第五期速览

含氟材料助燃铝粉研究进展

郭惠丽, 张为鹏, 赵 昱, 庞维强

郭惠丽,张为鹏,赵 昱,等.含氟材料助燃铝粉研究进展[J].固体火箭技术,2025,(05):654-661.

GUO Huili,ZHANG Weipeng,ZHAO Yu,et al.Research progress of combustion-supporting effect of fluorine-containing materials on aluminum powders[J].Journal of Solid Rocket Technology,2025,(05):654-661.

摘要：铝(Al)粉是火炸药(包括炸药、推进剂和发射药)行业最常用的金属燃料之一,但一直存在燃烧不完全的难题。综述了无机含氟材料(金属氟化物、氟化石墨及石墨烯基氟化物等)、有机含氟材料(含氟有机小分子、含氟高分子)以及自组装含氟材料助燃Al粉及其助燃机制的研究进展。结果表明,无机含氟材料、有机含氟材料和自组装含氟材料,在受热分解时均可形成氟原子、含氟小分子或含氟有机碎片自由基,这些反应产物与Al发生化学反应生成氟化铝,氟化铝还可以再次分解生成氟原子,重复与Al再次发生化学反应,故含氟材料中的氟起到的是催化作用,而不仅仅发生氧化还原反应。为了针对不同应用场景优选含氟化合物,后续需要深入研究含氟化合物热分解过程的热力学和动力学问题、含氟离子或自由基与不同粒度Al粉反应的动力学问题,设计含氟化合物与Al粉的级配和制备工艺,以最大程度发挥这类材料的应用。

单阀门与双阀门喉栓式发动机推力负调分析

余昕宇, 王健儒, 李洞春, 苗志文, 廖栩锋, 王琪虎

余昕宇,王健儒,李洞春,等.单阀门与双阀门喉栓式发动机推力负调分析[J].固体火箭技术,2025,(05):662-671.

YU Xinyu,WANG Jianru,LI Dongchun,et al.Analysis of thrust negative adjustment of single valve and double valve throat plug motor[J].Journal of Solid Rocket Technology,2025,(05):662-671.

摘要：针对喉栓式发动机推力负调现象抑制难题,通过阶跃响应数值仿真和试验分析单阀门喉栓式发动机的推力负调响应机理和动态特性,开展了双阀门喉栓式发动机特定工况(入口质量流率恒定,在针栓作动过程中维持等效喉部面积之和恒定)的流场数值仿真,得到了发动机推力和燃烧室压强的动态响应特性。结果表明:单阀门喉栓式发动机的推力负调现象是由燃烧室压强响应滞后于等效喉部面积变化所造成的,负调量受燃烧室压强变化和等效喉部面积相对变化速度影响。在不同等效喉部面积变化速度下,负调时间相同,负调量与针栓运动速度呈正相关,负调幅度均不超过5%; 双阀门喉栓式发动机燃烧室针栓作动过程中,压强维持恒定,数值波动低于0.5%,推力动态响应不受燃烧室压强影响,推力仿真曲线未见反向尖峰,负调现象受到明显抑制。

固体火箭冲压发动机无喷管助推器药柱结构完整性分析

刘 强, 史 林, 那旭东, 隗 镔

刘 强,史 林,那旭东,等.固体火箭冲压发动机无喷管助推器药柱结构完整性分析[J].固体火箭技术,2025,(05):672-679.

LIU Qiang,SHI Lin,NA Xudong,et al.Structural integrity analysis of nozzleless booster grain for solid rocket ramjet[J].Journal of Solid Rocket Technology,2025,(05):672-679.

