裴 慶，趙鳳起，羅 陽，徐司雨

（西安近代化學研究所燃燒與爆炸技術(shù)重點實驗室，陜西西安710065）

引 言

固體推進劑的燃速是其重要的性能參數(shù)，主要分為線性燃速和質(zhì)量燃速，目前常用的是線性燃速，它的定義為在單位時間內(nèi)沿火藥燃燒表面的法線方向上固相消失的距離［1－2］，國軍標中規(guī)定了兩種燃速測試方法［3－4］：靶線法和水下聲發(fā)射法，這兩種方法都是測試在初溫和壓強保持不變的條件下固定長度的固體推進劑藥條的燃燒時間，由此計算平均燃速，以平均燃速來表示燃速的大小。隨著國防及航空航天技術(shù)的快速發(fā)展，平均燃速已不能很好地滿足固體推進劑科研、生產(chǎn)方面的需求，需要更為精準、客觀貼近實際的燃速表示方法來體現(xiàn)外界環(huán)境對固體推進劑燃燒性能的影響。近年來，隨著測控自動化工業(yè)技術(shù)的快速發(fā)展，燃速測試技術(shù)也有一些新進展。本文從傳統(tǒng)燃速測試技術(shù)的新進展、動態(tài)燃速測試技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀、特定環(huán)境下燃速的測試技術(shù)等方面對目前固體推進劑測試技術(shù)的現(xiàn)狀進行綜述，并對發(fā)展趨勢做出分析，為相關(guān)研究提供借鑒。

1 靜態(tài)燃速測試技術(shù)的進展

傳統(tǒng)的燃速測試方法一般有靶線法、水下聲發(fā)射法、火箭發(fā)動機法等［1］。火箭發(fā)動機法主要用于測定固體推進劑的比沖、特征速度等，一般不專門用于燃速測試。

1．1 靶線法燃速測試技術(shù)的進展

高金屬含量的貧氧推進劑由于氧含量低，燃燒不充分而產(chǎn)生大量殘渣，進行靶線法燃速測試時易出現(xiàn)靶線意外熔斷、殘渣堵塞管路等問題，影響測試結(jié)果。王英紅［5］對靶線法燃速儀的測試計時系統(tǒng)進行了改進，有效解決了殘渣導電燃速測試的影響，提高了測試效率。石磊等人［6］通過在藥條支架上安裝絕緣防燒蝕擋板，在燃燒室管路系統(tǒng)中使用過濾除塵器等方法，有效地解決了貧氧推進劑靶線法燃速測試中的實際問題，提高了測試精度。

王宏［7］提出用熱電偶取代低熔點合金絲，將熱電偶固定在藥條上，以熱電偶溫度出現(xiàn)峰值的時刻作為時刻記錄點，計算藥條燃燒時間。韓超［8］在現(xiàn)有固體推進劑燃燒波溫度測試方法的基礎(chǔ)上提出一種燃速測試方法，利用燃燒室的壓強變化曲線獲得固體推進劑第一計時時刻，通過對燃燒波曲線進行微分得到的最大值的時刻定為第二計時時刻，兩個時刻相減得出燃燒時間。

1．2 聲發(fā)射法燃速測試技術(shù)的進展

張勁民［9］通過研究貧氧推進劑燃燒聲信號的頻帶特性和不穩(wěn)定特性，采用弱信號檢測電路，并結(jié)合計算機技術(shù)，研制了更適用于貧氧推進劑燃速測試的新型聲發(fā)射燃速儀，經(jīng)多次實驗驗證，新型測控系統(tǒng)工作穩(wěn)定、可靠。

聲發(fā)射法測試燃速的原理是通過聲傳感器測試推進劑在介質(zhì)中穩(wěn)定燃燒時發(fā)出聲信號的持續(xù)時間，同理，使用“光發(fā)射”原理也可以測試固體推進劑的燃燒速度。吳文清［10］將透明視窗燃燒儀進行改裝，增加了光強檢測和記錄儀對推進劑燃燒時發(fā)出的光信號進行檢測，利用光線示波器記錄下推進劑燃燒時光強隨時間變化的曲線，確定推進劑的燃速。長谷川宏［11］將類似的無視窗裝置用于研究小型圓孔藥柱的燃面退移速率。劉科祥［12］提出了一種水下光電法燃速測試技術(shù)，通過光電探測器捕捉從水下傳來的光信號計算固體推進劑的燃速，克服了水下聲發(fā)射法燃速儀易受環(huán)境背景振動影響、可能存在藥條燒完而不計時的缺陷。

