摘要:在液体燃料中添加高能固体硼粉是提高燃料能量密度的一种有效途径，但未经修饰的硼粉会急剧加大液体燃料体系的表观黏度，因而提高硼粉添加量的同时防止表观黏度的急剧增大，是当前固液复合燃料亟需解决的问题。为此，研究采用4种有机硅烷（丙基三甲氧基硅烷、辛基三甲氧基硅烷、十二烷基三甲氧基硅烷和十六烷基三甲氧基硅烷）对硼粉进行表面修饰，并通过扫描电镜（SEM）、接触角测定、X射线衍射（XRD）、动态激光散射（DLS）粒径分析、热重（TG）等对其进行了表征，研究了有机硅烷修饰硼/JP-10复合燃料的流变性能，考察了温度对有机硅烷修饰硼/JP-10复合燃料流变性能的影响。结果表明：有机硅烷修饰可去除硼粉表面的硼酸，硼粉表面特性从亲水性转变为疏水性；修饰硼中有机硅烷的含量低于1.5%，对硼粉热值影响不大；有机硅烷修饰硼添加到JP-10燃料中，当硼含量高达50%时，在25 ℃、剪切速率为100 s^-1的条件下，表观黏度低于0.3 Pa·s，具有良好的流动性。在其它条件相同的情况下，复合燃料表观黏度大小与有机硅烷侧链烷基长短有关：丙基>辛基≈十二烷基≈十六烷基。有机硅烷修饰硼/JP-10复合燃料具有剪切变稀的特性，表观黏度与剪切速率之间的定量关系符合幂律型方程。温度对有机硅烷修饰硼/JP-10复合燃料的表观黏度有显著影响，两者的定量关系符合阿伦尼乌斯方程，且剪切活化能随有机硅烷侧链烷基长度的增加而增大。

摘要:为获得发射药能量释放渐增性及其多维度调节控制方法，根据内弹道学原理，提出预制刻槽增面燃烧发射药，建立了其燃烧过程的物理、数学模型，推导了气体生成猛度-已燃质量分数（Г-Ψ）关系，论述了其能量释放渐增性及多维度调节控制原理，提出了预制刻槽发射药的工艺实现方法。设计了一种中心开孔式预制刻槽发射药结构，制备了不同刻槽数、不同长径比的发射药试样。采用密闭爆发器试验对其燃烧性能进行测试与表征，并与七孔发射药、七孔包覆药进行对比分析。试验结果表明：制备的预制刻槽发射药具有理论设计的燃烧渐增性，对比七孔发射药其动态活度增量ΔL值提高了2倍，最大动态活度与起始动态活度的比值L_m/L₀提高了24.4%，最大动态活度对应的相对压力值B_m增加了32.4%，燃烧渐增性优于七孔发射药，可以达到七孔包覆药的渐增效果。

摘要:为了完善无水肼的危险等级分类，依据联合国橘黄书爆炸品危险性分级程序，对制式包装无水肼（包括2种尺寸：18 kg和120 kg）分别开展EIDS隔板试验和外部火烧试验。分别采用高速摄像、红外热成像和压力数采测试系统表征样品在火灾刺激下的燃爆过程、火球表面最高温度以及冲击波效应。结果表明：外部火灾条件下，无水肼-18 kg样品的TNT当量为0.724，是无水肼-120 kg样品的1930.67倍。无水肼在特定条件下具有明显的爆炸特性，不同制式包装设计压力下的无水肼分别显示出了1.1 C和1.3 C的危险等级。无水肼的危险等级分类与其包装设计压力联系密切，应在实际使用允许范围内，降低无水肼等液体推进剂的包装强度，以有效降低其危险性。