摘要：无喷管助推器药柱结构完整性分析是整体式固体火箭冲压发动机研制的重要一环。为研究无喷管药柱在温度和压力载荷作用下的力学响应,采用三维线性黏弹性有限元模型,对某型号固体火箭冲压发动机无喷管助推器药柱在0 ℃环境下进行结构完整性分析,并通过CT检测和点火试验验证了仿真结果。结果表明:在温度载荷作用下,三维模型比二维模型计算结果更加准确,药柱头部无需设计应力释放结构就能满足药柱结构完整性的要求; 药柱Mises应力在高低燃速界面产生间断; 药柱最危险区域位于低燃速药柱内表面; 内压载荷作用下,药柱尾端面出现被挤出的现象,最危险区域位于低燃速药柱与背面绝热层凸台连接处; 温度和压力联合载荷作用下,最危险区域位于高燃速药柱内表面。该研究结果可为其他型号无喷管发动机的设计提供一定的参考价值。

双脉冲发动机金属隔舱承压与打开过程研究

王 富, 田维平, 张翔宇, 吴 秋, 石 钦

王 富,田维平,张翔宇,等.双脉冲发动机金属隔舱承压与打开过程研究[J].固体火箭技术,2025,(05):680-686.

WANG Fu,TIAN Weiping,ZHANG Xiangyu,et al.Analysis on pressure and opening process of metal compartment in dual pulse motor[J].Journal of Solid Rocket Technology,2025,(05):680-686.

摘要：双脉冲发动机金属隔舱在其工作过程中具有承压和隔热的重要作用。为了提高隔舱式金属膜片设计的可靠性,结合某双脉冲发动机设计参数,采用瞬态分析与显式动力学方法,研究了压强载荷对金属隔舱正向承压及金属膜片打开过程的影响。结果表明,在I脉冲侧加载燃烧室动态压强18.5 MPa时,金属隔舱满足正向承压能力; 在静态内压载荷作用下的膜片打开压强为3.8 MPa,动态内压载荷作用下膜片动态打开压强为1.9 MPa。多孔支撑件在不同压强下的应变趋势和仿真结果相同,金属膜片冷流静态打开压强与仿真结果一致,验证了金属膜片式隔舱的适用性。

横向过载下的翼柱形药柱固体发动机内弹道特性

梁镕基, 雷建长, 池元成

梁镕基,雷建长,池元成.横向过载下的翼柱形药柱固体发动机内弹道特性[J].固体火箭技术,2025,(05):687-695.

LIANG Rongji,LEI Jianchang,CHI Yuancheng.Interior ballistic characteristics of solid rocket motor with finocyl grain under lateral overload[J].Journal of Solid Rocket Technology,2025,(05):687-695.

摘要：针对横向过载对翼柱形药柱固体发动机内弹道特性以及绝热层暴露时间的影响,建立了改进的偏移面方法,稳定且高效地模拟了翼柱形药柱复杂翼槽特征的非均匀燃面退移,获得了0～50g横向过载下的燃面变化规律,研究了不同大小、不同角度横向过载下的内弹道特性与绝热层暴露时间。结果表明,在横向过载下,翼柱形药柱的内弹道变化与锥孔形药柱相似,主要工作阶段压强上升,临近结束阶段压强下降,绝热层暴露时间增加,燃烧拖尾; 翼槽特征使燃烧室压强在60 s时相对无过载情况缓慢下降,并使内弹道与绝热层暴露情况受到横向过载角度影响。在10g的典型高横向过载飞行环境下,平均压强在主工作阶段上升1.1%,临近结束阶段下降11.1%,绝热层暴露时间最大增加3.10 s,需要考虑过载带来的内弹道与飞行轨迹偏差,并加强发动机承载侧的热防护。

基于分形维数的固体推进剂损伤表征方法

乔一舟,吴伟静,申志彬

乔一舟,吴伟静,申志彬.基于分形维数的固体推进剂损伤表征方法[J].固体火箭技术,2025,(05):696-703.

QIAO Yizhou,WU Weijing,SHEN Zhibin.Characterization method for solid propellant damage based on fractal dimension[J].Journal of Solid Rocket Technology,2025,(05):696-703.

摘要：固体推进剂的细观损伤是影响其力学行为的重要因素,对其进行定量表征意义重大。采用原位拉伸试验和高倍光学显微镜观测相结合的手段,研究了某3,3'-二叠氮甲基氧杂环丁烷-四氢呋喃共聚醚(PBT)推进剂在定速拉伸状态下的损伤演化过程。通过截取试样拉伸过程中的图像,经过图像处理后提取损伤部分,计算其分形维数,定量分析单轴拉伸下的推进剂损伤演化过程,并对比了孔隙率和分形维数在表征损伤方面的差异。结果表明,在距离拉伸断口较远处,PBT推进剂损伤无明显的发展演化过程,分形维数呈现缓慢增长的趋势; 在拉伸断口处,PBT推进剂有明显的损伤演化过程,分形维数呈现先增长后平缓的趋势,与应力-应变曲线的变化趋势存在相似性。

声激励作用下内衬与壳体的结构-声压耦合

 王浩煜, 李子朔, 万丽芬, 熊永亮, 郜 冶

王浩煜,李子朔,万丽芬,等.声激励作用下内衬与壳体的结构-声压耦合[J].固体火箭技术,2025,(05):704-713.

