固体推进剂燃速测试技术研究进展

裴 庆，赵凤起，罗 阳，徐司雨

（西安近代化学研究所燃烧与爆炸技术重点实验室，陕西西安710065）

引 言

固体推进剂的燃速是其重要的性能参数，主要分为线性燃速和质量燃速，目前常用的是线性燃速，它的定义为在单位时间内沿火药燃烧表面的法线方向上固相消失的距离［1－2］，国军标中规定了两种燃速测试方法［3－4］：靶线法和水下声发射法，这两种方法都是测试在初温和压强保持不变的条件下固定长度的固体推进剂药条的燃烧时间，由此计算平均燃速，以平均燃速来表示燃速的大小。随着国防及航空航天技术的快速发展，平均燃速已不能很好地满足固体推进剂科研、生产方面的需求，需要更为精准、客观贴近实际的燃速表示方法来体现外界环境对固体推进剂燃烧性能的影响。近年来，随着测控自动化工业技术的快速发展，燃速测试技术也有一些新进展。本文从传统燃速测试技术的新进展、动态燃速测试技术发展现状、特定环境下燃速的测试技术等方面对目前固体推进剂测试技术的现状进行综述，并对发展趋势做出分析，为相关研究提供借鉴。

1 静态燃速测试技术的进展

传统的燃速测试方法一般有靶线法、水下声发射法、火箭发动机法等［1］。火箭发动机法主要用于测定固体推进剂的比冲、特征速度等，一般不专门用于燃速测试。

1．1 靶线法燃速测试技术的进展

高金属含量的贫氧推进剂由于氧含量低，燃烧不充分而产生大量残渣，进行靶线法燃速测试时易出现靶线意外熔断、残渣堵塞管路等问题，影响测试结果。王英红［5］对靶线法燃速仪的测试计时系统进行了改进，有效解决了残渣导电燃速测试的影响，提高了测试效率。石磊等人［6］通过在药条支架上安装绝缘防烧蚀挡板，在燃烧室管路系统中使用过滤除尘器等方法，有效地解决了贫氧推进剂靶线法燃速测试中的实际问题，提高了测试精度。

王宏［7］提出用热电偶取代低熔点合金丝，将热电偶固定在药条上，以热电偶温度出现峰值的时刻作为时刻记录点，计算药条燃烧时间。韩超［8］在现有固体推进剂燃烧波温度测试方法的基础上提出一种燃速测试方法，利用燃烧室的压强变化曲线获得固体推进剂第一计时时刻，通过对燃烧波曲线进行微分得到的最大值的时刻定为第二计时时刻，两个时刻相减得出燃烧时间。

1．2 声发射法燃速测试技术的进展

张劲民［9］通过研究贫氧推进剂燃烧声信号的频带特性和不稳定特性，采用弱信号检测电路，并结合计算机技术，研制了更适用于贫氧推进剂燃速测试的新型声发射燃速仪，经多次实验验证，新型测控系统工作稳定、可靠。

声发射法测试燃速的原理是通过声传感器测试推进剂在介质中稳定燃烧时发出声信号的持续时间，同理，使用“光发射”原理也可以测试固体推进剂的燃烧速度。吴文清［10］将透明视窗燃烧仪进行改装，增加了光强检测和记录仪对推进剂燃烧时发出的光信号进行检测，利用光线示波器记录下推进剂燃烧时光强随时间变化的曲线，确定推进剂的燃速。長谷川宏［11］将类似的无视窗装置用于研究小型圆孔药柱的燃面退移速率。刘科祥［12］提出了一种水下光电法燃速测试技术，通过光电探测器捕捉从水下传来的光信号计算固体推进剂的燃速，克服了水下声发射法燃速仪易受环境背景振动影响、可能存在药条烧完而不计时的缺陷。