綜上所述，靶線法和聲發(fā)射法仍是測試固體推進劑靜態(tài)燃速的主要方法，從這兩種技術(shù)近年來的發(fā)展來看，主要體現(xiàn)以下兩個特點：（1）針對貧氧推進劑燃燒的特殊性對燃速測試系統(tǒng)不斷改進，使系統(tǒng)更加實用、高效；（2）靶線法、水下聲發(fā)射法原理概念得到延伸，出現(xiàn)了以熱電偶峰溫代替靶線熔斷記錄燃燒時間，以“光發(fā)射”代替聲發(fā)射的燃速測試技術(shù)。

2 動態(tài)燃速測試技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

2．1 固體推進劑多靶線動態(tài)燃速測試技術(shù)

劉科祥、裴慶等［13－15］在靶線法燃速測試技術(shù)的基礎(chǔ)上提出了一種自升壓式固體推進劑動態(tài)燃速測試方法，與靶線法相比，該方法能更真實地反映固體推進劑燃燒過程中燃速的動態(tài)變化，該方法通過測試燃燒室內(nèi)部氣體的壓強變化量得出試樣長度的變化函數(shù)：

式中：l為藥條長度；t為時間；T 為燃氣溫度；p 為燃燒室壓強；K1、K2、K3為常數(shù)。通過測試6條靶線燒斷瞬時的實時壓強和實時溫度，分段確定K1、K2、K3值，對式（1）求導，然后對壓強溫度信號進行修正，得出燃速隨時間的變化函數(shù)u（t）。該方法可以實現(xiàn)在一定溫度和壓強范圍內(nèi)燃速的實時連續(xù)測試，進而計算燃速壓強指數(shù)和燃速溫度敏感系數(shù)。與文獻［7］所述類似，也可將熱電偶代替低熔點金屬絲，轉(zhuǎn)化為固體推進劑多熱電偶動態(tài)燃速測試方法［16］。

2．2 超聲波動態(tài)燃速測試技術(shù)

超聲波動態(tài)燃速測試技術(shù)是國外進行固體推進劑動態(tài)燃燒性能研究的主要技術(shù)手段［17］，基于超聲脈沖回波測量厚度的原理，實時監(jiān)測固體推進劑燃面的推移速率。該技術(shù)于20世紀60年代由美國提出［18］，主要用于測試固體推進劑的動態(tài)燃速、燃速壓強指數(shù)等。20世紀90年代以來，超聲波技術(shù)被用于推進劑非穩(wěn)態(tài)燃燒性能的測試中［19－21］，用來研究推進劑燃速的壓強響應(yīng)函數(shù)關(guān)系，為固體火箭發(fā)動機內(nèi)彈道性能及推進劑的不穩(wěn)定燃燒特性的研究提供了技術(shù)手段。近年來日本、韓國、印度等也根據(jù)本國的實際需求開展了相應(yīng)的研究［22－24］。文獻［23］中將超聲波動態(tài)燃速法測試結(jié)果與靶線法測試結(jié)果的進行比較，證明這兩種方法的測試結(jié)果具有一致性。

目前，國內(nèi)在該領(lǐng)域的研究仍處于探索性階段，與國外相比還有較大差距［25－26］。

2．3 密閉爆發(fā)器動態(tài)燃速測試技術(shù)

密閉爆發(fā)器最早主要用來測定槍炮發(fā)射藥的燃速，李葆萱等［27］最先提出使用該方法測定固體推進劑的燃速，并給出了該方法的物理模型和數(shù)學模型，之后對推進劑試樣點火、散熱等因素帶來的誤差進行了修正，對測試系統(tǒng)的軟硬件不斷進行升級改造。通過實驗驗證密閉爆發(fā)器法測定固體推進劑燃速特性是可行的，對于給定的推進劑，燃速測試平行誤差可控制在1%以內(nèi)［28－29］。

