推進劑的案例
長時間滑行低溫推進劑管理關鍵技術分析
3.1 主動式推進劑位置管理
如圖5所示，主動式用橡皮囊或其他物體（如金屬膜片等）將推進劑與氣枕隔開，利用高壓氣體擠壓膜片將推進劑輸送到發動機燃燒室，可以適應不同的加速度且推進劑的利用效率高，常用于衛星貯箱與機動性強且工作時間短的飛行器中的常規推進劑管理。
但對于大型低溫末級，主動式裝置結構尺寸大、質量大，存在膜片與低溫推進劑的相容性問題和疲勞問題。且由于低溫推進劑的蒸發難以實現氣液分離并帶來壓力控制的問題。
3.2 沉底式推進劑位置管理
如圖6所示，沉底式利用沉底發動機提供推力形成人工重力場，使得慣性力遠大于表面張力，抑制液體的自由浸潤和漂移，保證推進劑穩定在貯箱底部或將推進劑重定位至貯箱底部，是目前比較成熟的推進劑管理辦法，工作可靠，應用廣泛；但需要消耗推進劑或高壓氣瓶中的氣體產生沉底推力，常用于大型運載火箭的低溫末級。
早期的低溫末級貯箱漏熱大，需要持續排氣以控制貯箱壓力，整個滑行段都需要維持穩定的氣液界面，因此采用連續沉底方案。如圖7所示，連續沉底分為沉底段、保持段和抑制段。沉底段采用大推力抑制主發動機關機時的晃動放大，防止推進劑到達貯箱頂部排氣口而意外排出；保持段采用小推力保持推進劑的沉底狀態并減少沉底發動機的推進劑消耗量；抑制段采用大推力進一步抑制增壓氣體對液面的沖擊以及螺旋管流等干擾，保證主發動機的正常起動。
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2.4 小 結
限制低溫末級滑行時間的主要因素包括微重力環境下的氣液摻混、空間熱環境下的推進劑溫度升高和蒸發損失以及儀器設備用電需求等。因此，為拓展低溫末級滑行時間，提高運載能力及任務適應性，必須解決滑行段低溫推進劑的位置管理、熱量管理以及供電問題。
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低溫推進劑位置管理
由于長時間滑行段貯箱內氣液摻混，直接排氣會將液態推進劑排出，不僅造成推進劑浪費，降低火箭運載能力，同時低溫推進劑排出后在真空環境中迅速氣化，對姿態造成干擾，為姿態系統設計帶來困難。美國AC-4沒有進行有效的推進劑位置管理，將液氫排出貯箱，導致了飛行任務的失敗。
為了保證滑行段貯箱排氣不夾液及發動機的再起動，必須進行推進劑位置管理。國內外推進劑管理方案主要分為主動式、沉底式和表面張力式。
3.1 主動式推進劑位置管理
如圖5所示，主動式用橡皮囊或其他物體（如金屬膜片等）將推進劑與氣枕隔開，利用高壓氣體擠壓膜片將推進劑輸送到發動機燃燒室，可以適應不同的加速度且推進劑的利用效率高，常用于衛星貯箱與機動性強且工作時間短的飛行器中的常規推進劑管理。
但對于大型低溫末級，主動式裝置結構尺寸大、質量大，存在膜片與低溫推進劑的相容性問題和疲勞問題。且由于低溫推進劑的蒸發難以實現氣液分離并帶來壓力控制的問題。
3.2 沉底式推進劑位置管理
如圖6所示，沉底式利用沉底發動機提供推力形成人工重力場，使得慣性力遠大于表面張力，抑制液體的自由浸潤和漂移，保證推進劑穩定在貯箱底部或將推進劑重定位至貯箱底部，是目前比較成熟的推進劑管理辦法，工作可靠，應用廣泛；但需要消耗推進劑或高壓氣瓶中的氣體產生沉底推力，常用于大型運載火箭的低溫末級。
展開 推進劑貯箱金屬膜片的變形模擬與參數分析
根據模擬結果可知，膜片厚度、公切線錐角和外載對貯箱推進劑排空率影響顯著，但膜片厚度和外載對膜片翻轉偏心程度影響不大，因此在保證膜片翻轉不失效的情況下，可以增加外載和減小厚度來提高貯箱的排空率。
增大公切線錐角雖然可以提高貯箱的排空率，但同時也會加重膜片的翻轉偏心程度。膜片的偏心程度過大，會影響推進劑輸出的穩定性，同時有可能造成推進劑出口提前被堵住，而降低推進劑排空率。