摘要:针对传统实验法无法精准获取粘接界面内聚力模型参数问题，采用数字图像相关技术结合Hooke-Jeeves优化算法的反演识别方法，基于固体火箭发动机矩形粘接试件拉伸实验结果，对粘接界面所采用的双线性内聚力模型的相关参数开展反演研究。反演结果表明：拉伸速率为5 mm·min^-1时，最大粘接强度、模量、失效断裂能分别为0.55 MPa、0.57 MPa、2.26 kJ·m^-2。仿真与实测应力-应变曲线的相对误差由初始44.7%修正为4.3%，拉伸应变为0.05、0.08时，仿真与实测的感兴趣区域最大位移误差分别为0.64 mm、1.76 mm，平均位移误差分别为0.38 mm、0.45 mm，以上误差结果均表明该反演识别方法的精度较高，建立的内聚力模型可以用于表征粘接界面的真实本构关系。

摘要:固体火箭发动机技术的发展对现有的包覆层生产技术提出了新的挑战，采用热固性树脂作为基体，结合连续自动化包覆技术，可快速得到成型完整、性能优异的包覆层，是近年来较为热门的包覆层生产方法。本研究分析了不饱和聚酯（UPR）包覆层的流动性和浇注条件，通过在Fontana-Kiuna模型基础上引入指数函数，得到匹配的化学流变模型，建立了UPR固化时粘度与时间、温度的函数关系，得到了适合包覆层浇注操作的温度；以Bird-Carreau幂律方程建立UPR流体的本构方程，使用Polyflow软件在前述温度下对恒速模式和恒压模式下UPR包覆层的浇注过程进行模拟，分析了浇注速率、浇注压力对充填完整性的影响，预测了包覆层的填充体积分数分布、流动速率分布和熔接线位置。结果表明，为了保证UPR包覆层浇注完整，浇注温度应该在35 ℃以下，浇注压力应大于1 MPa，入口流速应大于150 mm³·s^-1且小于175 mm³·s^-1。

摘要:为研究吸收系数对激光烧蚀二硝酰胺铵（ADN）-丙酮基液体推进剂的推进性能的影响，将ADN液体工质在0~80%区间内，按照10%为等比例间距，与吸收剂充分混合构成不同比例的ADN-丙酮基液体推进剂。利用近红外光谱仪测量装置对不同比例的ADN-丙酮基液体推进剂的吸收系数进行测量与计算；在激光能量60 mJ，液膜厚度300 μm的工况下，利用高精度扭摆对激光烧蚀不同比例的ADN-丙酮基液体推进剂所产生的冲量进行测量。实验结果表明：随着ADN含量的增加，吸收系数呈现下降趋势。当ADN含量达到30%时，冲量取得峰值并随后不断下降，当ADN含量达到80%时，冲量又产生一个大幅度上升。分析认为，ADN含量为30%~70%时冲量不断下降主要原因是由于吸收系数的下降导致推进剂所沉积的激光能量变少引起的，而ADN含量为80%处的冲量大幅度上升则是由于吸收系数趋于0的推进剂与基底构成“水炮靶”，激光烧蚀基底容器，推进剂起到约束作用而造成的。

摘要:为了研制复杂几何形状的发射药，采用双基发射药挤出式3D打印工艺，通过螺杆挤出式发射药3D打印机打印出方形、车轮形、星孔形和花边七孔双基发射药，对打印发射药的表面结构、尺寸均匀性、密度和力学性能进行表征。结果表明，打印发射药的表面较光滑、无明显瑕疵；花边七孔发射药的尺寸均匀性达到传统方式制备发射药的标准，车轮形发射药弧厚的尺寸均匀性较好，标准偏差为0.026 mm，相对标准偏差为0.92%；方形发射药的密度较高（1.567 g·cm^-3），其他发射药的密度为1.549~1.559 g·cm^-3；打印填充路径为同心线（填充线方向与拉伸方向平行）和直线（填充线方向与拉伸方向垂直）的发射药试样的拉伸强度分别为14.467 MPa和10.789 MPa，前者与传统方式制备的发射药拉伸强度相当。实现具有弧度和角度的多种几何形状发射药的良好打印为复杂几何形状发射药的制备提供了基础。