2．4 利用高速攝影技術(shù)測定燃速

使用影像方法記錄固體推進劑的燃燒過程是測試固體推進劑燃速的另一途徑，20世紀80年代北京理工大學發(fā)明了固體推進劑線掃描攝像實時燃速測定系統(tǒng)［30］，使用固體線掃描攝像裝置測定固體推進劑的燃燒速度及其燃燒過程，并計算出任何瞬間的燃燒速度。之后在該系統(tǒng)的基礎(chǔ)上研制了新一代的固體推進劑燃燒過程和燃速的實時監(jiān)測系統(tǒng)［31］，該系統(tǒng)不僅可測定固體推進劑的燃速，還可獲得燃燒過程中包括火焰光強分布等多種參數(shù)，可為燃燒機理的深入研究提供大量有用數(shù)據(jù)［32］。

隨著光電測試技術(shù)和計算機技術(shù)的發(fā)展，高速攝影儀已廣泛應(yīng)用于各個領(lǐng)域。高速攝影是進行固體推進劑燃燒研究一項先進技術(shù)，通過帶有視窗的燃燒室或小型發(fā)動機可以直觀了解固體推進劑點火、燃燒、熄火等過程的各個細節(jié)，時間分辨率達毫秒級甚至更高。Risha等［33］采用高速攝影技術(shù)研究了鋁冰推進劑在小型發(fā)動機中的燃面退移，并計算出線性燃速及燃速壓強指數(shù)。余協(xié)正等［34］利用高速攝影手段，對微細石英玻璃管中B／KNO3的燃燒特性進行了研究。德國ICT 中心設(shè)計了一種多視窗燃燒室推進劑燃燒性能綜合診斷裝置，該裝置使用高速攝影法研究推進劑的燃速性能，還可在燃燒室視窗外架設(shè)光譜采集系統(tǒng)研究燃燒過程中出現(xiàn)的中間產(chǎn)物及燃燒火焰溫度。Weiser等［35］應(yīng)用該系統(tǒng)得到ADN單元推進劑的在中低壓下的燃燒規(guī)律、ADN燃燒過程中出現(xiàn)的中間產(chǎn)物OH、NH、CN 等基團濃度隨時間的變化關(guān)系。

對比上述4種測試方法可知，目前動態(tài)燃速測試主要通過以下兩種途徑實現(xiàn)：一是通過實時追蹤固體推進劑燃燒表面的推移情況獲得動態(tài)燃速（超聲波法和高速攝影法）；二是通過測試密閉環(huán)境下固體推進劑燃燒時的壓強—時間曲線，根據(jù)燃氣生成量反推已燃燒的固體推進劑的質(zhì)量，進而計算燃速（多靶線法和密閉爆發(fā)器法）。

多靶線動態(tài)燃速測試技術(shù)裝置是對原有的靶線法燃速測試裝置改進而來，從測試技術(shù)的角度來講比較容易實現(xiàn)，可以在一定壓強范圍內(nèi)測試燃速隨壓強和溫度的變化規(guī)律，自升壓范圍與試樣尺寸大小具有一定的局限性。該方法非常適用于推進劑生產(chǎn)過程中對每一批產(chǎn)品的性能檢測和質(zhì)量控制工作。密閉爆發(fā)器法則非常適用于高壓（20～50MPa）乃至超高壓下（50～100MPa）固體推進劑燃速測試。超聲波法可以測試固體推進劑的多種燃燒特性參數(shù)，但測試原理相對復雜，對測試裝置要求較高，目前我國還未完全掌握該項技術(shù)。高速攝影技術(shù)可以對所有固體推進劑進行動態(tài)燃速測試，對于超高燃速推進劑尤為適用。因為具有較高的時間分辨率，在研究過載條件下及壓強瞬變條件下固體推進劑燃燒特性時將發(fā)揮越來越重要作用，是各種新型燃速測試技術(shù)的基礎(chǔ)。

3 特定環(huán)境下固體推進劑燃燒測試技術(shù)