WANG Haoyu,LI Zishuo,WAN Lifen,et al.Structure sound pressure coupling of liner and case under acoustic excitation[J].Journal of Solid Rocket Technology,2025,(05):704-713.

摘要：固体发动机在燃烧末期频繁出现的燃烧及弹道不稳定现象影响了其飞行稳定性。为探究结构振动与声场相互作用对这一现象的影响,将发动机燃烧室简化为内衬橡胶的钢管结构,并通过实验与数值模拟相结合的方法进行分析。实验研究了在不同橡胶厚度、管长、管径条件下施加声激励时的声压与加速度振荡特性,模拟探讨了橡胶厚度变化对结构固有频率的影响。结果表明:随着橡胶厚度的减小,结构固有频率逐渐降低,并可能在特定条件下接近声腔低阶模态,引发结构-声场的相互作用; 同时,结构对声场的调制作用减弱,使声场振荡主频更加集中,振幅增大; 而声场对结构的影响增强,使外壳加速度振荡幅值增加,内部结构振动减弱。此外,系统质量与阻尼的减少会进一步强化声场对结构振动的作用,使结构响应更加显著。尽管研究未直接涉及燃烧不稳定性,但实验和模拟结果表明,结构特性变化会影响声场能量分布,从而可对燃烧室的动态行为产生潜在影响,可为燃烧不稳定性的机理研究提供参考。

基于干法缠绕的高温环氧/国产T800碳纤维复合材料壳体性能

惠雪梅, 张光喜, 包艳玲, 洪星星, 鲁建军, 阮英波

惠雪梅,张光喜,包艳玲,等.基于干法缠绕的高温环氧/国产T800碳纤维复合材料壳体性能[J].固体火箭技术,2025,(05):714-722.

HUI Xuemei,ZHANG Guangxi,BAO Yanling,et al. Properties of the high temperature epoxy/domestic T800 carbon fiber composite case based on dry winding[J].Journal of Solid Rocket Technology,2025,(05):714-722.

摘要：基于干法缠绕工艺特性,开发了适用于国产T800碳纤维干法缠绕的高温环氧体系(GWE-1),研究了GWE-1的固化反应动力学、流变行为、存储期和力学性能,观察了树脂破坏断面微观形貌特征,采用干法缠绕工艺制备了国产T800碳纤维/GWE-1复合材料的标准φ150 mm和φ480 mm壳体,验证了T800碳纤维/GWE-1环氧胶带的干法缠绕工艺适配性,考核了两种标准尺寸壳体的内压承载能力。结果表明:GWE-1环氧体系具有高强、高韧、耐高温和较长的室温存储期,与国产T800碳纤维具有良好的缠绕适配性; 标准φ150 mm和φ480 mm壳体的爆破压强分别为42.9、23.0 MPa,容器特性系数分别达到55.1、51.6 km,同时国产T800碳纤维强度转化率均超过90%以上。因此,国产T800碳纤维/GWE-1复合材料具有优良的内压承载能力,具备在固体火箭发动机壳体上的应用潜力。

压实动程与保压时间可调控的软硬混编预制体压实控制策略

梅宝龙, 董九志, 邢力鹏, 蒋秀明

梅宝龙,董九志,邢力鹏,等.压实动程与保压时间可调控的软硬混编预制体压实控制策略[J].固体火箭技术,2025,(05):723-732.

MEI Baolong,DONG Jiuzhi,XING Lipeng,et al.A compacting control strategy for soft-hard mixed perform with adjustable movements and holding time[J].Journal of Solid Rocket Technology,2025,(05):723-732.