摘要:针对传统工艺无法制备复杂结构发射药的问题，为探索提高发射药燃面渐增性新途径，采用3D直写打印技术，设计并打印了具有较高燃面渐增性的硝化棉基内嵌多方孔发射药。对3D打印的硝化棉基内嵌多方孔发射药进行了定容燃烧和内弹道性能表征。结果表明，以硝化棉、含能增塑剂和溶剂配制的浆料为打印物料，打印的硝化棉基内嵌多方孔发射药符合设计的燃面渐增性燃烧预期；受打印针头直径、溶棉比、醇酮比、溶剂挥发速度等因素的影响，直写打印的发射药设计尺寸和实际尺寸有一定偏差；12.7 mm机枪弹道初步试验表明，内嵌多方孔NC-120发射药和制式D-4/7混合装药16 g，装药比例1∶1时，膛压为314.2 MPa，射击初速为854.1 m·s^-1，实现了直写打印内嵌多方孔发射药在膛内正常、稳定燃烧，达到了与制式发射药相似的水平，但充分利用直写打印内嵌多方孔发射药需要进一步优化设计药形、弧厚、内外层弧厚匹配等参数。

摘要:为研究铝基微单元燃料在硝酸酯增塑聚醚（NEPE）固体推进剂中的应用性能，以自制的铝基微单元复合燃料（Al@AP）代替铝粉加入NEPE固体推进剂，以真空定容爆热试验、发动机试验、残渣活性铝测试、高速摄影、单向拉伸试验、工艺性能测试等手段研究了Al@AP对NEPE固体推进剂燃烧、力学、工艺等性能的影响；并对Al@AP在NEPE固体推进剂中的燃烧作用机理进行了分析。结果表明，以19.5%的Al@AP代替FLQT-3 Al后，NEPE固体推进剂的爆热由6039.4 J·g^-1提升至6924.8 J·g^-1，残渣量由28.91 g降至7.64 g，残渣活性铝含量由14.64%降至0.37%，残渣粒径d₅₀由94.12 μm降至24.21 μm，NEPE固体推进剂喷射效率提升，铝粉在燃面停留时间由55 ms缩短至40 ms，且无明显融联团聚现象，且Al@AP对推进剂的燃速、力学、工艺等性能基本无影响。

摘要:固体火箭发动机粘接界面在长期立式贮存下因蠕变效应产生损伤。本文从蠕变条件下界面损伤影响因素、界面损伤测试试验和界面损伤数值模拟3个方面综述了相关研究进展，指出了蠕变条件下粘接界面累积损伤不容忽视，总结了试验和数值模拟研究中的不足，并进行了展望。分析认为，试验研究的难点是设计合理的试验和选取有效表征损伤时效性的变量，数值模拟研究的重点是构建含损伤的蠕变型界面内聚力本构模型，以期为开展贮存条件下粘接界面的性能评估研究提供一定参考。

摘要:为了研究NEPE推进剂的点火燃烧特性，搭建了CO₂激光点火试验平台，使用高速摄影仪拍摄在不同气体环境下NEPE推进剂的燃烧过程，通过信号采集系统测量NEPE推进剂的点火延迟时间，对NEPE推进剂在0.1~3.0 MPa氮气及空气中的点火燃烧特性进行了研究。结果表明，环境压强和环境气体会影响NEPE推进剂的点火燃烧过程，环境压强越大，NEPE推进剂燃烧越激烈，且NEPE推进剂在空气中燃烧时比氮气中更加剧烈。NEPE推进剂的点火延迟时间随着环境压强的增大而减小，当环境压强从0.1 MPa增大到3.0 MPa时，氮气中的点火延迟时间由0.51 s减小到0.29 s，而空气中的点火延迟时间由0.32 s减小到0.18 s，但是当环境压强大于0.5 MPa时，环境压强对点火延迟时间的影响显著降低。同时环境压强会影响NEPE推进剂的燃烧速率，当环境压强从0.1 MPa增加到3.0 MPa时，氮气中的燃速从1.71 mm·s^-1提高到4.54 mm·s^-1，空气中的燃速从2.51 mm·s^-1提高到11.4 mm·s^-1，NEPE推进剂在空气中的燃烧速率增长幅度更大。最后通过燃速经验公式进行拟合，表明Vielle燃速公式更适用于表征NEPE推进剂在0.1~3.0 MPa下的燃速特性。