由于膜片厚度和公切線錐角對推進劑排空率和膜片翻轉偏心程度影響顯著，在金屬膜片的實際生產過程中，應該對關系到膜片厚度和公切線錐角的加工工藝嚴格控制。（轉）
展開 淺談HTPB推進劑/襯層粘接界面破壞過程分析
3.2.1定性分析
粘接試件是由推進劑相、襯層和絕熱層組成。其中中間位置顏色較深、僅有約200m厚度部分的為襯層。在左側的推進劑相中，有許多大小不一、分布不均勻的填充顆粒。在未進行拉伸的時候，其填充顆粒周圍就存在一定的脫濕現象，這是在制作試件的過程中產生的，無法完全避免。
(1)應變由0變化到5%，試件宏觀應力應變曲線處于斜率較大的線性段，此時試件內部完整性較好，試件整體力學性能表現為彈性;
(2)應變由10%變化到25%，試件宏觀應力應變曲線處于斜率較小的線性段，推進劑/襯層粘接界面附近顆粒出現脫濕現象，并且變化明顯，脫濕尺寸隨應變的增加而逐漸增大;而推進劑相的顆粒附近仍未見新增的脫濕現象，襯層與推進劑相繼續被拉長由此可見是顆粒的脫濕導致了試件的彈性模量變小，此時試件整體力學性能仍表現為彈性;
(3)在應變為29%時，試件宏觀應力應變曲線處于明顯的非線性段，由于試件的進一步拉伸，推進劑基體被拉伸，基體內部產生應力集中，導致推進劑相顆粒出現明顯脫濕，其附近區域產生微裂紋，推進劑/襯層界面附近顆粒脫濕處承受的載荷不再增加，此時試件整體力學性能表現為復雜的物理性質;
(4)在應變為35%時，試件宏觀應力應變曲線處于破壞段，推進劑相的顆粒與基體出現脫粘，隨載荷進一步增加，推進劑內部微裂紋出現匯合，導致宏觀裂紋的形成，進而發生破壞。粘接結構的破壞過程從推進劑/襯層粘接界面處起始，并向推進劑相拓展，在拉伸過程中推進劑內部脫濕和粘接脫粘相互作用最終發生推進劑的內聚破壞，裂紋的擴展方向與拉伸方向近乎垂直。
粘接試件不同應變下的細觀破壞圖能夠較好地反映其宏觀拉伸應力-應變曲線，并解釋各個階段曲線產生變化的原因：顆粒脫濕與基體脫粘是導致試件的力學性能改變及試件破壞的主要原因。
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藍箭公布“朱雀一號”試飛異常原因:推進劑提前耗盡
藍箭表示初步懷疑原因是由于末修姿控動力系統某推力室輸送管損壞，導致控制力下降和推進劑泄漏，姿態控制力異常、推進劑提前耗盡。后續匯總全部數據后，將進一步分析形成最終結論，并著手準備保險理賠工作。
藍箭表示，飛行全過程中，“朱雀一號”最大飛行高度337千米，最快速度6300米/秒。在升空402秒后，三級出現異常，搭載的未來號未能按照預定計劃入軌。
經過兩天對數據的分析判讀，目前初步懷疑原因是由于末修姿控動力系統某推力室輸送管損壞，導致控制力下降和推進劑泄漏，姿態控制力異常、推進劑提前耗盡。
據悉，藍箭航天已組織多方專家進行調查，后續匯總全部數據后，將進一步分析形成最終結論，并著手準備保險理賠工作。（靜靜）
附：藍箭航天“朱雀一號”飛行試驗結果初步解讀全文
2018年10月27至28日，北京藍箭空間科技有限公司（藍箭航天）對“朱雀一號”三級固體運載火箭飛行試驗的快速處理數據進行了初步分析。
經數據判讀，火箭點火、起飛正常，一級飛行正常，一二級分離正常，二級飛行正常，二三級分離正常，整流罩分離正常，三級滑行段飛行正常，三級主發動機點火后火箭飛行正常。最大飛行高度337km，最快速度6300m/s。
三級工作約37s（對應總飛行時間402s）后，主發動機工作正常，但姿態控制力異常、推進劑提前耗盡。經初步分析，懷疑末修姿控動力系統某推力室輸送管損壞導致控制力下降和推進劑泄漏。
同時，已組織多方專家進行調查，后續匯總全部數據后，將進一步分析形成最終結論。
來源：網易科技
