燃烧室新材料在卫星双组元低推力发动机上的应用

对有代表性、有发展前途的几种新材料进行比较 ,并根据应用新材料的低推力发动机燃烧室的结构特点 ,分析了不同冷却方式对双组元低推力发动机性能损失的影响 ,为双组元低推力发动机燃烧室的材料选择、加工工艺、设计优化提供参考。     

发汗式主动冷却金属热防护系统主动冷却效率研究

发汗式主动冷却金属热防护系统是一种新型概念,将发汗冷却方法应用于金属热防护系统中,用于提高金属热防护系统的热载荷承载能力,是解决临近空间高超声速飞行器防热问题的有效方法。设计并建立了发汗式主动冷却金属热防护系统的实验模型,分析了发汗式主动冷却金属热防护系统的基本冷却原理,测量了同一实验模型分别在有无发汗冷却作用下,沿厚度方向不同位置测量点的温度响应。结果表明：在相同的加热条件,采用发汗冷却方法,可以使受热蒙皮材料达到相同温度的时间明显滞后;在发汗冷却作用的过程中,内部隔热层的温度不会超过水的沸点温度;采用发汗冷却方法,可以使同一结构热载荷承载能力至少提高70%;通过合理的结构设计,可以减少受热蒙皮由于热膨胀而引起的结构变形。
     

航天航空用新材料——难熔金属及其合金

综述了航天航空用新材料──难熔金属（钽、铼、钨、钼、铌）及其合金的性能、组织结构、加工工艺及其应用。     

光谱迁移沾样分析法

我厂对金属零部件化学成份的分析,多年来一直采用化学,摄谱和看谱分析法:这三种方法对金属零部件均会有不同程度的破坏,当样品不允许破坏时,就无能为力了。最近,根据生产的需要和外单位先进经验的启发,采用光谱迁移沾样分析法,取得了较好的效果。经测绘后的金属零部件破坏甚微,不影响其使用,因此,这种方法可应在新机研制,工艺分析,故障件检查和对引进设备的测绘中。     

液氧/甲烷发动机变截面冷却通道传热数值研究

为提高液体火箭发动机推力室再生冷却通道的冷却效率,对液氧/甲烷发动机推力室变截面冷却通道的耦合传热进行数值模拟,探究了冷却通道的高宽比对跨临界甲烷的湍流流动和对流传热的影响。燃气-冷却通道-冷却剂的三维耦合计算采用一种改进的迭代耦合方法。研究结果表明:在冷却通道横截面积不变时,增大冷却通道高宽比可以降低喉部燃气侧壁面最高温度。冷却通道的高宽比越大,冷却剂压力损失越大。但过大的高宽比会导致压力损失急剧增大,且进一步降低喉部壁面最高温度的效果不明显。燃气侧壁面温度在变截面冷却通道的突扩突缩处出现局部下降,且下降幅度会随着高宽比的减小而增加。大高宽比冷却通道中,喉部侧壁面附近发生传热恶化的范围有限,主要在肋侧壁面附近的下半部分。研究结果为推力室变截面再生冷却通道的设计提供了参考。     

钨渗铜燃气舵的研制和应用

本文介绍美国采用冷等静压成型、烧结、渗透粉末冶金等技术,研制钨渗铜燃气舵的过程。这种材料制造的燃气舵在固体火箭发动机喷出的高温、高速燃气流和粒子流中工作时,能使钨骨架结构中所渗透铜熔融,汽化和逸出。钨渗铜合金在相状态变化时,需要吸收大量的热量而产生冷却效应,以及铜所具有良好的导热性,使燃气舵起到冷却降温的效果,从而使舵的烧蚀率保持在最低程度,以满足控制系统的要求。     

异形金属零件的喷涂工艺

国外开发了一种制造异形金属零件的新工艺,其喷涂工艺过程是:喷枪里装入金属粉,当粉末同电弧形成的等离子气体相遇时,立即变成     

真空热处理炉的气淬研究

概要具有气体淬火功能的真空热处理炉,最重要的课题是如何提高冷却速度。现就有关影响冷却速度的主要因素及其界限,主要从传热工程学的观点予以简要说明。作为提高冷却速度的手段,除选择冷却气体、增大气体的压力和提高流速外,还有降低冷却气体温度、改善结构和被处理零件的配置等等。对于冷却性能的评价,必须对整个冷却     