摘要:国内外普遍采用高温加速试验方法，以Arrhenius方程作为动力学模型评估聚合物材料包括复合固体推进剂的老化性能和贮存寿命。近年来，Arrhenius方程在复合固体推进剂老化和寿命评估的适用性受到一些质疑。为探讨Arrhenius方程的适用性问题，本文综述了Arrhenius方程在国内外固体推进剂贮存老化评估中的应用情况，从理论源头梳理了Arrhenius方程的形成过程和相关参数物理意义，指出了目前在Arrhenius方程理论认识和应用上的误区。理论分析表明，在Arrhenius方程形式下，频率因子和活化能两个参数之一是温度的函数；对于固体推进剂，现行标准允许的加速试验温度范围内活化能可视为定值。应用Arrhenius方程应符合下述条件：1）研究所涉及的温度范围内老化机理可视为一致；2）各加速试验温度下，老化程度相当；3）参数k应符合速率常数的物理意义。性能随时间变化的数学模型中参数k不符合速率常数定义，使用应慎重，推荐使用性能对数模型替代。

摘要:奥克托今（HMX）作为含能材料在能够提高推进剂能量性能的同时可改变推进剂的燃烧过程，广泛用于固体推进剂中。为了研究HMX含量对推进剂点火、燃烧、团聚和凝聚相燃烧产物特性的影响，采用推进剂燃面拍摄、激光点火以及凝聚相燃烧产物收集方法对HMX含量在0%~10%范围内的典型四组元推进剂进行试验研究。结果表明：随着HMX含量由0%增加到10%，推进剂的点火延迟时间由191 ms增加到286 ms，推进剂的燃速和压强指数均减小，凝聚相燃烧产物的体积平均粒径D₄₃由48.1 μm增加到138.3 μm。含10%HMX的推进剂燃面上铝的团聚程度最大，而含8%HMX的推进剂凝聚相燃烧产物中活性铝的含量最高。

摘要:为提高高氯酸钾（KClO₄）使用安全性能，通过葡萄糖和银氨溶液化学反应对KClO₄颗粒表面进行改性处理，制备了高氯酸钾/银（KClO₄/Ag）复合粒子。用扫描电镜（SEM）、X射线衍射仪（XRD）、差示扫描量热分析（DSC）等表征手段分析了改性前后的颗粒形貌、物相组成、热分解温度、机械感度等性能。结果表明，KClO₄/Ag复合粒子球形化效果明显，表面光滑，无明显棱角，在保留KClO₄原有的安定性好、分解温度高等优点基础上，还具备了银金属特性；与原料KClO₄相比，KClO₄/Ag复合粒子机械感度明显降低，摩擦感度爆炸概率从90%降低至50%，撞击感度爆炸概率从70%降低至40%；同时，KClO₄/Ag复合粒子的热分解性能与原料KClO₄相比明显不同，放热峰提前了12 ℃，且分解效率更高。

