某新型液体推进剂组分含量的测定

建立了三种方法测定某新型液体推进剂组分含量,分别是液相色谱紫外检测器法(HPLC-UVD)、液相色谱示差折光检测器法(HPLC-RID)、核磁共振法(NMR)。HPLC-UVD法测定推进剂中硝酸酯(A)、安定剂(B)的含量,实验相对标准偏差(RSD)(n=7)分别为0.30%、0.55%,回收率分别是99.2%—100.7%、99.1%—100.8%。HPLC-RID法测定A、B、安定剂(C)的含量,RSD(n=6)分别是0.05%、0.32%、0.17%,回收率分别为99.81%—100.17%、100.28%—100.49%、99.55%—100.79%。NMR法测定A、B、C的含量,RSD(n=12)分别是0.21%、0.32%、0.11%,回收率分别为98.8%—101.6%、98.7%—102.0%、98.2%—101.2%。     

用激光向飞行器传送能量

 人类出于对宇宙的好奇和对经济利润的追求不断发展新的宇航器．推进系统是宇航器的关键．衡量推进系统性能的指标是比冲,即单位质量燃料产生的冲量,比冲越大性能越好．然而,目前的推进系统必须携带大量的燃料,这是由于现有燃料的比冲受到燃料燃烧温度（上限为４０００－５０００Ｋ）的限制,一般不超过５００Ｓ．这就限制了目前的推进系统应用于更加深远的星际航行活动．另外,从地面发射飞行器至地球低轨道,费用大概是６７,０００美元／磅,而至同步轨道则是７,２００美元／磅．高昂的发射费用,同样限制其进行更大规模的商业航天活动。为了解决这一问题,人们提出并研究了电推进、核能推进、微波推进等先进的推进方式．     

四氧化二氮化验分析中存在的问题及对策

通过理论和实验研究,发现了推进剂N_2O_4分析化验中存在的问题,并提出了相应的解决方法,提高了测试结果的精确度,为航天发射试验的成功提供了保障。     

固体发动机羽烟的激光透过率测试

为获得羽烟对激光透过率的影响,用烟箱法对2种配方的缩比发动机羽烟在1.06 μm、10.6 μm激光波段的透过率进行测试.采用1.064 μm激光调制发射、接收、数据采集系统对1.06 μm激光波段烟雾透过率测试;用黑体、光谱辐射计、数据采集系统可测出2 μm ～13 μm 的光学透过率,从中提出10.6 μm激光波段烟雾透过率,得到不同推进剂配方、不同烟雾浓度情况下10.6 μm光波和1.06 μm光波的烟雾透过率测试数据.烟箱1.8 m烟道上的测试数据表明:配方2推进剂优于配方1推进剂,10.6 μm光波的烟雾透过率96%～97%大于1.06 μm光波的烟雾透过率92%～93%.     

液体推进剂偏二甲肼自动电位滴定分析方法的建立

设计了Metrohm809型自动电位滴定仪分析液体推进剂偏二甲肼的应用程序,解决了程序设计中滴定模式和终点确定方式选择、滴定速度确定等关键性技术问题,考察了环境温度对分析结果的影响,确定了最佳条件,实现了液体推进剂偏二甲肼的自动电位滴定分析。重复性试验和准确度试验表明,自动电位滴定法分析偏二甲肼具有准确度高、精密度好等优点,测量结果完全符合GJB753-89的要求：     

NEPE推进剂固化交联的流变学研究

采用动态流变学方法研究了硝酸酯增塑聚醚(NEPE)推进剂的固化历程. 结果表明, 推进剂固化初期(黏流态)的储能模量(G′)和损耗模量(G″)随时间增加缓慢增大, G′推进剂药浆形成凝胶, G′和G″显著提高, 且G′逐渐接近并超过G″; 固化末期(黏弹态)的G′和G″随时间增大而趋于稳定, G′(~106 Pa)明显大于G″(~105 Pa). 温度升高推进剂的凝胶时间(t_gel)缩短, 但推进剂在凝胶点和固化结束时的储能模量G′_gel(622~781 Pa)和G′_∞(831.1×10³~868.3×10³ Pa)的变化不大. 推进剂在固化初期(反应控制阶段)符合一级反应动力学关系, 推进剂的固化过程符合Hsich动力学模型, 由反应速率常数(k_c)、凝胶时间(t_gel)和特征松弛时间(τ)得到推进剂的表观反应活化能ΔE_c, ΔE_g和ΔE_τ分别为129.6, 122.1和120.6 kJ/mol.     

柠檬酸镧催化双基推进剂的非等温热分解反应动力学

采用TG-DTG和DSC技术研究了含二缩三乙二醇二硝酸酯(TEGDN)和硝化甘油(NG)的混合酯、硝化棉(NC)和用作燃烧催化剂的柠檬酸镧组成的双基推进剂在常压和流动态氮气气氛下的非等温热分解反应动力学. 结果表明, 该双基推进剂的热分解过程存在2个失重阶段: 第I失重阶段为混合酯的挥发分解过程; 第II失重阶段为主放热分解反应, 机理服从三级化学反应, 减速型α-t曲线, 动力学参数: Ea=231.14 kJ·mol-1, A=10^23.29 s-1, 动力学方程为dα/dt=10^22.99(1-α)³ e^-2.78×104/T. 由外推起始点温度(Te)和峰顶温度(Tp)计算得出该双基推进剂的热爆炸临界温度值分别为Tbe=463.62 K, Tbp=477.88 K. 反应的活化熵(⊿S^≠)、活化焓(⊿H^≠)和活化能(⊿G^≠)分别为219.75 J·mol-1·K-1, 239.23 kJ·mol-1和135.96 kJ·mol-1.     

二丁基双二茂铁甲醇及其胺衍生物的合成

2-二茂铁甲酰基-1，1'-二丁基二茂铁和3-二茂铁甲酰基-1,1'-二丁基二茂铁经LiAlN4还原为相应的相应的双二茂铁甲醇。这些羟基化合物对酸的敏感性很高，与BF3在CH2Cl2中作用可行到稳定的（二丁基二茂铁基）二茂铁基甲基碳正离子。该离子无需从溶液中分离出来，便可与胺作用形成N-取代衍生物。这种制备双二茂铁甲胺的方法具有操作简便和产率较好的特点。     

高压水射流冲击HTPB推进剂的安全性分析

以高压水射流冲击HTPB推进剂的动态加载过程和准静态加载过程在作用压力和持续时间上的巨大差异为基础, 在水锤压力和滞止压力计算的基础上分别进行了点火模式预判, 然后以模型类比和实验方法分析了动态和准静态加载过程的安全性。结果表明, 使用出口压力在300 MPa以内的高压水射流冲击HTPB推进剂装药在动态加载过程中不会有点火起爆危险性, 但使用100M Pa以上的高压水射流冲击HTPB推进剂装药在准静态加载过程中其内部可能会发生温度突跃情况, 这可能会引起热点火、甚至热起爆。     

火箭低温液体推进剂增压系统数学模型

针对火箭低温液体推进剂增压系统建立了数学模型,目的是为获得满足工程精度要求的飞行期间贮箱内气相空间的压力、温度以及贮箱壁壁温的变化规律.数学模型被证明有较好的计算精度,且模型能适应不同种类的增压气体,甚至混合型增压气体,能适应加注后停放期间和飞行期间的计算.