耐高温复合材料的主动冷却实验和数值计算研究

高超声速吸气式发动机面临着严重的热防护问题,同时还存在着燃料和冷却剂不匹配的同题,必须使用耐高温材料与主动冷却相结合的冷却策略.针对一种使用陶瓷基耐高温复合材料的主动冷却模式开展了实验和数值研究,该多层材料主动冷却模式结合了主动冷却和耐高温复合材料的优点.基于这种主动冷却模式设计了一种多层材料组成主动冷却实验装置.利用燃气发生器提供的高热流环境对主动冷却实验装置开展了实验研究,并建立了一维非稳态复合结构的传热模型,模拟了不同材料组成的多层复合结构中的非稳态温度场.研究表明:基于C/SiC复合材料的多层材料主动冷却结构在高温高热流环境中的冷却能力较强,可以在使用较少冷却剂的条件下使发动机壳体内部的温度保持在可靠工作的范围内,说明使用基于耐高温复合材料的主动冷却模式是解决高超声速吸气式发动机热防护问题的新途径.     

推力室头部最优气膜参数研究

为了获得影响氢氧火箭发动机推力室头部气膜冷却的最佳参数,针对气膜冷却多喷嘴气气燃烧推力室模型进行了三维数值模拟。数值模型采用了标准k-ε湍流模型、涡耗散概念模型分别模拟湍流及燃烧过程。采用正交试验法对不同气膜参数进行系统分析。结果表明:气膜的注入能够有效降低喷注器下游燃烧室壁面温度,且使推力室头部区域壁面温度分布更加均匀,同时对喷注器面也会起到一定热防护作用;气膜流量比对冷却效率和周向均匀性的影响较大,气膜槽缝结构的影响较小,选择合适的气膜流动参数和气膜槽缝结构参数,能达到周向更加均匀分布的气膜冷却效率;气膜的注入对于燃烧效率具有较大影响,相对而言,气膜槽缝结构因素的影响更大。研究结果可以为气膜冷却设计提供参考。     

液氧煤油发动机高压推力室冷却技术

针对液氧煤油发动机高室压推力室冷却技术,讨论了多条内冷却环带、人为粗糙度、内壁铣槽结构和隔热镀层等主要技术措施。对带人为粗糙度的平直通道内流动进行了二维和三维时均流数值模拟,分析了人为粗糙度局部强化换热机理。对多条液气膜冷却环带进行了数值模拟,分析了内冷却流量对冷却的影响。研究结果表明,合理设置人为粗糙度和采用冷却环带技术可有效降低推力室局部气壁温,以煤油为冷却剂的高压推力室冷却方案应以再生冷却结合多条液气膜冷却技术为主,综合采取人为粗糙度、高导热材料、隔热镀层等技术措施。     

燃烧室缝槽气膜冷却方案研究

针对超音速飞行器冲压发动机高马赫数、长航时的特点,结合工程计算方法和设计思想,建立了燃烧室缝槽气膜冷却过程一维计算模型,详细研究了各主要因素对气膜冷却效果的影响,并给出了某型冲压发动机高温燃烧室缝槽气膜冷却结构参考设计方案。结果表明,通过改善结构布局,合理分配缝隙冷气流量,可以有效地提高气膜冷却效果、降低壁温,适应高温燃气参数分布对隔热屏的热防护要求。     

一种大面积比喷管的分段式设计与数值分析

为了满足大推力上面级发动机大面积比喷管的设计需求,采用了排放冷却前段和单壁辐射冷却尾段的分段式设计方案。在排放冷却前段传热计算的基础上,通过对内流场进行数值模拟,重点研究了单壁尾段在引入上游排放冷却气氢情况下的冷却特性和喷管效率。结果表明:对于大面积比喷管,采用带二次流的单壁金属喷管延伸段是现实可行的,有望达到较好的冷却保护效果并提高喷管效率。     

纤维增强陶瓷材料简介

随着工业技术的发展,对材料的要求越来越多样化。用于空前严酷环境的材料急待开发。在这种情况下,陶瓷材料作为高温结构材料显露头角。它不锈蚀,比金属轻而硬,具有1000℃以上的耐热性及高温强度,且资源丰富。但陶瓷性脆,在曾经产生过裂纹的地方,应力集中能使其瞬间破坏。要是裂纹已有所扩展,稍加应力就会使裂纹迅速扩大以至破坏。为了改善陶瓷的脆性进行了很多的尝试。其中之一是用高强度、高模量纤维与陶瓷复     