3．1 旋轉(zhuǎn)過載燃燒測試技術(shù)

導彈在飛行時會自身旋轉(zhuǎn)，可能會導致固體推進劑燃燒性能發(fā)生改變，造成飛行推力曲線異常，嚴重時可能導致發(fā)動機的解體。美國、前蘇聯(lián)、中國等國家都對旋轉(zhuǎn)過載條件下固體推進劑燃燒規(guī)律進行了理論與實驗研究，通用方法是將小型火箭發(fā)動機固定在可轉(zhuǎn)動的圓盤上旋轉(zhuǎn)，利用發(fā)動機法的測試手段研究固體推進劑的綜合燃燒性能，主要研究對象為含鋁粉的復合推進劑［36－40］。

2013年V．D．Barsukov［41］報道了一種固體推進劑水下旋轉(zhuǎn)過載燃燒裝置，用于測試燃面推移方向與加速度方向相同時固體推進劑的質(zhì)量燃速，采用高速攝影法記錄燃速，并建立了相應(yīng)燃速預估模型，對某推進劑試樣在23．4～259．5g旋轉(zhuǎn)加速度范圍內(nèi)的燃速進行理論預估和實測。當旋轉(zhuǎn)加速度小于220g時預估值與實測值較為接近，該固體推進劑在水中的質(zhì)量燃速隨旋轉(zhuǎn)加速度的增加而增大。

3．2 壓強瞬變?nèi)紵郎y試技術(shù)

近年來，研究人員對燃燒室內(nèi)壓強瞬時變化對固體推進劑燃燒的影響作用進行研究。V．A．Arkhipov［42－43］以裝有泄壓管的視窗燃燒器為基礎(chǔ)建立了固體推進劑壓強瞬變?nèi)紵郎y試裝置，分別采用高速攝影追蹤燃面技術(shù)和成氣量反推質(zhì)量燃速的IBIP法（internal ballistics inverse problem），對燃燒室內(nèi)壓強突降（最大壓強變化率dp／dt 達800MPa／s）時試樣的燃速變化進行研究，其中高速攝影追蹤燃面技術(shù)不但可以測試線性燃速，還可以觀察到壓強突變時燃燒表面、燃燒火焰結(jié)構(gòu)變化的瞬時過程；IBIP法可測固體推進劑燃燒時質(zhì)量燃速的變化規(guī)律，該方法還可用于較大尺寸或復雜形狀固體推進劑藥柱的燃燒性能。南京理工大學也進行了類似的研究［44］。Vladica Bozic［45］研究了小型發(fā)動機中出現(xiàn)壓強突然增大脈沖時推進劑的燃燒情況。

從以上最新進展可看出，目前特定環(huán)境下固體推進劑燃速測試技術(shù)主要是通過模擬固體火箭發(fā)動機在實際應(yīng)用中所處的實際環(huán)境或遇到的實際問題，應(yīng)用現(xiàn)有的動態(tài)燃速測試技術(shù)測試固體推進劑在類似于火箭發(fā)動機燃燒室的容器中的燃燒情況，所測結(jié)果并不局限于線性燃速，還包括質(zhì)量燃速、燃面退移速率及其他一些發(fā)動機法中常用的燃燒特性參數(shù)。

4 高能添加劑燃燒性能測試

隨著基礎(chǔ)研究的不斷深入，以及使用計算機進行固體推進劑性能預估技術(shù)的日漸成熟，對固體推進劑常用高能添加劑燃燒機理和基礎(chǔ)燃燒特性參數(shù)研究的重要性逐步顯現(xiàn)。國外在這方面已經(jīng)開展了不少工作，文獻［46］列舉了近年來各國研究人員使用高速攝影法、熱電偶法等各種方法測得的ADN在0．5～50MPa下的燃速，并在此基礎(chǔ)提出ADN單元推進劑的燃燒機理。Mehdi Bahrami［47］用高速攝影法測試了Al－CuO 納米鋁熱劑的燃速。N．A．Kochetov［48］使用熱電偶靶線法研究了兩種Ni／Al混合物的燃燒性能，發(fā)現(xiàn)薄片狀試樣的燃速是圓柱狀試樣的4～20倍。固體推進劑中常見的高能添加劑如鋁粉、RDX、HMX、CL－20等的燃燒特性及燃燒機理在文獻中均有報道［49－53］。此外，裴慶等［54－55］通過測試GAP／高能添加劑混合物藥漿燃速的方法對高活性金屬粉、含能離子鹽等新材料的燃燒特性進行了探索。

