不稳定及控制技术具有重要意义。
二、固体火箭发动机燃烧不稳定的原因1. 燃料颗粒形状和分布不均匀：燃料颗粒的形状和分布不均匀会导致燃烧表面积发生变化，从而影响燃烧速率，导致不稳定燃烧。
2. 燃烧室内气体动力学不稳定：燃烧室内气体的流动和湍流运动会受到外部因素的影响，导致燃烧不稳定。
3. 发动机结构振动：发动机结构振动会对燃烧过程产生影响，导致不稳定性。
4. 燃烧参数控制不当：燃料投入速率、氧化剂与燃料的比例等燃烧参数的控制不当也是导致燃烧不稳定的原因之一。
三、固体火箭发动机燃烧不稳定的危害1. 降低发动机推力和效率：燃烧不稳定会导致燃烧效率降低，从而影响发动机的推力和效率。
2. 引发振动和冲击：燃烧不稳定会导致发动机结构振动加剧，可能对整个航天器系统产生不利影响。
3. 危及航天器安全：燃烧不稳定可能导致发动机爆炸，危及航天器安全。
四、固体火箭发动机燃烧不稳定的控制技术1. 燃料颗粒优化设计：通过对燃料颗粒的形状和分布进行优化设计，可以减少燃料颗粒对燃烧过程的影响，降低燃烧不稳定性。
2. 燃烧室内流场控制技术：通过优化燃烧室内的气体流动和湍流运动，可以减小外部因素对燃烧过程的影响，提高燃烧稳定性。
3. 发动机结构振动控制技术：采用先进的振动控制技术，可以减小发动机结构振动对燃烧过程的影响，提高燃烧稳定性。
4. 燃烧参数自动控制技术：通过引入先进的自动控制系统，对燃烧参数进行实时监测和调节，可以提高燃烧稳定性。
五、结语固体火箭发动机燃烧不稳定及控制技术是航天领域一个重要的研究课题，对提高固体火箭发动机的性能和安全性具有重要意义。
未来，我们将继续深入研究固体火箭发动机燃烧不稳定的原因和控制技术，为我国航天事业的发展做出更大的贡献。
火箭发动机固体推进剂老化研究
[ 1]
随着固体火箭发动机在导弹武器装备上的广泛应用, 其储存性能的研究日益受到人们的关注
。而固
体火箭发动机的储存性能 , 在很大程度上取决于固体推进剂储存期间的老化性能。固体推进剂老化是一种 不可逆的变化过程, 是由不可逆的化学反应和物理变化而形成的。如果由于固体推进剂老化不能满足发动 机的性能指标时 , 则认为发动机寿命已经终结 , 所以固体推进剂老化性能对固体火箭推进的导弹装备有着特 殊的意义。长期以来科技人员对影响固体推进剂老化的主要因素、 老化机理以及推进剂老化预估方法等方 面做了积极地探索, 尤其国外对固体推进剂老化研究起步较早 , 取得大量的研究成果
火箭发动机固体推进剂老化研究
张志峰,
摘
马岑睿,
高
峰,
三原
李旭昌
713800)储存固体火箭发动机性能的固体推进剂老化问题, 探讨了固体推进剂老
化的主要因素; 从固体推进剂组分的影响 、 环境湿度 、 储存温度等方面分析了其影响固体推进剂 老化的机理 ; 对推进剂老化预估研究方法进行了比较详尽的总结和评述, 重点分析了固体推进 剂老化失效预估的力学性能法、 活化能法 、 凝胶含量法、 傅里叶红外光谱分析法和动态粘弹分析 法 , 并对这些研究方法的内容和结果的可信度进行了分析。最后从深入研究固体推进剂的老化 机理以及结合现代分析仪器的应用等方面对固体推进剂老化研究的发展趋势进行了展望。 关键词 : 固体推进剂 ; 老化机理 ; 失效预估 DO I : 10 3969 / j issn 1009- 3516 2009 05 002 中图分类号 : V435 文献标识码: A 文章编号: 1009- 3516( 2009) 05- 0005- 05