不同横向距离下双射流孔流动与冷却特性实验研究

通过实验方式,在平板上对不同孔间横向距离(p/d=0,0.5,1.0,1.5,2.0)下的双射流气膜冷却结构进行了研究。使用七孔探针测量了孔下游不同截面处的时均流场,使用压力敏感漆(PSP)测量了平板表面的气膜冷却效率。孔间流向距离(s/d)为3.0。吹风比(M)为0.5,1.0,1.5,2.0,射流-主流密度比为1.0。研究了孔间横向距离对双射流间相互作用,及其流动和冷却特性的影响。结果表明,p/d=0时,孔间相互作用体现为压附效应,下游射流被上游射流压向壁面并保持贴附,气膜冷却效率对吹风比不敏感。p/d=0.5与1.0时,反肾形涡效应主导,两股射流均被压向壁面,气膜覆盖较好,冷却效率较高。p/d≥1.5时,压附效应基本消失,反肾形涡效应减弱,射流间距增加,气膜覆盖变差。     

某膨胀循环发动机推力室冷却结构流场仿真分析

为了研究某膨胀循环氢氧发动机推力室冷却结构流场分布特性,进行了单根冷却通道和完整冷却通道结构的三维CFD分析。仿真计算过程中,以单根通道模型的仿真结果作为完整通道结构模型流场仿真分析的边界条件之一,并考虑了材料物性参数随温度或压力的变化。分析结果表明:1)仿真预测的温升、压降与热试验实测值吻合,该推力室冷却通道流量相对偏差范围为-4.8%~6.6%,由此造成喉部气壁温的环向偏差为33 K;2)集合器管内流体的环向流动压差、法兰起分流或汇聚作用时拐弯效应形成的压力波动是造成冷却通道流量不均匀分布的主要原因,出口集合器内的压力分布对通道流量分布起主要作用;3)提高通道流量均匀性的措施可以从增大出口集合器管径或采用变管径设计、采用扩口型法兰并设置弧形导流片、集合器的进、出口法兰布置在同一环向位置等方面进行考虑。     

液体火箭发动机液膜冷却研究综述

液膜冷却是液体火箭发动机的一种重要的冷却方式,具有冷却结构简单、冷却能力强等优点,一般与其他冷却方式结合,实现对发动机的冷却。液膜冷却对发动机的热防护可靠性和发动机比冲均有重要的影响。通过追踪国内外液膜冷却研究现状,从液膜的形成、中心气流对液膜的夹带作用、液膜冷却分析模型以及液膜冷却对发动机性能的影响等方面,梳理了液膜冷却的研究文献,总结了当前研究中存在的不足,并从冷却剂注入结构、中心气流对液膜夹带特性、液体火箭发动机液膜冷却计算方法和推力室冷却结构/技术方案等方面提出研究展望。     

Ni/Ti中间层部分瞬间液相法连接C/C复合材料和GH3044

采用Ni/Ti中间层,部分瞬间液相法(Partial Transient Liquid-Phase,简称PTLP)连接C/C复合材料和GH3044,通过SEM+EDS对接头的微观结构和元素分布进行了表征,并分析了接头形成机理。研究表明,这种方法可实现C/C复合材料与中间层、中间层与GH3044界面处的良好结合;所得接头截面为GH3044/扩散层/残余Ni层/Ni-Ti金属间化合物层/炭化物反应层/C/C复合材料;随保温时间的延长,接头中金属间化合物Ni3Ti不断生长,同时两侧的Ni、NiTi被逐渐消耗。另外,因为C/C复合材料和GH3044的热膨胀系数(Coefficient of Thermal Expansion,CTE)差别很大,所以冷却过程中产生了较大的热应力,导致C/C复合材料/中间层界面附近出现了大尺寸裂纹,使接头性能下降,其剪切强度仅有9.78 MPa。     

众眼看宇宙

就像蝴蝶一样,白矮星也会＂破茧而出＂,开始另一段生命之旅。在这种比喻中,我们的太阳就像只毛毛虫,而被抛出的气壳（茧壳）就是最美丽的蝴蝶了。右图里的＂星茧＂是名为NGC 2440的行星状星云,它的内部是目前所知最炽热的白矮星之一,也就是这张照片中心附近的白点。我们的太阳在50亿年后,也会变成一颗类似的＂星茧＂。其实它的学名叫作＂行星状星云＂,是小质量恒星死亡后的归宿。     

液体火箭发动机钎焊、扩散焊质量检测技术研究

现代液体火箭发动机的推力室钎焊身部、发生器钎焊身部及游机推力室钎焊身部均是在高温、高压环境下工作，采用波纹板和铣槽式结构，而这种结构的钎焊和扩散焊的焊接质量直接关系到产品的承压强度及冷却效果。因此，对钎焊和扩散焊的质量检测尤为重要。着重讨论了对波纹板结构和铣槽结构的钎焊、扩散焊质量采用不同无损检测方法进行检测时，方法的可行性和存在的问题，并给出不同方法对产品的可检测性结论。