摘要:为了准确地描述固体火箭发动机端羟基聚丁二烯（HTPB）推进剂/衬层黏接界面在不同温度下的力学特性，从试验和数值仿真两方面研究了该黏接界面的Ⅰ型破坏特性。首先，通过单轴拉伸实验获取了不同温度下的载荷-位移曲线，并采用高速摄像机获取了黏接界面的破坏过程，分析了黏接界面的破坏形式，发现HTPB推进剂/衬层黏接界面的破坏形式为HTPB推进剂的内聚破坏，表明黏接界面的强度高于推进剂的强度；由-40 ℃升高到60 ℃的过程中特征位移先增大后减小，说明特征位移受温度因素影响明显。在双线性内聚力模型的基础上构建了一种损伤变量为多项式的内聚力模型，通过开展数值仿真计算，比较了不同界面模型参数在预测各温度下黏接界面力学特性的准确性，并以特征位移作为已知参数预测了不同温度下的黏接界面载荷-位移曲线，数值预测结果与实验结果保持一致，说明所建界面模型能够比双线性内聚力模型更加真实准确地反映固体火箭发动机黏接界面I型破坏的温度相关特性。

摘要:为了实现对硝酸酯增塑聚醚（NEPE）推进剂药柱贮存寿命进行预估时的测量无损性，通过对施加10%定压缩应变的NEPE推进剂进行高温热加速老化实验、气体含量监测实验、单向拉伸力学性能实验，基于相关性分析和寿命预估模型，提出了一种以特征气体含量变化为基础数据的无损型寿命预估模型。结果表明，NEPE推进剂贮存老化过程中，CO气体释放量最大，不同温度条件下的释放量均达到1300 mg以上，且其和NO气体均呈现老化初期释放量增长缓慢，后期迅速增加的规律，HCl气体释放量在老化初期和后期增长较快，老化中期增长较慢；老化初期最大抗拉强度σ_m和最大延伸率ε_m小幅增大，老化中期前者小幅震荡，后者逐渐增大，老化后期两者均急剧减小；不同温度条件下CO气体释放量与最大抗拉强度关联度值最大，为0.93~0.95，且两者存在单一相关性；基于传统老化寿命预估模型和改进的老化寿命预估模型，建立了四种NEPE推进剂寿命预估方法，通过相关性系数比较和预估结果分析，得出以CO气体释放量作为预估参数的改进型寿命预估模型的相关性系数最大，寿命预估结果最为有效。

摘要:慢速烤燃试验是固体火箭发动机低易损性评估试验考核的重点之一。为研究丁羟复合固体推进剂发动机尺寸对慢速烤燃特性的影响规律，采用慢速烤燃试验结合数值模拟，对比分析了Ф100 mm×200 mm、Ф160 mm×400 mm中小型试验件和Ф522 mm×887 mm大尺寸固体火箭发动机慢速烤燃点火增长规律，确定了点火温度、点火区域及响应等级。结果表明：Ф100 mm×200 mm，Ф160 mm×400 mm及Ф522 mm×887 mm 3种试验件的试验点火温度分别为244，172，155 ℃；以试验数据作为输入，计算点火温度分别为250，269，154 ℃，计算误差分别为2.88%，1.17%，0.64%，响应等级分别为爆炸、爆炸、爆燃；计算云图表明，中小型试验件的点火位置位于圆柱体中心，大尺寸固体火箭发动机的点火位置位于固体推进剂前端肉厚的中心位置，为一环状区域。

摘要:为实现含能材料1，1''二羟基-5，5联四唑二羟胺盐（TKX-50，又名HATO）在固体推进剂领域的高效应用，运用最小自由能法计算了含TKX-50、CL-20、TKX-50/CL-20的聚叠氨缩水甘油醚（GAP）基固体推进剂能量性能，分析了TKX-50和CL-20复配应用的可行性，预估了TKX-50/CL-20复配推进剂应用效能。结果表明，TKX-50含量增加时，燃烧室中推进剂平均温度（T_c）和燃气平均相对分子质量（）同时下降，理论比冲呈先升后降的变化规律；TKX-50与CL-20相容等级为B，TKX-50/CL-20复配推进剂热稳定性和安全性能良好；TKX-50/CL-20复配推进剂可大幅拓宽配方各组分含量选择范围，理论比冲大于272 s的推进剂中CL-20含量下限仅为纯CL-20推进剂的40%；相同能量水平下，TKX-50/CL-20复配推进剂表现出低成本和低特征信号的特点，具备工程推广应用的潜力。