展開 波音載人飛船發動機測試出現推進劑泄漏問題
據美國媒體23日報道，波音公司負責研制的商業載人飛船上個月在失事應急發動機測試過程中出現推進劑泄漏問題。
失事應急發動機是指在出現發射故障的緊急情況下，推離飛船遠離火箭、保證飛船內部宇航員安全所使用的發動機。報道說，波音飛船失事應急發動機在測試過程中成功點火運行，但在最后的發動機關閉階段出現“異常”，導致推進劑泄漏，這有可能導致其首飛時間進一步推遲。
波音在一份聲明中回應說，公司在美國航天局和行業伙伴的協助下進行了徹底調查，“我們相信我們找到了原因，并正在實施整改措施……異常是任何測試項目的自然組成部分”。
2011年美國航天飛機退役后，美國運送宇航員往返國際空間站全部“仰仗”俄羅斯飛船。為改變這一尷尬局面，美國大力發展商業載人航天，希望今后向空間站運貨和運人都依靠商業飛船完成。
2014年，波音公司和太空探索技術公司從美國航天局獲得總計68億美元的合同，分別建造“星際客機”飛船和載人版“龍”飛船，但兩艘飛船的首飛時間已從最初的2017年推遲至2019年。
本月上旬，美國國會下屬政府問責局發表報告說，盡管兩家公司的飛船研制項目持續取得進展，但首飛時間可能要從2019年向后進一步推遲。
來源：新華網
展開 推進劑熱應力分析
有沒有會推進劑固化降溫過程的熱應力模擬的嘛
固體推進劑裂紋內點火過程流固耦合數值仿真
利用cfx和ansys模擬了固體推進荊裂紋內點火階段的流固耦合過程。流場邊界添加源項模擬裝藥燃燒的質量添加cfx計算得出的壓強值和ansys計算得出的邊界位移在2個軟件之間傳遞,實現流固耦合仿真過程。仿真結果表明,裂紋內部燃氣壓強隨時間先增大后減小,之后逐漸穩定,藥柱最大應力隨時間變化呈波動狀態,最大變形量隨時間持續增大,藥柱裂紋的變形不能忽略,裂紋的變形作用降低了裂紋流場中的頂端壓強峰值。
固體推進劑裂紋內點火過程流固耦合數值仿真.pdf
固體推進劑起爆dt響應 ￥30
破片沖擊起爆某dt,模擬固推起爆，圖1為模擬固推，圖二為等效tnt。固推模型及材料參數見付費區。任何疑問可聯系q:2867229315
載人登月航天器推進系統方案選擇分析
①推進劑總重小于2500 kg時，擠壓系統GBTM總量小于泵壓系統GBTM質量，這是因為推進劑裝載量較少時，主發動機質量占比較大，約為GBTM總重的50%左右，如表2所示，采用泵壓系統增壓氣體、氣瓶和貯箱減輕的質量沒能彌補泵壓發動機相比于擠壓發動機增加的質量，所以從推進系統關鍵組件GBTM質量看，推進劑裝載質量少于2500 kg，采用擠壓推進系統具有質量優勢。②推進劑裝載質量大于2500 kg時，采用泵壓推進系統具有質量優勢，且隨著推進劑裝載質量的不斷增加，泵壓推進系統的質量優勢越大，這是因為推進劑裝載量越大，貯箱質量占推進系統GBTM質量比例不斷增大(表3)，同時單貯箱容積越大，泵壓推進系統的貯箱比擠壓推進系統的貯箱質量越輕(圖2)，最終使得泵壓推進系統GBTM比擠壓系統GBTM質量越輕，越有優勢。
圖1 推進系統GBTM質量與推進劑質量的關系
Fig.1 Changes of GBTM massw ith propellant load
圖2 泵壓和擠壓系統貯箱質量隨貯箱容積的關系
Fig.2 Changes of tank mass w ith tank volume in pump-fed and pressure-fed system
表2 推進劑質量較少時系統GBTM質量及占比
Table 2 GBTM mass and proportion w ith less propellant
4.2 氣瓶及增壓氣體
泵壓和擠壓推進系統氣瓶總質量隨推進劑裝載量的變化關系如圖3所示。可以看出，隨著推進劑裝載總質量的不斷增加。擠壓和泵壓推進系統氣瓶總質量相差越大，這是因為隨著推進劑總量增加，需要的增壓氣體總體積也不斷增加，如圖4所示。
