固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀研究进展

在固体火箭发动机工作过程中,由于热化学烧蚀和机械剥蚀的作用,将导致发动机喷管产生烧蚀行为,直接关系到固体火箭发动机的结构可靠性。为了较为深入地了解固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀行为及其机理,对国内外固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀研究进行了归纳和总结,详细阐明了喉衬烧蚀试验方法、喉衬烧蚀机理及喉衬烧蚀模型;总结了常用的喉衬烧蚀试验方法,并分析了各自优缺点;从热化学烧蚀和机械剥蚀两方面介绍了喉衬烧蚀模型研究进展,分析了目前喉衬烧蚀模型的研究水平。最后,对固体火箭发动机喷管喉衬烧蚀需要开展的工作提出了建议,包括发动机烧蚀率的试验评估方法,喉衬耦合烧蚀计算方法及过载条件对喷管烧蚀的影响规律等,以期为后续研究工作提供一定的借鉴和参考。     

长时间工作固体火箭发动机燃烧室热防护层烧蚀计算

为了研究长时间工作固体火箭发动机燃烧室的热防护性能,运用三方程烧蚀模型和运动边界显示差分格式,对长时间固体火箭发动机内绝热层烧蚀及温度场进行了耦合计算.计算得到了化学烧蚀率、扩散烧蚀率、燃烧室内壁温度等参数.计算结果表明,所研究的长时间工作发动机燃烧室烧蚀由扩散过程控制.此外,在求解烧蚀子程序时,提出了一种简便有效的赋...     

喷管扩张段绝热层的烧蚀计算

固体火箭发动机喷管的烧蚀预示是喷管结构分析的重要一环，本文用有限元法计算了喷管扩张段绝热层的烧蚀，计算中了对流换热１、材料热解及烧蚀吸热。计算结果与发动机热试车解决结果相近。     

两相环境下EPDM绝热层多因素耦合烧蚀预估

为保证发动机能在恶劣的环境中运行,在绝热层的设计中,绝热层的厚度将直接影响着发动机结构的稳定性,而绝热层的烧蚀预估对于绝热层厚度的合理设计非常重要。为解决固体火箭发动机三元乙丙橡胶(EPDM)绝热层烧蚀性能工程预估问题,结合固体火箭发动机内两相流动的环境特点,以热化学烧蚀三方程模型和扩散化学动力学双控制机制为基本数学模型,以炭化层表面孔隙率为耦合参数,并综合考虑气流和粒子的侵蚀效应,建立了绝热层多因素耦合烧蚀模型的控制方程。通过对控制方程的隐式求解和对绝热层温度分布以及烧蚀线、炭化线、热解线位置的综合分析,获得了两相环境下EPDM绝热层的理论炭化烧蚀率。所得烧蚀率与实验结果对比,误差小于10%,表明给出的烧蚀预估方法可用于固体火箭发动机两相环境下EPDM绝热层烧蚀工程分析。     

固体火箭发动机内绝热层烧蚀质量损失计算

运用较完备的烧蚀模型，采用了动边界显式差分格式，对固体火箭发动机内绝热层的烧蚀及其温度场进行了耦合计算。计算得到烧蚀率、炭化率、烧蚀厚度和炭化厚度，以及根据绝热层的工作时间计算出内绝热层的质量损失及发动机工作完成后一段时间内后效炭化质量损失。采用该方法不仅能使内绝热层设计更为合理，而且为后效推力的研究打下了基础。     

飞行加速度对固体发动机前封头内绝热层烧蚀的影响

固体火箭发动机前封头内绝热层在飞行加速过程中的烧蚀率是地面静止试验的１．０￣２．３倍。概述了国外在飞行加速对烧蚀影响这方面的研究结果，对国内３台固体火箭发动机内绝热层烧蚀率进行了估计和分析，认为，由于绝热层设计安排裕度比较大，因而这三种发动机飞行条件下的烧蚀仍在安排范围之内。     

飞行加速度对固体发动机后封头绝热层烧蚀的影响

固体火箭发动机后封头绝热层的炭化烧蚀率与飞行加速度有关。概述了国内外在这方面的一些研究情况，着重讲述了固体火箭发动机后封头内绝热层烧蚀的实验研究。实验表明：不同材料的绝热层在加速度作用下烧蚀率明显不同。在加速度作用下，后封头内绝热层的炭化烧蚀率小于静止状态的炭化烧蚀率。     

碳/碳复合材料喉衬烧蚀过程的数值分析及试验研究

喉衬是固体火箭发动机非常关键的部件。自20世纪60年代起,碳/碳复合材料即在固体火箭发动机中得到广泛应用。喉衬材料不仅要承受热负荷、力学负荷和热冲击,还要经受化学侵蚀。喉衬的烧蚀规律,尤其是烧蚀速率及烧蚀机理,对于火箭的研制具有重要意义。采用理论分析、数值仿真及试验研究相结合的方法,具体分析了某固体火箭发动机碳/碳喉衬的烧蚀过程。理论方面,将烧蚀划分为热化学烧蚀及机械剥蚀,建立能量平衡方程。借助商业软件MSCMarc,建立简化的边界条件,采用精确的材料参数,获得了喉衬的烧蚀速率。结果表明,喉部前端烧蚀最为严重,平均烧蚀率约为0.068 mm/s。采用微米CT三维重构技术,获得了试验前后喉衬形貌,得到了喉衬各点烧蚀率。数值结果同试验结果最大误差约为20%。考虑到数值模拟忽略了点火阶段及拖尾段对喉衬的烧蚀作用较小,数值分析得到的烧蚀率应大于实际。     