摘要：针对软硬混编预制体压实工艺过程“施加-保持-释放”载荷无法精准调控的问题,基于软硬混编预制体压实装置,提出压实动程与保压时间可调控的控制策略。构建满足“停-升-停”运动规律的机电传动系统模型,采用修正摆线函数将控制轴匀速转动变换为下微孔板周期性变速运动; 建立基于速比系数kc的伺服电机变速运动参数化模型,系统揭示不同kc对下微孔板位移、速度与加速的影响规律。综合考虑压实效率与机械性能,在不同压实阶段选择不同速比系数,压实初期宜选择较小kc,压实末期kc不宜大于0.6; 进一步确定模型参数调控方法,系数调整获得不同下微孔板运动规律,实现压实全周期内机械参数的准确输出。加压密实实验表明:基于压实动程与保压时间动态调控控制策略,在预制体成型过程中可达到与人工理想压实数据基本相同的受压效果,两者相比最大偏差为8.15%,满足实际工艺需求。

固体火箭发动机三元乙丙绝热材料烧蚀热响应研究

乐燕玲, 任 萍, 李 伟, 余昕宇

乐燕玲,任 萍,李 伟,等.固体火箭发动机三元乙丙绝热材料烧蚀热响应研究[J].固体火箭技术,2025,(05):733-742.

LE Yanling,REN Ping,LI Wei,et al.Ablation and thermal response of EPDM insulation material for solid rocket motor[J].Journal of Solid Rocket Technology,2025,(05):733-742.

摘要：开展三元乙丙橡胶(EPDM)烧蚀热响应研究有利于固体火箭发动机内绝热材料的性能预测与应用设计。利用热失重与石英灯辐射加热设备对EPDM进行热考核实验,采用扫描电子显微镜观测材料烧蚀后的微观形貌,根据理论方程与相关参数演化规律建立热响应预报模型; 以短时间高热流加热方案模拟了EPDM绝热材料在热环境下的热响应特性。结果表明,材料表面温度受表面热流密度影响程度最大,而材料内部温度更易受到材料当前热解程度、密度、热解气体流量等因素的影响; 同时,材料的热解程度及参数演化规律具有时效滞后性,上层总是优先于下层出现变化,各位置的特征值之间具有约10 s的相对时间差。背温计算结果与实验测量值之间误差在12%以内,表明计算模型准确性较好,可用于EPDM的性能测试与热响应预报。

基于机器人技术的燃烧室内绝热层自动辊压参数试验研究

武凌羽, 王志军, 王国磊, 林存宁, 路敦民

武凌羽,王志军,王国磊,等.基于机器人技术的燃烧室内绝热层自动辊压参数试验研究[J].固体火箭技术,2025,(05):743-747.

WU Lingyu,WANG Zhijun,WANG Guolei,et al.Experimental study on automatic rolling parameters of insulation in combustion chamber based on robot technology[J].Journal of Solid Rocket Technology,2025,(05):743-747.

摘要：由机器人对绝热层进行辊压以实现可靠的初粘,是固体火箭发动机燃烧室内绝热层自动化铺贴的关键步骤。为了探究机器人自动辊压的可行性,以三元乙丙橡胶(EPDM)绝热层材料为研究对象,搭建了由机器人、恒力浮动法兰和刚性压辊为核心的自动辊压试验平台,以抗拉强度为初粘性的表征指标,研究了自动辊压的法向压力值、完成涂胶至开始辊压的晾置时间和最大可辊压厚度对绝热层初粘性的影响。通过试验确定了辊压力最佳区间为200～250 N,最佳晾置时间为2 min,最大辊压厚度为8 mm; 验证了基于机器人带动刚性压辊对绝热层进行辊压实现绝热层初粘的可行性。

推进剂代料用双螺杆挤出机塑化加工过程的模拟与验证

傅陈超, 薛 平, 张 润, 王 斌, 赵 荣, 韩民园, 张 帅, 韩京京

傅陈超,薛 平,张 润,等.推进剂代料用双螺杆挤出机塑化加工过程的模拟与验证[J].固体火箭技术,2025,(05):748-756.