固体火箭发动机故障诊断技术现状及发展思考
固体火箭发动机故障诊断技术现状及发展思考摘要：固体发动机故障诊断技术的发展，其最终目的是为了达到健康监控，增强可靠性。
尽管目前国内外发动机故障诊断方法日益增多，但是仍然需要对发动机故障诊断技术进行深入研究，以提高发动机在各种应用场景和各种载荷环境中的故障诊断能力及有效性。
鉴于此，本文主要分析固体火箭发动机故障诊断技术现状及发展。
关键词：固体火箭；发动机；故障诊断中图分类号：V435 文献标识码：A1、引言按缺陷出现的位置，我们可把固体火箭发动机的缺陷分为燃烧室和喷管两类。
其中燃烧室缺陷又可进一步细分成粘结界面脱粘缺陷与药柱缺陷2类。
粘结界面脱粘缺陷，是危害发动机安全性的元凶。
2、固体火箭发动机的故障分析2.1、粘接界面脱粘缺陷我们可以按粘接界面缺陷划分为如下5种，分别是壳体和绝热层界面脱粘和绝热层和衬层界面脱粘、衬层与推进剂药柱之间的界面脱粘、层间脱粘、层间粘结界面疏松。
其中壳体和绝缘层间界面脱粘多为生产环节绝热层贴片粘接时壳体没有被清洗。
壳体和绝缘层之间粘结失效，直接影响固体火箭发动机正常工作。
同时固化加热加压不合适，粘结剂品质不佳以及贮存老化也可能诱发壳体和绝缘层之间的界面脱粘现象。
技术人员喷涂衬层的过程中，由于绝缘层清洗不完全或者衬层和绝缘层材料的化学相容性较差，均会造成界面脱粘现象的发生，存在绝缘层和衬层界面脱粘现象。
衬层和推进剂药柱之间界面脱落多由储存时老化或者过度应力引起。
层间脱粘主要与绝缘层层次结构比较复杂有关，层次越高，各层粘接牢固度随之下降。
层间粘结界面松散有分层与微孔2种类型。
绝热材料粘接过程中，各层粘接不牢或者固化压力不够都有可能发生界面疏松的现象，从而导致脱粘缺陷。
2.2、药柱缺陷按药柱缺陷轻重，可把这种缺陷划分为下列几种类型：第一，药柱灌注推进剂药浆时，因排气不畅而失效，造成柱内气体残留量大，推进剂固化时产生气孔。
同时如果浇注时药浆温度和芯模温度相差太大，则会在某种程度上对药浆流动性造成影响，从而出现孔洞；另一种是推进剂力学性能较差，拔模时药柱受外界施加拉力及交变温度综合影响而开裂；当推进剂整个浇注结束时，部分异物会不小心掉入未充分凝固的药柱中，最后发生夹杂现象，从而直接影响推进效果；在储存药柱时，因储存管理不到位而造成药柱表面龟裂，拖湿和变形等现象，从而影响药柱表面平整；过长时间的储存或空闲造成限燃层与包覆层脱粘等现象直接影响到发动机功能正常实现。
固体火箭发动机测试与试验技术
应急演练实施
定期组织应急演练，提高人员的应急处置能力 和协同配合能力。
应急资源准备
提前准备必要的应急资源，如消防器材、急救药品等，确保在紧急情况下能够 及时响应。
07
总结与展望
研究成果总结回顾
固体火箭发动机性能提升
通过改进燃料配方、优化燃烧室设计等方式，提高了固体火箭发动机的推力和比冲性能 。
测试与试验技术创新
X射线或中子成像技术
通过非破坏性地对发动机内部结构进行成像，了解其内部缺陷、燃烧产物分布等情况。这 需要专门的成像设备和辐射防护措施。
激光诊断技术
利用激光干涉、激光多普勒等激光诊断技术，对发动机内部的流场、温度场等进行高精度 测量，为性能评估和优化设计提供重要依据。
03
固体火箭发动机试验技术
地面试验技术
半实物仿真
结合实物部件和计算机仿真模型 ，构建半实物仿真系统，对固体 火箭发动机进行更贴近实际的测 试和验证。
04
测试与试验数据处理及分析