综上所述，靶线法和声发射法仍是测试固体推进剂静态燃速的主要方法，从这两种技术近年来的发展来看，主要体现以下两个特点：（1）针对贫氧推进剂燃烧的特殊性对燃速测试系统不断改进，使系统更加实用、高效；（2）靶线法、水下声发射法原理概念得到延伸，出现了以热电偶峰温代替靶线熔断记录燃烧时间，以“光发射”代替声发射的燃速测试技术。

2 动态燃速测试技术发展现状

2．1 固体推进剂多靶线动态燃速测试技术

刘科祥、裴庆等［13－15］在靶线法燃速测试技术的基础上提出了一种自升压式固体推进剂动态燃速测试方法，与靶线法相比，该方法能更真实地反映固体推进剂燃烧过程中燃速的动态变化，该方法通过测试燃烧室内部气体的压强变化量得出试样长度的变化函数：

式中：l为药条长度；t为时间；T 为燃气温度；p 为燃烧室压强；K1、K2、K3为常数。通过测试6条靶线烧断瞬时的实时压强和实时温度，分段确定K1、K2、K3值，对式（1）求导，然后对压强温度信号进行修正，得出燃速随时间的变化函数u（t）。该方法可以实现在一定温度和压强范围内燃速的实时连续测试，进而计算燃速压强指数和燃速温度敏感系数。与文献［7］所述类似，也可将热电偶代替低熔点金属丝，转化为固体推进剂多热电偶动态燃速测试方法［16］。

2．2 超声波动态燃速测试技术

超声波动态燃速测试技术是国外进行固体推进剂动态燃烧性能研究的主要技术手段［17］，基于超声脉冲回波测量厚度的原理，实时监测固体推进剂燃面的推移速率。该技术于20世纪60年代由美国提出［18］，主要用于测试固体推进剂的动态燃速、燃速压强指数等。20世纪90年代以来，超声波技术被用于推进剂非稳态燃烧性能的测试中［19－21］，用来研究推进剂燃速的压强响应函数关系，为固体火箭发动机内弹道性能及推进剂的不稳定燃烧特性的研究提供了技术手段。近年来日本、韩国、印度等也根据本国的实际需求开展了相应的研究［22－24］。文献［23］中将超声波动态燃速法测试结果与靶线法测试结果的进行比较，证明这两种方法的测试结果具有一致性。

目前，国内在该领域的研究仍处于探索性阶段，与国外相比还有较大差距［25－26］。

2．3 密闭爆发器动态燃速测试技术

密闭爆发器最早主要用来测定枪炮发射药的燃速，李葆萱等［27］最先提出使用该方法测定固体推进剂的燃速，并给出了该方法的物理模型和数学模型，之后对推进剂试样点火、散热等因素带来的误差进行了修正，对测试系统的软硬件不断进行升级改造。通过实验验证密闭爆发器法测定固体推进剂燃速特性是可行的，对于给定的推进剂，燃速测试平行误差可控制在1%以内［28－29］。

2．4 利用高速摄影技术测定燃速

使用影像方法记录固体推进剂的燃烧过程是测试固体推进剂燃速的另一途径，20世纪80年代北京理工大学发明了固体推进剂线扫描摄像实时燃速测定系统［30］，使用固体线扫描摄像装置测定固体推进剂的燃烧速度及其燃烧过程，并计算出任何瞬间的燃烧速度。之后在该系统的基础上研制了新一代的固体推进剂燃烧过程和燃速的实时监测系统［31］，该系统不仅可测定固体推进剂的燃速，还可获得燃烧过程中包括火焰光强分布等多种参数，可为燃烧机理的深入研究提供大量有用数据［32］。