FU Chenchao,XUE Ping,ZHANG Run,et al.Simulation and verification of plasticizing process of twin-screw extruder for propellant substitutes[J].Journal of Solid Rocket Technology,2025,(05):748-756.

摘要：为提升含能材料连续化加工的安全性并建立高精度仿真体系,以典型改性双基推进剂为基准,通过流变特性匹配优化代料配方(醋酸丁酸纤维素:乙烯-醋酸乙烯共聚物:碳酸钙:邻苯二甲酸二乙酯:炭黑粉:水=180:65:210:40:5:27),采用Polyflow与Ludovic仿真软件对啮合平行同向双螺杆挤出过程进行多尺度模拟,结合实验验证关键参数。研究表明:工艺参数与设备结构的协同作用对加工安全性影响显著; 螺杆转速(5～15 r/min)与长径比的增大将导致安全风险上升,具体表现为机头压力和温度随着螺杆转速和长径比的增大而显著上升,最高分别达2.77 MPa和105.23 ℃; 挤出机的计量段温度因剪切热在小导程螺纹处出现峰值; Polyflow的压力与温度最大误差分别为10.08%和8.43%,Ludovic对应为11.01%和4.14%; Polyflow可以精准刻画三维流场细节,而Ludovic凭借快速计算能力(单次时间<1 min)实现高效计算,二者互补可覆盖从微观剪切分析到宏观工艺设计的全链条需求。双软件协同策略可界定安全工艺窗口(温度≤90 ℃、转速≤15 r/min),为推进剂连续化生产提供高精度、高效率的解决方案。

立式混合机桨叶自动清理系统桨叶运行轨迹研究

曾庆林, 曹 宇, 刘 嵩, 郑逸文, 朱文博, 张振宇

曾庆林,曹 宇,刘 嵩,等.立式混合机桨叶自动清理系统桨叶运行轨迹研究[J].固体火箭技术,2025,(05):757-762.

ZENG Qinglin,CAO Yu,LIU Song,et al.Blade running trajectory of vertical mixer blade automatic cleaning system[J].Journal of Solid Rocket Technology,2025,(05):757-762.

摘要：针对基于防爆3D视觉系统的立式混合机桨叶自动清理系统位姿识别耗时长、测量精度易受干扰等问题,以25 L立式混合机为研究对象,基于立式混合机的齿轮传动结构原理,研究桨叶位姿与电机轴旋转角度之间的周期性关联关系,通过控制电机轴旋转角度实现桨叶任意位姿的精确定点停车,从而在不使用防爆3D视觉系统的情况下,利用工业防爆机器人实现桨叶清理的远程隔离一键操作,大幅降低硬件成本,提高清理效率。试验结果表明:相对防爆3D视觉系统而言,单次清理可节省位姿识别时间约5 min,单次推进剂装药可节省清理总时间约15～20 min,清理效率提升20%以上。

基于空间推进的超声速进气道设计方法研究

曲俐鹏, 杨大伟, 任 喆, 刘甫州

曲俐鹏,杨大伟,任 喆,等.基于空间推进的超声速进气道设计方法研究[J].固体火箭技术,2025,(05):772-781.

QU Lipeng,YANG Dawei,REN Zhe,et al.Design method of supersonic inlet based on space-marching[J].Journal of Solid Rocket Technology,2025,(05):772-781.

摘要：针对特征线方法在求解超声速流场时面临的强压缩波/激波间断流动求解受限问题,提出了一种超声速进气道基准流场的空间推进法,在生成流场网格的同时求解进气道流场,可实现对包含等熵压缩、激波间断压缩流动的基准流场设计及求解,对其求解二维/轴对称进气道流场的可靠性进行了验证。结果表明:空间推进法求解的二维、轴对称进气道壁面沿程压力分布规律与数值仿真结果完全一致,对于二维、轴对称进气道的求解时间分别仅为26.7、38.1 s,表明该方法具有较高的求解精度及较快的求解速度。与传统基准流场设计所采用的特征线方法相比,空间推进法能够求解强压缩波流场,普适性强。基于空间推进法求解的轴对称基准流场,可实现三维内转式进气道设计,生成的内转式进气道继承了基准流场的波系特征及壁面压力变化规律,无黏情况下捕获流量系数为1.00。

基于部分通道移位与最优目标估计的固体发动机药柱超分辨率重建

辛 赏, 吕梅柏, 李 炜, 李井东, 张高乐

辛 赏,吕梅柏,李 炜,等.基于部分通道移位与最优目标估计的固体发动机药柱超分辨率重建[J].固体火箭技术,2025,(05):782-790.