数据处理基本方法
1 2
数据清洗
去除重复、无效和异常数据，保证数据质量。
数据转换
将数据转换为适合分析的形式，如标准化、归一 化等。
3
数据压缩
降低数据存储和处理成本，同时保留关键信息。
故障诊断与性能评估
故障特征提取
从测试数据中提取故障特征，如振动、温度等异常信号。
故障识别与分类
利用模式识别、机器学习等方法对故障进行识别和分类。
性能评估指标
制定评估指标，如推力、比冲、燃烧效率等，对发动机性能进行 量化评估。
结果可视化展示
数据可视化
将处理后的数据以图表、图像等形式展示，便于直观 理解数据分布和规律。
固体火箭发动机缺陷分析及其无损检测方法
固体火箭发动机缺陷分析及其无损检测方法
王 立君
（ ９ １ ５ １ ５部队 ５ ３分队， 海南三亚 ５ ７ ２ ０ １ ６ ）
限性 。 Ｃ Ｔ 技 术 中的 成 像 技 术 能够 检 测一 些 问题 。 美国在２ ０ 世纪８ Ｏ 年代初期已经研究 出工业 Ｃ Ｔ 设备 ， 主要应用
于检测大型固体火箭发动机的复合材料壳体 ， 并逐渐应用于无损检 测中。 中期， 应用于 中小型 的固体火箭发动机中， 发现了难 以检测出 来的质量 问题 ， 从而提高其安全性能。 英 国， 法 国等也将工业Ｃ Ｔ 技术 应用于固体火箭 发动机 。 以它为无损 检测方法 ， 应用于监控动态疲 劳载荷和质量 问题等。 Ｃ Ｔ 技术能够应用于检测受损的内部结构 ， 取 得了 良好的经济和社会效益。 将Ｃ Ｔ 技术应用于 固体火箭发动机 中， 检测说明， Ｃ Ｔ 技术对固体火箭发动机 中的绝热层 以及药柱缺陷有较 高的灵敏度 ， 能够准确的检测出尺寸、 部位 。 Ｃ Ｔ 技术能够满足检测要 求， 尤其是对其的多界面质量检测， 是其他的检测方法是不能 比 摘 蔓ｌ 固体 火箭发 动机 的缺 陷会对 其工作性 能和发 射平 台的安 全性 带来威胁从 空 间的 角度能 够分析 出缺 陷的性 质 以及对 其造 成的危 害。 传 统 型的无损 检 测无 法建立三 维 空间立体 结构会 造成误 判或 者漏判 。 固体 火箭发 动机 的缺 陷有 燃烧 室缺 陷、 喷管缺 陷。 这 两种缺 陷在其 燃烧 时会 出 现“ 超” 燃烧 表 面， 会造 成 重大 的威胁 。 国 内外 对其检 测 方法 包括 ： 射 线计 算机 断层扫描 法、 低频 超 声检 测、 超 声 波脉 冲 发射 等无损 检 测法 。 他们 有 针 对性 的特 点。 对 于不 同的 发动机 ， 能 够应 用 多种 方法 来进行 无损检 测 。 【 关键 词】 固体火箭发 动机 缺 陷 无损检 测
环境载荷下固体火箭发动机结构完整性研究
环境载荷下固体火箭发动机结构完整性研究摘要：现阶段无论在仿真分析领域还是技术探测领域，固体火箭发动机结构完整性的研究均已取得一定进展。
结合国内外技术发展现状，总结各环境载荷条件下固体火箭发动机结构完整性研究的成果及不足，对比各固体火箭发动机结构完整性研究的途径，提出下一步研究领域的重点，对固体火箭发动机结构完整性的研究提出建议。
关键词：火箭；温度；振动；固体发动机；结构完整性火箭作为远程高精度打击武器，其重要性为世界各国所重视。
通常，火箭按动力类别分为液体火箭和固体火箭。
固体火箭具有结构简单、造价低廉、药柱特性比液体火箭发动机燃料更稳定，储存更安全，更易小型化等优点。
然而，分析历年固体火箭发射失败数据得出，固体火箭发动机结构完整性的缺陷是首要原因。