随着光电测试技术和计算机技术的发展，高速摄影仪已广泛应用于各个领域。高速摄影是进行固体推进剂燃烧研究一项先进技术，通过带有视窗的燃烧室或小型发动机可以直观了解固体推进剂点火、燃烧、熄火等过程的各个细节，时间分辨率达毫秒级甚至更高。Risha等［33］采用高速摄影技术研究了铝冰推进剂在小型发动机中的燃面退移，并计算出线性燃速及燃速压强指数。余协正等［34］利用高速摄影手段，对微细石英玻璃管中B／KNO3的燃烧特性进行了研究。德国ICT 中心设计了一种多视窗燃烧室推进剂燃烧性能综合诊断装置，该装置使用高速摄影法研究推进剂的燃速性能，还可在燃烧室视窗外架设光谱采集系统研究燃烧过程中出现的中间产物及燃烧火焰温度。Weiser等［35］应用该系统得到ADN单元推进剂的在中低压下的燃烧规律、ADN燃烧过程中出现的中间产物OH、NH、CN 等基团浓度随时间的变化关系。

对比上述4种测试方法可知，目前动态燃速测试主要通过以下两种途径实现：一是通过实时追踪固体推进剂燃烧表面的推移情况获得动态燃速（超声波法和高速摄影法）；二是通过测试密闭环境下固体推进剂燃烧时的压强—时间曲线，根据燃气生成量反推已燃烧的固体推进剂的质量，进而计算燃速（多靶线法和密闭爆发器法）。

多靶线动态燃速测试技术装置是对原有的靶线法燃速测试装置改进而来，从测试技术的角度来讲比较容易实现，可以在一定压强范围内测试燃速随压强和温度的变化规律，自升压范围与试样尺寸大小具有一定的局限性。该方法非常适用于推进剂生产过程中对每一批产品的性能检测和质量控制工作。密闭爆发器法则非常适用于高压（20～50MPa）乃至超高压下（50～100MPa）固体推进剂燃速测试。超声波法可以测试固体推进剂的多种燃烧特性参数，但测试原理相对复杂，对测试装置要求较高，目前我国还未完全掌握该项技术。高速摄影技术可以对所有固体推进剂进行动态燃速测试，对于超高燃速推进剂尤为适用。因为具有较高的时间分辨率，在研究过载条件下及压强瞬变条件下固体推进剂燃烧特性时将发挥越来越重要作用，是各种新型燃速测试技术的基础。

3 特定环境下固体推进剂燃烧测试技术

3．1 旋转过载燃烧测试技术

导弹在飞行时会自身旋转，可能会导致固体推进剂燃烧性能发生改变，造成飞行推力曲线异常，严重时可能导致发动机的解体。美国、前苏联、中国等国家都对旋转过载条件下固体推进剂燃烧规律进行了理论与实验研究，通用方法是将小型火箭发动机固定在可转动的圆盘上旋转，利用发动机法的测试手段研究固体推进剂的综合燃烧性能，主要研究对象为含铝粉的复合推进剂［36－40］。

2013年V．D．Barsukov［41］报道了一种固体推进剂水下旋转过载燃烧装置，用于测试燃面推移方向与加速度方向相同时固体推进剂的质量燃速，采用高速摄影法记录燃速，并建立了相应燃速预估模型，对某推进剂试样在23．4～259．5g旋转加速度范围内的燃速进行理论预估和实测。当旋转加速度小于220g时预估值与实测值较为接近，该固体推进剂在水中的质量燃速随旋转加速度的增加而增大。

3．2 压强瞬变燃烧测试技术

近年来，研究人员对燃烧室内压强瞬时变化对固体推进剂燃烧的影响作用进行研究。V．A．Arkhipov［42－43］以装有泄压管的视窗燃烧器为基础建立了固体推进剂压强瞬变燃烧测试装置，分别采用高速摄影追踪燃面技术和成气量反推质量燃速的IBIP法（internal ballistics inverse problem），对燃烧室内压强突降（最大压强变化率dp／dt 达800MPa／s）时试样的燃速变化进行研究，其中高速摄影追踪燃面技术不但可以测试线性燃速，还可以观察到压强突变时燃烧表面、燃烧火焰结构变化的瞬时过程；IBIP法可测固体推进剂燃烧时质量燃速的变化规律，该方法还可用于较大尺寸或复杂形状固体推进剂药柱的燃烧性能。南京理工大学也进行了类似的研究［44］。Vladica Bozic［45］研究了小型发动机中出现压强突然增大脉冲时推进剂的燃烧情况。