摘要:为探讨老化高固含量改性双基推进剂（CMDB）的准静态拉伸力学性能，在四种温度（323，293，273，253 K）和不同应变率（3.3×10^-5、3.3×10^-4、3.3×10^-3、3.3×10^-2 s^-1）条件下，开展了CMDB推进剂单轴拉伸实验；对不同老化时间（0，10，20，35，50，65，80，100 d）的CMDB推进剂试样进行了气相色谱实验，研究了CMDB推进剂老化后的力学性能和中定剂含量的变化。结果表明，老化过程中最大伸长率和中定剂含量呈显著下降趋势，可以作为老化后的CMDB推进剂的失效判据。利用时间温度等效原理（TTSP），得到了CMDB推进剂最大抗拉强度主曲线，建立了老化强度主曲线方程，该方程可以在准静态应变率范围内对不同老化时间的CMDB推进剂的最大抗拉强度进行预估。

摘要:为了研究超临界二氧化碳（SC-CO₂）的注气量、醇酮溶剂比、加工温度、螺杆转速等工艺条件对SC-CO₂辅助发射药代料醋酸纤维素（CA）挤出过程中物料流动性与制品冲击强度的影响，采用在线狭缝流变仪、落锤冲击试验机、扫描电镜等实验方法，对不同的工艺条件下挤出过程中的物料流动性、制品的冲击强度及内部形貌进行了表征。研究结果表明：随着SC-CO₂注气量的增加，物料的挤出流动性得到有效改善，但制品的冲击强度出现了降低：在温度为50 ℃，SC-CO₂/CA注气质量比为0.173%时，螺杆转速为10 r·min^-1时，注气制品的冲击强度（6.32 kJ·m^-2）仅占同条件未注气下冲击强度（11.90 kJ·m^-2）的53.11%；提高螺杆转速可改善制品的冲击强度和制品形貌，螺杆转速为14 r·min^-1时制得的制品冲击强度（7.12 kJ·m^-2）是螺杆转速为6 r·min^-1时制品冲击强度（4.18 kJ·m^-2）的170.33%；制品断裂截面处的扫描电镜结果显示，SC-CO₂辅助挤出的制品中存在较多的泡孔：在温度为50 ℃，SC-CO₂/CA注气质量比由0.173%提高到0.347%时，制品内部的泡孔尺寸均大于2 μm，部分甚至达到15~25 μm。在SC-CO₂辅助发射药代料挤出过程中，提高SC-CO₂的注气量、醇酮溶剂比、加工温度、螺杆转速均能改善物料的流动性，提高螺杆转速能改善制品的冲击强度。

摘要:为研究固体推进剂的动态双轴压缩力学性能，需确定与试验机、试验夹具相适配且满足双轴变形特性要求的推进剂试验件最优构型。基于有限元数值仿真计算，获得了双轴压缩加载下八种不同构型的三组元端羟基聚丁二烯（HTPB）复合固体推进剂试验件变形的应力云图，并通过开展动态加载下对应推进剂试验件的力学性能试验对最优构型进行了验证。结果表明：小变形条件下（应变10%以内）所有试验件的应力云图均呈现整体均匀分布的特性，但长宽比大于1的试验件变形时不再满足平面应力状态的要求。选取平面应力平均值、平面应力离散度、整体应力稳定系数和应力集中系数作为推进剂试验件构型优化指标，对比分析得出边长为25 mm的正方体推进剂试验件为最优构型。最后，通过分析动态加载下双轴压缩试验获得的应力-应变曲线特性，验证了最优试验件构型设计的有效性。

摘要:为了研究固体火箭发动机粘接界面的损伤破坏过程，按照QJ2038.1A-2004制作了固体火箭发动机矩形粘接试件，对粘接试件进行了单向拉伸试验，获得了粘接试件的损伤破坏模式。根据粘接试件损伤破坏特点，建立了粘接试件的有限元数值模型，采用基于分步反演与Hooke-Jevees优化算法结合的反演方法，准确地获取了推进剂/衬层/绝热层界面混合模式下双线型内聚力模型的相关参数，将其应用于粘接试件拉伸试验损伤破坏过程的数值模拟中。研究结果表明：粘接试件主要的破坏形式为推进剂/衬层/绝热层界面处的脱粘；提出的反演识别方法能够较好地获取固体火箭发动机的界面相关参数，拉伸速度为2 mm·min^-1时，固体火箭发动机粘接界面的初始模量、最大粘接强度、断裂能分别为0.86 MPa、0.63 MPa、3.13 kJ·m^-2；推进剂/衬层/绝热层界面的损伤导致粘接试件的应力随应变增加的速率减慢，人工脱粘层尖端处界面的起裂，并且沿试件中央扩展，最终贯穿粘接试件是粘接试件主要损伤破坏模式。

摘要:为研究双基球扁药贮存过程中钝感剂的迁移现象，采用显微拉曼技术，表征了经加速老化后小分子钝感剂邻苯二甲酸二丁酯（DBP）和高分子钝感剂聚新戊二醇己二酸酯（NA）在双基球扁药中的浓度分布状态；并利用密闭爆发器试验，测试了双基球扁药的燃烧性能。结果表明，在由表及里的一维方向上，钝感剂DBP、NA的浓度呈指数规律变化，符合Fick第二扩散定律；加速老化过程中，在双基球扁药中DBP的迁移是双向的，钝感剂分布的浓度梯度会逐渐降低，扩散深度增加，浓度峰值位置向内偏移，双基球扁药燃烧渐增性能也随之下降；高温会加剧钝感剂的迁移现象，65，75，85 ℃高温条件下老化10天的球扁药样品，其燃烧渐增性特征值分别为1.3351、1.2917、1.1888；随着温度的升高，双基球扁药的燃烧渐增性能下降幅度也随之加大；而在相同条件下，NA较DBP具有更好的抗迁移特性。

摘要:针对钝感剂在发射药贮存期间的扩散迁移影响发射药服役寿命的问题，采用分子动力学模拟（MD模拟）比较了小分子邻苯二甲酸二丁酯（DBP）、聚新戊二醇己二酸酯（NA）在发射药体系中的扩散系数，探究了温度和硝化甘油（NG）含量对DBP、NA在双基发射药中扩散的影响，并分析了扩散机理。结果表明：5 ℃时DBP和NA在NC基体中的扩散能力相当，扩散系数均在10^-12 m²∙s^-1数量级，25 ℃时DBP与NA的扩散系数分别为1.13×10^-11 m²∙s^-1和5.13×10^-12 m²∙s^-1，65 ℃时DBP与NA的扩散系数分别为1.88×10^-11 m²∙s^-1和7.57×10^-12 m²∙s^-1，85 ℃时DBP与NA的扩散系数分别为3.42×10^-11 m²∙s^-1、1.11×10^-11 m²∙s^-1，在相同温度下，钝感剂扩散系数的大小顺序为DBP>NA，这说明NA具有较好的抗迁移特性，该特性在高温时更为凸显；从微观角度分析温度对扩散机理的影响为：高温使原子间氢键作用峰值减小，即DBP、NA与NC的相互作用力减弱，并且体系的自由体积分数也变大，增大了分子运动的有效活动空间，更有利于DBP、NA扩散。DBP、NA的扩散能力随着增塑剂NG含量的增加而增强，添加NG使得DBP、NA与NC的相互作用减弱，因此DBP、NA运动更活跃，扩散能力增强。