作为固体火箭发动机系统的主要部件，大长径比的固体推进剂在各种环境载荷下会产生应力应变集中，可能造成药柱损伤而使火箭发动机失效。
因此，着重研究各环境载荷对固体火箭发动机的结构完整性尤其重要。
1 环境载荷条件分析固体火箭发动机全寿命周期内承载的环境载荷复杂多变，这些分布宽泛的环境载荷作用都会使发动机装药受到不同程度的损伤累积，进而影响发动机的结构完整性。
从固体火箭全寿命周期分析，温度载荷和振动载荷是承载的主要载荷，对固体火箭发动机结构完整性的影响也最为显著。
温度载荷主要为固化降温，贮存运输期间的温度冲击和交变循环温度，使用发射时的高温高压和温度同其他因素的联合作用。
振动载荷按运载工具的不同主要分为公路运输、随舰航行和挂载飞行中的振动。
通过试验手段重现载荷作用难度较大，并且实时测定内部装药的力学响应异常困难，因而结合各部件力学性能参数，基于数值仿真分析固体火箭发动机各部件在不同环境载荷作用下的应力应变场，对评估结构完整性有重要意义。
2 温度载荷条件下固体火箭发动机结构完整性研究温度载荷主要通过热传导和空气对流两种方式作用于固体火箭发动机。
由于药柱热膨胀系数比壳体高出近一个数量级，加之浇铸式固体发动机壳体对各部件相对运动的约束作用，环境温度扰动或交变温度载荷的长时间作用都不同程度地增大发动机药柱应力集中出现的概率，产生的应力应变还可能引起界面粘结强度退化。
固体火箭发动机0
固体火箭发动机0.5%高精度测试系统研制摘要:本文讨论了基于固体火箭发动机0.5％高精度测试系统的研究发展。
它介绍了火箭发动机模型，提出了固体火箭发动机0.5％高精度测试系统的设计、分析与实现。
其中，模拟仿真建立了固体火箭发动机0.5％的数字模型，实验验证了模型的准确性，并采用埃弗里特方法来评估机构的动平衡性和抗扰性。
最后，分析结果表明，本工作的测试系统可以满足实际应用要求，能够准确地检测固体火箭发动机0.5％的性能数据。
关键词：固体火箭发动机，高精度测试系统，模拟仿真，埃弗里特方法，动平衡，抗扰性。
正文：1. 引言：固体火箭发动机是太空航行的一种重要能源来源之一，其性能数据的准确性对于太空航行的安全性有着至关重要的影响。
为了使得测量固体火箭发动机的精度有限的性能数据更加精确，本文探讨了基于固体火箭发动机0.5%高精度测试系统的研究发展。
2. 固体火箭发动机模型：首先，本文建立了固体火箭发动机0.5％数字模型，它包括了推力/燃气流及其变化规律，固体火箭发动机燃料粒度及其变化规律，固体火箭发动机燃烧室内部的介质流动特性和内部温度场的变化规律。
本文使用单元空间有限差分方法来建立模型，并结合有限元管理理论的封闭形式求解方法得到模型解。
3. 高精度测试系统的设计:本文提出了一种基于固体火箭发动机0.5％高精度测试系统的设计。
固体火箭发动机0.5％高精度测试系统由测量信号分析软件，模拟和测试系统硬件组成，采用埃弗里特法来分析机构的动平衡性和抗扰性，从而将固体火箭发动机实时采集的数据进行提取，然后将固体火箭发动机的性能数据进行更准确的测量及诊断。
4. 结果与分析：本文的模拟仿真和实验结果证明，本文提出的高精度测试系统能够满足实际应用的要求，能够准确地检测固体火箭发动机0.5％的性能数据，使得太空航行的安全性得到更好的保障。
5. 结论：本文提出的固体火箭发动机0.5％高精度测试系统具有良好的测量精度，系统可以实时测量固体火箭发动机0.5％性能数据并能够进行诊断，从而为太空航行安全提供更好的保障。