从以上最新进展可看出，目前特定环境下固体推进剂燃速测试技术主要是通过模拟固体火箭发动机在实际应用中所处的实际环境或遇到的实际问题，应用现有的动态燃速测试技术测试固体推进剂在类似于火箭发动机燃烧室的容器中的燃烧情况，所测结果并不局限于线性燃速，还包括质量燃速、燃面退移速率及其他一些发动机法中常用的燃烧特性参数。

4 高能添加剂燃烧性能测试

随着基础研究的不断深入，以及使用计算机进行固体推进剂性能预估技术的日渐成熟，对固体推进剂常用高能添加剂燃烧机理和基础燃烧特性参数研究的重要性逐步显现。国外在这方面已经开展了不少工作，文献［46］列举了近年来各国研究人员使用高速摄影法、热电偶法等各种方法测得的ADN在0．5～50MPa下的燃速，并在此基础提出ADN单元推进剂的燃烧机理。Mehdi Bahrami［47］用高速摄影法测试了Al－CuO 纳米铝热剂的燃速。N．A．Kochetov［48］使用热电偶靶线法研究了两种Ni／Al混合物的燃烧性能，发现薄片状试样的燃速是圆柱状试样的4～20倍。固体推进剂中常见的高能添加剂如铝粉、RDX、HMX、CL－20等的燃烧特性及燃烧机理在文献中均有报道［49－53］。此外，裴庆等［54－55］通过测试GAP／高能添加剂混合物药浆燃速的方法对高活性金属粉、含能离子盐等新材料的燃烧特性进行了探索。

5 结束语

燃速测试的核心是燃烧时间的测定，随着测控技术的发展，可测的燃烧时间Δt由静态方法的秒级逐步减小到高速摄影技术的毫秒级，同时可测得的燃烧层厚度变化Δe也逐渐减小，据速度的物理学定义可知燃速结果u（t）逐步逼近瞬时燃速，因此燃速测试由静态测试发展到动态测试。现有燃速测试技术为了满足实际应用的需求，与火箭发动机测试技术相结合出现了特定环境下的燃烧特性测试技术；为了基础研究水平进一步深化，又向推进剂单组分燃烧测试领域发展。

随着武器装备水平的不断提高，对固体推进剂的性能要求也呈现出多样性，对燃烧测试技术的发展也提出了新的要求。在配方不变时，提高固体推进剂的工作压强是提高固体推进剂能量和燃速的有效途径，开展20～50MPa甚至更高压强下的燃烧性能研究将逐步成为固体推进剂研究的重点，而相关的燃烧性能测试手段还不够齐全和完善，需要在现有的基础上进行改进和发展。

目前，全球空间军事化趋势明显加快，外层空间争夺日趋激烈。随着空军武器装备性能的不断提高，空中军事斗争的范围不断扩大，空天一体战、天战将是空中作战的发展的必然趋势。因此，超低压（真空）、低温微重力环境下的固体推进剂燃烧性能测试技术将成为未来发展的新方向。

［1］ 刘继华．火药物理化学性能［M］．北京：北京理工大学出版社，1997．

［2］ 王伯羲，冯增国，杨荣杰．火药燃烧理论［M］．北京：北京理工大学出版社，1997．

［3］ GJB770B－2005，方法706．1燃速－靶线法［S］．北京：国防科学技术工业委员会，2005．

［4］ GJB770B－2005，方法706．2 燃速－水下声发射法［S］．北京：国防科学技术工业委员会，2005．

［5］ 王英红，李葆萱，牛嵩高，等．含硼富燃料推进剂燃速测试计时系统的改进［J］．固体火箭技术，2003，26（3）：74－75．WANG Ying－hong，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，王英红，陈宏杰，等．多残渣富燃料推进剂燃速测试仪的改进［J］．固体火箭技术，2010，33（3）：360－362．SHI Lei，WANG Ying－hong，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，马晓东，王长健，等．固体推进剂燃速测试的新方法［C］∥中国宇航学会固体火箭推进第25届年会．西安：中国宇航学会固体火箭推进专业委员会，2008．