5 結(jié)束語

燃速測試的核心是燃燒時間的測定，隨著測控技術(shù)的發(fā)展，可測的燃燒時間Δt由靜態(tài)方法的秒級逐步減小到高速攝影技術(shù)的毫秒級，同時可測得的燃燒層厚度變化Δe也逐漸減小，據(jù)速度的物理學定義可知燃速結(jié)果u（t）逐步逼近瞬時燃速，因此燃速測試由靜態(tài)測試發(fā)展到動態(tài)測試?，F(xiàn)有燃速測試技術(shù)為了滿足實際應(yīng)用的需求，與火箭發(fā)動機測試技術(shù)相結(jié)合出現(xiàn)了特定環(huán)境下的燃燒特性測試技術(shù)；為了基礎(chǔ)研究水平進一步深化，又向推進劑單組分燃燒測試領(lǐng)域發(fā)展。

隨著武器裝備水平的不斷提高，對固體推進劑的性能要求也呈現(xiàn)出多樣性，對燃燒測試技術(shù)的發(fā)展也提出了新的要求。在配方不變時，提高固體推進劑的工作壓強是提高固體推進劑能量和燃速的有效途徑，開展20～50MPa甚至更高壓強下的燃燒性能研究將逐步成為固體推進劑研究的重點，而相關(guān)的燃燒性能測試手段還不夠齊全和完善，需要在現(xiàn)有的基礎(chǔ)上進行改進和發(fā)展。

目前，全球空間軍事化趨勢明顯加快，外層空間爭奪日趨激烈。隨著空軍武器裝備性能的不斷提高，空中軍事斗爭的范圍不斷擴大，空天一體戰(zhàn)、天戰(zhàn)將是空中作戰(zhàn)的發(fā)展的必然趨勢。因此，超低壓（真空）、低溫微重力環(huán)境下的固體推進劑燃燒性能測試技術(shù)將成為未來發(fā)展的新方向。

［1］ 劉繼華．火藥物理化學性能［M］．北京：北京理工大學出版社，1997．

［2］ 王伯羲，馮增國，楊榮杰．火藥燃燒理論［M］．北京：北京理工大學出版社，1997．

［3］ GJB770B－2005，方法706．1燃速－靶線法［S］．北京：國防科學技術(shù)工業(yè)委員會，2005．

［4］ GJB770B－2005，方法706．2 燃速－水下聲發(fā)射法［S］．北京：國防科學技術(shù)工業(yè)委員會，2005．

［5］ 王英紅，李葆萱，牛嵩高，等．含硼富燃料推進劑燃速測試計時系統(tǒng)的改進［J］．固體火箭技術(shù)，2003，26（3）：74－75．WANG Ying－h(huán)ong，LI Bao－xuan，NIU Song－gao，et al．Improved timing device of burning rate test set for boron－based fuel－rich propellant［J］．Journal of Solid Rocket Technology，2003，26（3）：74－75．

［6］ 石磊，王英紅，陳宏杰，等．多殘渣富燃料推進劑燃速測試儀的改進［J］．固體火箭技術(shù)，2010，33（3）：360－362．SHI Lei，WANG Ying－h(huán)ong，CHEN Hong－jie，et al．Improving on burning rate testing apparatus of fuelrich propellants［J］．Journal of Solid Rocket Technology，2010，33（3）：360－362．

［7］ 王宏，馬曉東，王長健，等．固體推進劑燃速測試的新方法［C］∥中國宇航學會固體火箭推進第25屆年會．西安：中國宇航學會固體火箭推進專業(yè)委員會，2008．