国外大型固体火箭发动机立式贮存老化研究状况
件。 在固体火箭发动机储存使用过程中，由于各种因 素长期的综合作用，固体推进剂会出现裂纹、脱粘、力 学性能下降等老化现象。 大型固体火箭发动机在长期 立式贮存条件下（ 如发射井贮存），还会发生变形或下 沉，这种过度变形会改变推进剂内孔型面，致使药柱燃 面形状变化或阻塞燃气通道，从而导致发动机内弹道 性能改变或引起发动机爆炸。 因此，大型固体火箭发 动机推进剂药柱下沉是设计人员考虑的重要问题。
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａｇｉｎｇ ｏｆ ｓｏｌｉｄ ｒｏｃｋｅｔ ｍｏｔｏｒｓ ｉｓ ａ ｋｅｙ ｉｓｓｕｅ ｄｅｔｅｒｍｉｎｉｎｇ ｔｈｅ ｏｐｅｒａｔｉｏｎａｌ ｒｅｌｉａｂｉｌｉｔｙ ｏｆ ｍｉｓｓｉｌｅｓ． Ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ ｆａｉｌｕｒｅ ｏｆ ｓｏｌ⁃ ｉｄ ｒｏｃｋｅｔ ｍｏｔｏｒ， ｉｎｖｏｌｖｉｎｇ ｇｒａｉｎ ｃｒａｃｋｉｎｇ ｏｒ ｃａｓｅ⁃ｌｉｎｅｒ⁃ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ ｄｅ⁃ｂｏｎｄｉｎｇ， ｃａｎ ｏｃｃｕｒ ｗｉｔｈ ｃａｔａｓｔｒｏｐｈｉｃ ｒｅｓｕｌｔｓ． Ａｉｍｉｎｇ ａｔ ｓｏｌｉｄ ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ ａｇｉｎｇ ｉｓｓｕｅｓ， ｔｈｅ ａｇｉｎｇ ｍｅｃｈａｎｉｓｍ ｏｆ ｓｏｌｉｄ ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ ｗａｓ ｄｉｓｃｕｓｓｅｄ， ｔｈｅｎ ｓｏｍｅ ｐｈｙｓｉｃａｌ⁃ｃｈｅｍｉｃａｌ ｆａｃｔｏｒｓ ｉｎｆｌｕｅｎｃｉｎｇ ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ ｄｅｇｒａｄａｔｉｏｎ ｄｕｒｉｎｇ ａｇｉｎｇ ｗｅｒｅ ｓｕｍｍａｒｉｚｅｄ． Ｏｎ ｔｈｉｓ ｂａｓｉｓ， ａｇｉｎｇ ｓｕｒｖｅｉｌｌａｎｃｅ ｄａｔａ ｒｅｑｕｉｒｅｄ ｆｏｒ ａｓｓｅｓｓｉｎｇ ｒｏｃｋｅｔ ｍｏｔｏｒ ｓｅｒｖｉｃｅ ｌｉｆｅ ｗｅｒｅ ｐｒｏｐｏｓｅｄ． Ｓｅｃｏｎｄｌｙ ｔｈｅ ｐａｐｅｒ ｆｏｃｕｓｅｓ ｏｎ ｔｈｅ ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ｏｆ Ｍｉｎｕｔｅｍａｎ ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ ｓｕｒｖｅｉｌｌａｎｃｅ ｐｒｏｇｒａｍ， ａｎａｌｙｚｉｎｇ ｔｈｅ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｅｍｐｈａｓｉｓ ａｎｄ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｔｅｓｔ ｍｅｔｈｏｄｓ ａｔ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｐｅｒｉｏｄ． Ｆｉｎａｌｌｙ ｔｈｅ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｏｎ ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ ｓｌｕｍｐ ｏｆ ｌａｒｇｅ ｓｏｌ⁃ ｉｄ ｒｏｃｋｅｔ ｍｏｔｏｒｓ ｄｕｒｉｎｇ ｖｅｒｔｉｃａｌ ｓｔｏｒａｇｅ ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ ｗａｓ ａｎａｌｙｚｅｄ ｔｏ ｐｒｏｖｉｄｅ ｒｅｆｅｒｅｎｃｅ ｆｏｒ ｓｔｏｒａｇｅ ａｎｄ ｏｐｅｒａｔｉｏｎ ｏｆ ｌａｒｇｅ ｓｏｌｉｄ ｒｏｃｋｅｔ ｍｏ⁃ ｔｏｒ ｉｎ ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ．
CT检测推进剂
CT在固体火箭推进剂装药质量检测中的应用随着我国军事工业科研和生产的飞速发展，各种材料、不同形状和不同规格的固体火箭推进剂装药不断出现，而且对装药内部的缺陷技术要求也更加严格，固体火箭推进剂装药内任何一个超标缺陷的存在，都可能影响其整体性能，甚至造成灾难性的事故。
为了保证武器系统运行上的安全可靠和准确的命中率，在生产过程中有必要根据产品的技术要求对固体火箭推进剂装药进行无损检测，以保证产品质量。
计算机层析成像——CT技术应用于固体火箭推进剂装药的质量检测，可以对固体火箭推进剂装药内部的裂纹、夹杂、气孔及其与包覆层之间的粘结等质量进行检测。
由于固体火箭推进剂装药与人体相近，医用CT非常适于固体火箭推进剂装药内部缺陷的检测及密度分布的测量。
CT成像原理是平行束X射线穿过物体后，CT扫描机射线探测器接收经衰减的强度信号，它与物体在断层面上的射线线性吸收系数有关，CT 扫描的数据经重建形成二维断层图像，图像像素值由吸收系数决定，但由于以下原因，CT值并不能直接表示为吸收系数：（1）在实际检测过程中，射线波长往往分布在一定范围内，并非具有单一波长，当射线通过物体后，不同波长对应不同衰减，从而出现射线硬化效应；（2）射线探测器非线性增益；（3）散射线对探测器信号的影响等。
通过校正射线硬化、射线准直和散射线屏蔽及增加探测器线性等手段，可以减小这些因素的影响。
通常（特别是医用CT）习惯用Houndsfields密度单位HD来描述CT值K HD 00μμμ-= 式中 μ——被检材料的X 射线线性吸收系数0μ——参考材料的X 射线线性吸收系数（通常为水）K ——常数（取决于不同的断层扫描机）CT 图像是数字化的重建图像，图像由像素矩阵构成，每个像素代表物体断层面上一个小体积元，反映了这个小体积元对射线的衰减特性。
CT 图像具有相当高的空间分辨力和密度分辨力，能直观再现被检物体的断层图像。
CT 图像的质量可以从空间分辨力、密度分辨力和伪像三个方面来表征。
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当双基装药吸湿 严重时 , 会 使推进 剂点火 困 难 、燃速减慢 、压力和初速降低 , 影响飞行器飞行 控制精度 ; 脆变型聚氨酯推进剂吸水后 , 低温抗拉 强度和模量急剧提高 , 延伸率明显下降 , 变为硬脆 物质 ; 非脆变型聚氨酯推进剂吸水后 , 低温抗拉强 度 、模量稍有下降 , 而延伸率几乎不变 ; 若水分在
靠飞行 , 对其发动机动力系统及相关零部件的工作 可靠性均提出了十分严格的要求 , 确保在设计时不 采用过大的安全系数 , 以使其达到较高的质量比.