XIN Shang,LYU Meibo,LI Wei,et al.Super-resolution reconstruction of SRM grain based on partial channel shift and optimal objective estimation[J].Journal of Solid Rocket Technology,2025,(05):782-790.

摘要：固体火箭发动机的可靠性在很大程度上取决于药柱结构完整性,而微小缺陷的准确检测是确保药柱结构完整性的关键。传统无损检测技术因分辨率的限制难以准确检测这些微小缺陷,故而提出了一种基于部分通道移位(PCS)和最优目标估计(OOE)的图像超分辨率重建算法(PCSOOE),旨在提高药柱图像的质量,从而更准确地检测微小缺陷。通过PCS策略扩展模型的有效感受野(ERF),并通过OOE技术为图像的每个区域确定最优目标,生成高分辨率图像(HR)的超分辨率输出。结果表明,该方法在提高图像分辨率的同时,能够有效减少伪影和提高图像质量; 在多个数据集上的峰值信噪比(PSNR)和结构相似性(SSIM)相较于传统方法平均提升了12%和17%,与次优算法相比分别提高了4%和5%; 该方法还有效减少了参数量和计算量,为药柱图像的超分辨率重建提供了一种有效的技术手段。

冷气微霍尔推力器推力响应时间测量方法研究

龙 涛, 龙建飞, 王嘉彬, 周炜杰, 郭大伟, 孙明明, 赵呈选, 郭 宁

龙 涛,龙建飞,王嘉彬,等.冷气微霍尔推力器推力响应时间测量方法研究[J].固体火箭技术,2025,(05):791-798.

LONG Tao,LONG Jianfei,WANG Jiabin,et al.Measurement of response time of micro-Hall thruster in cold air mode[J].Journal of Solid Rocket Technology,2025,(05):791-798.

摘要：微推力器推力快速响应测量对无拖曳控制系统具有重要意义。为满足无拖曳控制系统对推力测量快速响应的需求,提出推力器束流参数诊断推力响应的新方法,基于四级自稳式电离规探针,搭建了冷气微推力器推力快速测量系统,建立了推力响应时间物理模型。结合高精度采集控制电路,将推力响应时间转化为探针收集极电流变化时间,从而获得推力响应时间。以冷气模式下的微霍尔推力器为测试对象,采用控制变量法改变单个实验条件,对响应时间进行多次测量,得到合适的阳极流量范围、加速极电压和轴向距离对响应时间测量影响。结果表明,以四级自稳式电离规探针为核心构建的测量系统响应时间在35 ms以内,能够达到50 ms的推力响应指标。

基于深度神经网络与状态预测器的无人飞行器自适应控制

程喆坤, 赵良玉

程喆坤,赵良玉.基于深度神经网络与状态预测器的无人飞行器自适应控制[J].固体火箭技术,2025,(05):799-806.

CHENG Zhekun,ZHAO Liangyu.Adaptive control of unmanned aerial vehicle based on deep neural network and state predictor[J].Journal of Solid Rocket Technology,2025,(05):799-806.

摘要：集群飞行场景中广泛存在的非结构化不确定性会影响无人飞行器的控制品质,甚至导致其出现飞行安全问题。为了能够在存在非结构化不确定性的情况下实现良好的轨迹跟踪性能,提出了一种基于深度神经网络和状态预测器的自适应控制方法,利用深度神经网络的特征提取能力为非结构化不确定性设计特征向量,从而提高了控制系统的不确定性估计性能。基于非光滑Lyapunov稳定性理论推导出自适应律,保障了深度神经网络在控制系统中应用的稳定性。根据获得的估计值对不确定性进行补偿,实现了更好的轨迹跟踪和姿态控制效果。最后,数值仿真证明了所提出的方法提升了无人飞行器在非结构化不确定性影响下的轨迹跟踪精度,有效保障了无人飞行器集群飞行的稳定与安全。

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