［8］ 韓超，夏智勛，胡建新，等．一種固體推進劑燃速測量方法：CN，201110083987．4［P］．2011．

［9］ 張勁民，劉科祥，蒲遠遠．貧氧推進劑聲發(fā)射燃速儀的研制［J］．固體火箭技術(shù)，2003，26（3）：72－73．ZHANG Jin－min，LIU Ke－xiang，PU Yuan－yuan．Development of the acoustic emission instrument of fuel－rich propellants burning rate［J］．Journal of Solid Rocket Technology，2003，26（3）：72－73．

［10］吳文清，劉德輝，呂振忠，等．用透明燃燒儀研究推進劑的燃燒性能［J］．固體火箭技術(shù)，1996，19（3）：53－56．WU Wen－qing，LIU De－h(huán)ui，LüZhen－zhong，et al．Investigation on combustion performance of propellants by the chamber with viewing window ［J］．Journal of Solid Rocket Technology，1996，19（3）：53－56．

［11］長谷川宏，佐佐木啟史．燃燒速度測定裝置及びそれを用いる測定方法：JP，2010－236425［P］，2010．

［12］劉科祥，牛建軍，張鵬，等．水下光電法固體推進劑燃速測試技術(shù)［C］∥2014年火炸藥技術(shù)學術(shù)研討會．北京：中國兵工學會火炸藥專業(yè)委員會，2014．

［13］劉科祥，趙露，李博，等．密閉自升壓式固體推進劑動態(tài)燃速的測試方法［J］．火炸藥學報，2014，37（1）：78－81．LIU Ke－xiang，ZHAO Lu，LI Bo，et al．Closed dynamic－booster test method for dynamic burning rate of solid propellant［J］．Chinese Journal of Explosives and Propellants，2014，37（1）：78－81．

［14］裴慶，劉科祥，趙鳳起，等．固體推進劑多靶線準動態(tài)燃燒性能測試方法：CN，201110039791．5［P］．2011．

［15］裴慶．固體推進劑多靶線準動態(tài)燃速測試方法與測試系統(tǒng)研究［D］．西安：西安電子科技大學，2013．PEI Qing．Multi－fuses measurement method and system of quasi－dynamic burning rate of solid propellant［D］．Xi′an：Xiandian University，2013．

［16］劉科祥，裴慶，高璇，等．多熱電偶燃燒速度測試方法研究［C］∥中國宇航學會固體火箭推進第29屆年會．西安：中國宇航學會固體火箭推進專業(yè)委員會，2012．

［17］Yaman H，Celik V，Degirmenci E．Experimental investigation of the factors affecting the burning rate of solid rocket propellants ［J］．Fuel，2014，115：794－803．

［18］Osborn J R，Burick R J，Panellax R J．Continuous measurement of solid propellant burning rates［J］．Review of Scientific Instruments，1966，37（1）：86－92．

［19］Roberto D S，Robert A F，Marlow D．M．Direct ultrasonic measurement of solid propellant combustion transients ［C］∥35th AIAA．Reston：American Institute of Aeronautics and Astronautics，1999：2223．

［20］Frederick R J，Traineau J C，Popo M．Review of ultrasonic technique for steady state burning rate measurements［C］∥36th AIAA．Reston：American Institute of Aeronautics and Astronautics，2000：3801．

［21］Paululus N，Martin Y M，Helley P L，et al．Ultrasonic Measurement：an experimental way to improve the design method of internal thermal insulators in solid rocket motors ［C］ ∥35th AIAA．Reston：American Institute of Aeronautics and Astronautics，1999：2653．

［22］Kohga M，Yokosuka，Kanagawa，et al．Ultrasonic properties of propellant ingredients［C］∥38th AIAA．Reston：American Institute of Aeronautics and Astronautics，2002：3751．

［23］Song S J，Kim H J，S F，et al．Measurement solid propellant burning rates by analysis of ultrasonic full waveforms［J］．Jouranl of Mechanical Science and Technology，2009，23：1112－1117．

［24］Jeenu R，Pinumalla K，Deepak D．Industrial adaptation of ultrasonic technique of propellant burning rate measurement using specimens［J］．Journal of Propulsion and Power，2013，29（1）：216－226．