发动机装药是固体火箭动力系统的核心 . 固体 火箭发动机从工厂生产制造到靶场试验 , 再到作战 使用 , 发动机装药往往要经过各种加工工艺 、长期 贮存 、长途运输 、超负荷装卸与舰载等过程 , 经受 各种地面和飞行中 环境条件 的考验. 在 这些过程
在推进剂与衬层或绝热层的界面处 , 某些组分 (如增塑剂和催化剂 )在界面两侧的浓度和相对溶 解度不同 , 会产生迁移现象. 通常 , 从推进剂迁入 衬层或绝热层的物质 , 起增塑作用 , 使衬层或绝热 层变软 、溶胀 , 并使推进剂变硬 、收缩 , 从 而在界 面处形成局部的高应力与应变 , 导致界面粘接减弱 甚至破坏. 对某地面发射的战术导弹发动机进行解 剖时也发现 , 衬层附近推进剂明显比药柱其它部位 硬 , 具有较高的模量和较 低的延伸率. 分析认为 , 增塑剂向衬层迁移、粘合剂渗透和推进剂中的细填 料粒子进入衬层表面的孔内是导致 这一现象的原 因. 2. 2. 3 其它原因
(1. 92941部队 , 葫芦岛 125001; 2. 91851部 队 , 葫芦岛 125001)
[摘 要 ] 分析 了固 体火箭发动机的装药缺陷及其产生 原因 , 阐述了 装药缺 陷对固体 发动机 可靠稳 定工作 的影 响与危害 , 进而强调了对装药进 行无 损检 测的重要性和必要性 ; 随即介绍了装 药无损检 测技术的现 状 , 列 举比较 了几种常规检测方法 , 为固 体火 箭发动机无损检测领域的应用研究提供了借鉴与参考 . [关键词 ] 固体火箭发动机 ; 装药缺陷 ; 无损检测 ; CT检测技术 [中图分类号 ] TJ760. 3 + 3 [文献标识码 ] A
对于自由装填药柱 , 在点火压强升高阶段 , 燃 烧室压强和药柱与壳体间隙之间产生的压强可能以 不同 的速率 升高 , 因此 , 药柱在压 强梯度的 作用 下 , 在推进剂内 部及粘 接界面中 将产生应 力、应 变 , 并会引起药柱的破裂及推进剂 /包覆层的脱粘 和扩展. 2. 2 老化与化学迁移 2. 2. 1 老化
Cau sa l An a ly sis of C ha r ge F la w s for So lid Rock et M otor an d Re sea r ch on Non d estr uct ive Test in g M e th od s
Liang Yan1 , Zhang Ch i2 , Liang M ing2 (1. Unit 92941, Huludao 125001, China; 2. Un it 91851, Hu ludao 125001, China)
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氧化剂粒子周围形成低膜液层 , 则在低应力水平和 相应的力学损坏下出现“脱湿 ”现象 , 表现为延伸率 和模量的迅速下降.
此外 , 贮存过程中的霉菌 、腐气以及盐雾都将 对发动机装药的力学性能有不同程度的影响 , 除了 使得装药发生明显变形以及强度下降外 , 还表现在 药柱表面附着细小 白色粉末 , 出现汗珠 渗出状液 滴 、发粘 、异味、粗糙等现象. 2. 2. 2 化学迁移
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界面的粘接强度降低. 温度升高会使推进剂分子的 热运动速度加快 , 加速力学性能的变化 , 促使其降 解 、交联以及组分迁移 , 其表现为药柱软化 、脱粘 、 断裂 ; 温度降低 , 聚合物产生结晶 , 使推进剂变得 硬而脆 , 延伸率显著降低 , 表现为裂纹 ; 当贮存温 度高低交 替循环 时 , 药柱将 出现裂纹 、脆变或汗 析 、晶析等物理效应 , 造成内部裂纹和粘接界面脱 粘.
影响复合推进剂性能老化的主要机理是 : 后固 化 、氧化交联和高聚物的断链.
推进剂在贮存时 , 固化反应继续进行 , 即正常 固化后的连续缓慢的后固化 , 使交联密度增加 , 导 致推进剂模量的增加 , 造成延伸率下降.
受环境温度、湿度等贮存条件的影响 , 将破坏 粘结剂和氧化剂的界面粘附 , 促使高聚物粘结剂热 断链或水解断链 , 使氧化剂溶解、迁移和沉淀. 其 主要表现为推进剂力学性能降低 (变软 ) , 抗拉强度 明显下降. 例如 : “民兵 Ⅲ”导弹第二级与第三级发 动机在贮存过程中 , 曾出现环境中的水分经扩散进 入衬层内 , 使氮丙啶与羧酸反应所产生的交联点水 解 , 从而导致推进剂抗拉强度下降的情况.