展開 低場核磁在火炸藥交聯固化、老化性能評估中應用
相比高場核磁儀器，低場核磁占地面積相對較小，儀器安裝簡單，價格相對低廉，適用于科研與工業領域；
圖1 低場核磁公正分析儀結構示意圖
1-樣品管，2-永磁體，3-控制系統，4-射頻線圈，5-樣品，6-加熱器及溫度傳感器，7-四氟乙烯管，8-溫控系統，9-梯度系統
低場核磁共振的弛豫機制對高分子聚合物鏈結構的變化具有高度敏感性，可通過監測體系中1H的T2，來表征含有高分子聚合物復合固體推進劑的固化過程和老化過程。
由于含高聚物黏合劑的復合固體推進劑及炸藥老化過程中涉及到聚合物的后固化、氧化交聯、氧化降解等過程，其高分子鏈上1H所處的化學環境在整個老化過程中隨時間不斷發生變化，其橫向弛豫時間T2隨之變化。
因此,低場核磁可用于檢測高聚物黏合劑體系中1H的橫向弛豫時間T2隨老化時間的變化，結合不同老化時間復合固體推進劑或炸藥力學性能的變化，可用于研究含高分子黏合劑的復合固體推進劑和炸藥的交聯老化特性及老化失效機理。
1. 固化反應檢測中的應用：
利用 LF?NMR 技術對基于 3，3?二疊氮甲基氧丁環?四氫呋喃共聚物（PBT）/甲苯二異氰酸酯（TDI）黏合劑體系的高能鈍感復合推進劑固化反應過程進行了研究，獲得了黏合劑體系固化反應弛豫時間變化規律及其反應動力學方程。
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LS-DYNA的狀態方程模型
因此，兩個獨立（或重疊）的燃燒速率可以用來描述推進劑分解的速率。
這個狀態方程子程序與一個材料模型一起用于描述推進劑。在安全氣囊推進劑的情況下，可以使用零材料模型（type#10）。當確定剪切模量和屈服強度時，材料類型#10通常用于固體推進劑或炸藥。推進劑材料由材料模型和反應開始前的無反應狀態方程來定義。使用計算出的混合態，直到反應完成，然后使用反應產物的狀態方程。假設反應熱ENQ是一個常數，在F的所有值下都是相同的，但可以實現更復雜的能量釋放定律。
參考文獻：
[1] Hallquist J O. LS-DYNA Theory manual. 2006.
展開 基于AMESim的往復活塞泵建模與分析
新型軌/姿控發動機采用往復活塞泵對推進劑進行增壓輸送，可提高空間液體火箭推進系統性能，減輕發動機質量。通過AMESim 軟件建立軌/姿控發動機往復活塞泵模型，對該模型的建立過程進行了詳細的闡述，并且進行了動態仿真。結果表明，受氣體壓縮性的影響，活塞的往復運動存在停頓現象，適當調整液缸內彈簧的彈性系數和液缸、氣缸直徑可以在保持流量不變的前提下有效提高輸出流量的穩定性。
軌/姿控推進系統廣泛應用于各類航天器和導彈武器，其主要作用是為航天器飛行過程中變軌和姿態控制提供控制力和控制力矩。現有的擠壓式推進劑輸送方式需要采用高壓貯箱和氣瓶，已無法滿足新型航天器安裝空間小、質量輕的要求。美國的勞倫斯·利弗莫爾實驗室，研究利用小型的往復活塞泵對推進劑進行增壓輸送，可獲得高于入口10～15倍的壓力，使得推進劑可低壓存儲，有效地減輕了系統質量。
針對通過反復的樣品試制和試驗來分析軌/姿控推進系統是否達到設計要求的方法，提出基于AMESim仿真平臺，建立軌/姿控推進系統用往復式活塞泵模型，并對往復泵工作過程進行數值仿真，得到往復泵出口流量特性及活塞運動過程對其性能的影響，可有效降低開發成本和縮短開發周期。
1、往復泵的工作原理與建模
1.1、往復活塞泵的原理