［25］張勁民，王志強，袁華，等．超聲波燃速測試技術(shù)在固體推進劑研制中的應(yīng)用［J］．火炸藥學報，2006，29（3）：9－12．ZHANG Jin－min，WANG Zhi－qiang，YUAN Hua，et al．Application of ultrasonic measurement for burning rate in solid propellant development［J］．Chinese Journal of Explosives and Propellants，2006，29（3）：9－12．

［26］張勁民，袁華，張箭，等．超聲法測試固體推進劑的燃速［J］．火炸藥學報，2008，31（4）：64－66．ZHANG Jin－min，YUAN Hua，ZHANG Jian，et al．Burning rate measurement of solid propellant by ultrasonic technology ［J］．Chinese Journal of Explosives and Propellants，2008，31（4）：64－66．

［27］李兆忠，李葆萱．固體推進劑燃速密閉爆發(fā)器測試方法［J］．固體火箭技術(shù)，1993，16（1）：81－85．

［28］劉宏成．密閉爆發(fā)器法的實驗研究［D］．西安：西北工業(yè)大學，2003．LIU Hong－cheng．Experimental research on burning rate measurement system in a closed burner［D］．Xi′an：Nrothwestern Polytechnical University，2003．

［29］劉華強，李葆萱，王瑜．密閉爆發(fā)器法固體推進劑燃速測試系統(tǒng)［J］．固體火箭技術(shù)，2000，23（3）：75－78．LIU Hua－qiang，LI Bao－xuan，WANG Yu．On burning rate measurement system of solid rocket propellant in a closed burner［J］．Journal of Solid Rocket Technology，2000，23（3）：75－78．

［30］馬慶云，孫培懋，劉大力，等．固體推進劑線掃描攝象實時燃速測定系統(tǒng)［J］．兵工學報，1985，6（2）：26－31．MA Qing－yun，SUN Pei－mao，LIU Da－li，et al．The system of timely measurement of burn rates of solid propellants by line scan ［J］．Acta Armamentarii，1985，6（2）：26－31．

［31］楊榮杰，李玉平，劉云飛，等．固體推進劑燃燒過程實時監(jiān)測與燃速測定系統(tǒng)［J］．推進技術(shù)，2000，21（1）：86－88．YANG Rong－jie，LI Yu－ping，LIU Yun－fei，et al．Advanced system of monitor and measurement for the combustion process and rate of solid propellants［J］．Journal of Propulsion Technology，2000，21（1）：86－88．

［32］高明，郭曉燕，鄒美帥，等．鎂／鋁合金水反應(yīng)金屬燃料推進劑的燃燒性能［J］．火炸藥學報，2015，38（2）：75－80．GAO Ming，GUO Xiao－yan，ZOU Mei－shuai，et al．Combustion performances of Mg－Al alloy hydroreactive metal fuel propellant［J］．Chinese Journal of Explosives and Propellants，2015，38（2）：75－80．

［33］Risha G A，Connell T L，Yetter R A，et al．Aluminum－ice（ALICE）propellants for hydrogen generation and propulsion［C］／／13th AIAA．Reston：American Institute of Aeronautics and Astronautics，2009：4877．

［34］余協(xié)正，葉迎華，沈瑞琪，等．微細石英玻璃管中B／KNO3的燃燒特性［J］．火工品，2011（5）：5－8．YU Xie－zheng，YE Ying－h(huán)ua，SHEN Rui－qi，et al．Combustion characteristics of B／KNO3in microscale quartz tube［J］．Initiators and Pyrotechnics，2011（5）：5－8．

［35］ Weiser V，Eisenreich N，Baier A，et al．Burning behavior of ADN formulations［J］，Propellants，Explosives，Pyrotechnics，1999，24：163－167．

［36］Horton J G．Experimental evaluation of solid propellant rocket motors under acceleration loads［C］∥1st AIAA．Reston：American Institute of Aeronautics and Astronautics，1964：137．

［37］Gany A，Caveny L H，Summerfield M．Aluminized solid propellants burning in a rocket motor flow field［C］∥13th AIAA．Reston：American Institute of Aeronautics and Astronautics，1977：929．

［38］Babuk V A，Vasil’ev V A，Potekhin A N，et al．Experimental investigation of agglomeration during combustion of aluminized solid propellants in an acceleration field［J］．Combustion，Explosion，and Shock Waves，2009，45（1）：32－39．