［8］ 韩超，夏智勋，胡建新，等．一种固体推进剂燃速测量方法：CN，201110083987．4［P］．2011．

［9］ 张劲民，刘科祥，蒲远远．贫氧推进剂声发射燃速仪的研制［J］．固体火箭技术，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］吴文清，刘德辉，吕振忠，等．用透明燃烧仪研究推进剂的燃烧性能［J］．固体火箭技术，1996，19（3）：53－56．WU Wen－qing，LIU De－hui，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］刘科祥，牛建军，张鹏，等．水下光电法固体推进剂燃速测试技术［C］∥2014年火炸药技术学术研讨会．北京：中国兵工学会火炸药专业委员会，2014．

［13］刘科祥，赵露，李博，等．密闭自升压式固体推进剂动态燃速的测试方法［J］．火炸药学报，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］裴庆，刘科祥，赵凤起，等．固体推进剂多靶线准动态燃烧性能测试方法：CN，201110039791．5［P］．2011．

［15］裴庆．固体推进剂多靶线准动态燃速测试方法与测试系统研究［D］．西安：西安电子科技大学，2013．PEI Qing．Multi－fuses measurement method and system of quasi－dynamic burning rate of solid propellant［D］．Xi′an：Xiandian University，2013．

［16］刘科祥，裴庆，高璇，等．多热电偶燃烧速度测试方法研究［C］∥中国宇航学会固体火箭推进第29届年会．西安：中国宇航学会固体火箭推进专业委员会，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］张劲民，王志强，袁华，等．超声波燃速测试技术在固体推进剂研制中的应用［J］．火炸药学报，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］张劲民，袁华，张箭，等．超声法测试固体推进剂的燃速［J］．火炸药学报，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．固体推进剂燃速密闭爆发器测试方法［J］．固体火箭技术，1993，16（1）：81－85．

［28］刘宏成．密闭爆发器法的实验研究［D］．西安：西北工业大学，2003．LIU Hong－cheng．Experimental research on burning rate measurement system in a closed burner［D］．Xi′an：Nrothwestern Polytechnical University，2003．

［29］刘华强，李葆萱，王瑜．密闭爆发器法固体推进剂燃速测试系统［J］．固体火箭技术，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］马庆云，孙培懋，刘大力，等．固体推进剂线扫描摄象实时燃速测定系统［J］．兵工学报，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］杨荣杰，李玉平，刘云飞，等．固体推进剂燃烧过程实时监测与燃速测定系统［J］．推进技术，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，郭晓燕，邹美帅，等．镁／铝合金水反应金属燃料推进剂的燃烧性能［J］．火炸药学报，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］余协正，叶迎华，沈瑞琪，等．微细石英玻璃管中B／KNO3的燃烧特性［J］．火工品，2011（5）：5－8．YU Xie－zheng，YE Ying－hua，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］蔡国飈，田辉．旋转对固体火箭发动机的影响［J］．推进技术，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］卞付国．高速旋转固体火箭发动机测量系统研究［D］．哈尔滨：哈尔滨工程大学，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，Finjakov 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，Frolov 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］裴庆，赵凤起，高红旭，等．三唑含能离子盐在固体推进剂中的应用研究［J］．兵工学报，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］裴庆，高璇，邱庆顺，等．一种纳米铝粉燃烧性能测试方法：CN，201110384499．7［P］．2011．