作為自增壓式軌/姿控推進系統的關鍵組件，往復式活塞泵的原理及結構如圖1所示。往復泵主要由A，B，C，D 4組對稱分布的增壓缸、換向閥、行程閥和管路組成，其中液缸內安裝有彈簧組件。當系統向往復泵持續供應燃氣時，若燃氣推動活塞A，C向里運動，進入排液沖程，輸出高壓推進劑，此時行程閥C向換向閥B，D輸入控制氣，使氣缸B，D排氣，在泵入口推進劑自身壓力下進行推進劑充填。
展開 40年，高分子材料讓“國防”戰力更強！
推進劑送“嫦娥”登月
2018年12月8日，我國月球探測器“嫦娥四號”于西昌發射升空，將在人類歷史上首次登陸月球背面。本次發射使用的是長征三號乙運載火箭， 其推進劑也出自化工行業。
推進劑是把火箭送出大氣層并為航天器在太空遨游提供動力的關鍵，這是一類在燃燒時能迅速產生大量高溫氣體的化學物質，通過有規律地燃燒釋放出能量，產生氣體，推送火箭和導彈。
根據已知的技術參數，“長三乙”火箭一級、二級發動機推進劑為偏二甲肼/四氧化二氮，三級發動機推進劑為液氫/液氧。液氫是當今已使用的高能液體燃料中燃燒能量最大、比沖最高的一種。而且液氫、液氧推進劑十分環保，燃燒后產生的是水，不會造成污染。
其實，中國航空航天的發展一直伴隨著推進劑的進步。經過多年發展，目前我國火箭推進劑主要來自黎明化工研究院和江西星火航天新材料有限公司兩家企業。其中，黎明院從組建開始，一直承擔著國家液體化學推進劑和固體化學推進劑原材料的研制生產任務，研發的一系列液體推進劑、固體推進劑原材料以及其他軍工配套材料，廣泛應用于多種戰略、戰術武器以及長征系列運載火箭、載人航天工程、月球探測工程等國家重點工程，為國防現代化建設和航天航空事業作出了突出貢獻。
令人自豪的“化工時刻”
第一枚導彈中的高純液氧推進劑
1960年11月5日，我國自制的第一枚仿蘇P-2型近程導彈發射成功，為我國獨立研制新型導彈與火箭打下了良好的基礎。其中，國產高純液氧推進劑讓國人揚眉吐氣。
第一顆原子彈中的離子交換樹脂
1964年10月16日，我國第一枚原子彈爆炸成功。從鈾礦的勘探、開采，鈾的提取，核燃料元件的制造，一直到核反應堆及輻照過的燃料后處理，都離不開離子交換樹脂。
第一顆氫彈中的重水
1967年6月17日，我國第一顆氫彈成功爆炸。它所用的“炸藥”是氫化鋰和氘化鋰。而氘和氘化鋰則來自于高純度重水。
展開 【AIFEM案例分析】藥柱隨機響應分析
圖3-3 邊界條件設置
3）約束
① 點擊有限元分析>綁定，可彈出綁定彈窗（可勾選繼續新增以連續建立綁定）；
② 在綁定彈窗中，主面選擇殼體與絕熱層、推進劑接觸的內部面（可在視口中右鍵殼體幾何，點擊僅顯示以便于選擇），點擊右側確定；
③ 在綁定彈窗中，副面選擇絕熱層、推進劑與殼體接觸的面（可在視口中右鍵幾何，點擊反向顯示/隱藏以便于選擇），點擊確定。
圖3-4 約束設置
① 再次點擊有限元分析>綁定，彈出綁定彈窗（若勾選繼續新增則會自動打開）；
② 在綁定彈窗中，主面選擇絕熱層與包覆層、推進劑的接觸面（注意：兩端對稱有兩個），點擊右側確定；
③ 在綁定彈窗中，副面選擇包覆層、推進劑與絕熱層的接觸面（注意：兩端對稱有兩個），點擊確定。
圖3-5 約束設置
① 再次點擊有限元分析>綁定，彈出綁定彈窗（若勾選繼續新增則會自動打開）。
② 在綁定彈窗中，主面選擇推進劑與包覆層的接觸面（注意：兩端對稱有兩個），點擊右側確定；
③ 在綁定彈窗中，副面選擇包覆層與推進劑的接觸面（注意：兩端對稱有兩個），點擊確定。
圖3-6 約束設置
4）邊界條件
① 點擊有限元分析>基礎激勵，彈出基礎激勵彈窗；
② 在基礎激勵彈窗中，a.類型選擇加速度；b.自由度選擇Uy; c.點擊PSD下側“+”
，彈出幅值彈窗以新建PSD；
③ 在幅值彈窗中，a.類型選擇PSD，重力加速度輸入9810；b.輸入對應的PSD譜；依次點擊兩個彈窗的確定。
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