1 引 言
固体火箭发动机作为各种运载火箭和导弹武器 的动力装置 , 为其安全可靠飞行提供了强有力的动 力支持 , 常被喻为是运载火箭和导弹的心脏. 固体 火箭发动机是一次使用性产品 , 一经点火起动 , 将 难以中途停车 , 因此为保证火箭 、导弹能够稳定可
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战术导弹 技术 Tactica lM issile Technology Janua ry, 2010, (1) : 73～77 [文章编号 ] 100921300 ( 2010) 0120073205
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固体火箭 发动机装药缺陷原因分析及 无损检测方法的研究
梁 彦1 , 张 驰 2 , 梁 明 2
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有足够的刚度以维持自身的形状 , 因而有应变的贮 存条件破坏了粘结剂和填料的粘结 , 可能引起粘接 界面的脱粘. 2. 1. 3 发动机工作时的燃气内压载荷
这种内压载荷的影响从发动机点火工作到熄 火 , 持续作用于整个发动机工作全过程. 在贴壁浇 铸药柱点火时 , 燃烧室内几毫秒便可达到最大的工 作压强 ; 在这个不稳定的过程中 , 发动机壳体在内 压作用下扩张 , 药柱依附于壳体而变形 , 如果此时 药柱温度较低 , 药柱的伸长率就小 , 那么推进剂内 部引发应力场 , 粘接界面产生应力 , 有可能导致药 柱内通道表面产生裂纹和界面脱粘 , 致使发动机发 生故障.
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中 , 固体火箭发动机各组成部分都可能发生变化 , 导致了脱粘、裂纹 、缩孔等缺陷的产生 ; 这些缺陷 严重到一定程度 , 可能导致发动机点火失败 , 或者 使内弹道性能 (如燃烧室的压力和推力 ) 偏差超过 规定要求 , 甚至 使发动机壳体 烧穿 、爆炸. 因 此 , 在固体火箭发动机的制造、贮存和服役过程中必须 注重对其质量和缺陷的检测 , 以确保其工作可靠性 和安全性.
2 固体火箭发动机装药缺陷的原因分 析
固体火箭 发动机 药柱在 固化冷 却 、贮 存、运 输 、飞行和级间分离过程中要承受各种载荷作用 , 同时受温度 、湿度等贮存条件的共同作用影响 , 发 动机的推进剂 、衬层及绝热层将发生物理和化学性 质的变化 , 破坏了固体火箭发动机的结构完整性 , 产生了如壳体与衬层 (绝热层 ) 、衬层 (绝热层 )与 推进剂粘结界面发生脱粘 , 药柱产生裂纹 、内部出 现空洞 , 壳体 、喷管石墨喉衬出现裂纹 , 喷管扩张 段外壳与纤维缠绕复合材料绝热层粘结界面发生脱 开等各种缺陷. 2. 1 载荷分析 2. 1. 1 温度载荷
(1)生产阶段 固体推进剂经浇铸后 , 升温固化 , 药柱将粘结 到发动机壳体内壁. 由于推进剂的热膨胀系数比发 动机壳体材料高一个数量级 , 这样药柱从较高的固 化温度降到较低的贮存温度时 , 必然在贴壁浇铸式 药柱内产生热应力和热应变. 此时 , 药柱要承受较 大的拉伸 , 其最易产生缺陷的区域一是在药柱直筒 段内孔 、星孔药柱的星角处和翼的凹槽表面 (这些 部位易产生裂纹 ) ; 二是在药 柱两端的 绝热层 /衬 层 /推进剂粘接界面 (这些部位将产生较大 的剪切 应力 , 容易造成推进剂 /绝热层或绝热层 /壳体的脱 粘 ). (2)贮存阶段 发动机装药在贮存期间 , 由于受环境温度随季 节周期性变化的影响 , 将承受交变热应力的作用 , 使得装药力学性能变化很大 , 推进剂的强度和粘接
Abstra ct: The charge flaws and its causa tion of solid rocket motor are analysed, and the harm ful effects of the charge flaws are elaborated, so the importance and essentia lity of the nonde structive testing(ND T) are emphasized. Then the p re sent sta te of NDT technology is introduced, and som e kinds of conventional te stingm ethods are enum erated, which provides beneficial references for the applied research in the NDT fields of solid rocket motor. Keywords: solid rocket m otor; cha rge flaws; Non Destructive Te sting(NDT) ; CT te sting technolo2 gy