［39］蔡國飈，田輝．旋轉(zhuǎn)對固體火箭發(fā)動機的影響［J］．推進技術(shù)，1999，20（1）：11－15．CAI Guo－biao，TIAN Hui．Spinning effect on solid rocket motor［J］．Journal of Propulsion Technology，1999，20（1）：11－15．

［40］卞付國．高速旋轉(zhuǎn)固體火箭發(fā)動機測量系統(tǒng)研究［D］．哈爾濱：哈爾濱工程大學，2013．BIAN Fu－guo．Research on measuring system of solid rocket motor with high－speed rotation［D］．Harbin：Harbin Engineering University，2013．

［41］Barsukov V D，Goldaev S V，Min’kova N P，et al．Underwater combustion of ballistite propellant in the centrifugal force field with the gasification front moving toward the acceleration vector［J］．Combustion，Explosion，and Shock Waves，2013，49（6）：700－704．

［42］Arkhipov V A，Bondarchuk S S，Korotkikh A G．Comparative analysis of methods for measuring the transient burning rate．I．Research methods ［J］．Combustion，Explosion，and Shock Waves，2010，46（5）：564－569．

［43］Arkhipov V A，Bondarchuk S S，Korotkikh A G．Comparative analysis of methods for measuring the transient burning rate．II．Research results ［J］．Combustion，Explosion，and Shock Waves，2010，46（5）：570－577．

［44］YE Rui，YU Yong－gang，CAO Yong－jie．Experimental study of transient combustion characteristics of AP／HTPB base bleed propellant under rapid pressure drop［J］．Combustion Science and Technology，2015，187：445－457．

［45］Bozic V，Jankovski B．Experimental analysis method of the transient burning rate of solid propellant under rapid pressure changes［J］．International Journal of Energetic Materials and Chemical Propulsion，2014，13（5）：383－397．

［46］Thakre P，Duan Y，Yang V．Modeling of ammonium dinitramide（ADN）monopropellant combustion with coupled condensed and gas phase kinetics［J］．Combustion and Flame，2014，161：347－362．

［47］Bahrami M，Taton G，Conédéra V，et al．Magnetron sputtered Al－CuO nanolaminates：effect of stoichiometry and layers thickness on energy release and burning rate ［J］．Propellants，Explosives，Pyrotechnics，2014，39：365－373．

［48］Kochetov N A，Seplyarskii B S．Dependence of burning rate on sample size in the Ni＋Al system ［J］．Combustion，Explosion，and Shock Waves，2014，50（4）：393－399．

［49］Puri P．Multi scale modeling of ignition and combustion of micro and nano aluminum particles［D］．Pennsylvania：The Pennsylvania State University，2008．

［50］Zenin A A，F(xiàn)injakov S V．Studying RDX and HMX combustion mechanisms by various experimental techniques ［J］．Combustion，Explosion，and Shock Waves，2009，45（5）：559－578．

［51］Strunin V A，Nikolaeve L I．Combustion mechanism of RDX and HMX and possibilities of controlling the combustion characteristics of systems based on them［J］．Combustion，Explosion，and Shock Waves，2013，49（1）：53－63．

［52］Ordzhonikidze O，Pivkina A，F(xiàn)rolov Y，et al．Comparative study of HMX and CL－20［J］，J Therm Anal Calorim，2011，105：529－534．

［53］Naya T，Kohga M．Influences of particle size and content of RDX on burning characteristics of RDXbased propellant［J］．Aerospace Science and Technology，2014，32：26－34．

［54］裴慶，趙鳳起，高紅旭，等．三唑含能離子鹽在固體推進劑中的應(yīng)用研究［J］．兵工學報，2014，35（9）：1388－1392．PEI Qing，ZHAO Feng－qi，GAO Hong－xu，et al．Research on application of energetic triazole ionic salts in solid propellant［J］．Acta Armamentarii，2014，35（9）：1388－1392．

［55］裴慶，高璇，邱慶順，等．一種納米鋁粉燃燒性能測試方法：CN，201110384499．7［P］．2011．