航天飞机小尺寸烧蚀喷管试验

近来,使用小尺寸喷管试验,鉴定了有希望的新型碳酚醛烧蚀材料。这些材料采用短粘胶纤维.聚丙烯腈纤维和沥青基碳布制成。为喷气推进试验室48英寸碳发动机设计的4英寸喉径潜入式喷管,用来鉴定有20种烧蚀材料的5种不同的设计。这种装有3200磅航天飞机固体火箭发动机使用的推进剂(聚丁二烯丙烯酸丙烯腈)药柱,提供的燃烧室压力——时间条件,类似于航天飞机固体火箭发动机最初45秒的工作环境。     

飞行加速度条件下绝热层烧蚀实验研究

为了深入研究固体火箭发动机在飞行过程中前封头内绝热层碳化烧蚀率增大的机理和规律，国内外学者设计和研制了多种实验装置。本文在概述各种实验装置的基础上，进行比较分析，认为用烧蚀发动机在旋转实验台模拟飞行加速度开展绝热层烧蚀实验研究是一种经济实用的方法。     

固体发动机前封头绝热层在加速度下烧蚀计算

对固体火箭发动机前封头ＮＢＲ绝热层在飞行加速度作用下的烧蚀机理与烧蚀模型进行了研究。     

C/C喉衬稳态烧蚀的工程计算

根据固体火箭发动机燃烧中氧化性组分扩散控制喷管喉衬烧蚀和Ａｌ２Ｏ３沉积对喉衬的保护，提出Ｃ／Ｃ喉衬稳态烧蚀的工程方法。３个分动机的烧蚀预示结果与实测结果吻合，该计算方法具有较高的精度。     

燃气参数及材料缺陷对绝热层烧蚀率影响的试验研究

提出了固体火箭发动机绝热层烧蚀性能的试验评估方法，建立了在不同燃气参数和绝热层材料有缺陷条件下的烧蚀模型及烧蚀率经验公式，并对绝热层烧蚀率影响程度进行了分析，为绝热层设计提供了依据。     

以基于孔隙结构特征的EPDM绝热材料热化学烧蚀模型

基于对绝热材料烧蚀实验结果的观察和分析,从EPDM绝热材料炭化层微观孔隙结构特征出发,综合考虑多孔结构炭化层内的流动、传热及烧蚀过程,建立了基于炭化层孔隙结构特征的绝热材料热化学烧蚀模型和相应计算方法;对EPDM绝热材料的热化学烧蚀过程开展了数值计算,并将计算得到的质量烧蚀率与烧蚀发动机实验结果进行了比较,结果吻合较好。     

发动机喷管喉衬烧蚀及热结构工程计算

给出了一种理论模型和基本计算方法。采用有限元法对某固体火箭发动机喉衬结构的烧蚀量、瞬态温度场和应力场进行了理论计算,计算结果与实测值比较一致,喉部直径实测值与计算值相对误差约为2％。     

石墨渗铜喉衬的烧蚀特性

介绍了石墨渗铜材料作为固体火箭发动机(SRM)喉衬与．长尾管衬套的烧蚀特性和机理。液态铜在高温高压燃气的作用下仍滞留在石墨基材内，起到抑制烧蚀的效果，改善了KS-8高强石墨的耐烧蚀性能。     

粒子侵蚀模型及粒子侵蚀下绝热材料烧蚀数值计算

从粒子动力学参数出发,分析了粒子与炭化层相互作用机制,导出计算粒子对炭化层作用力,再根据强度理论,推导出粒子对炭化层的侵蚀模型。应用该模型,对实验发动机中粒子侵蚀下的绝热材料烧蚀进行了数值计算,计算中采用了燃气流动与烧蚀耦合计算方法,计算结果与实验结果基本一致,表明所建立的粒子侵蚀可用于固体火箭发动机中粒子侵蚀下绝热材料烧蚀的预估。     

固体火箭发动机喷管用聚丙烯腈原丝材料的研制

本文介绍了聚丙烯腈原丝碳布酚醛复合材料的研制和鉴定.研究结果表明,这种材料是比人造纤维原丝碳布酚醛复合材料性能更好的一种烧蚀材料,可用它作为固体火箭发动机喷管的主要烧蚀材料.     

喷管内衬碳／酚醛的烧蚀模型

本文根据气动热化学烧蚀机理建立了固体火箭喷管内衬碳/酚醛的炭化烧蚀模型,并进行了扩张段的烧蚀率和温度分布预示计算.碳/酚醛受热时形成炭化层、热解层和基体层,主流和热解气体中具有氧化性的组分在表面与碳发生异相反应,材料的消耗带走了大量的热,有效地保护了基体.采用化学动力学控制的三方程模型、建立了化学反应质量计算方程;采用多层复合结构的瞬态导热方程和坐标变换的方法处理烧蚀移动边界,温度场计算方程;由壁面上的能量守恒关系,取得了烧蚀和温度场的耦合.通过计算,获得了烧蚀率、壁温随时间和沿喷管扩张段长度的变化,以及喷管扩张段材料内部的温度分布.导热方程用隐式格式求解,大大节省了计算机时.     

热防护材料在火箭羽流正冲条件下烧蚀性能的研究

在固体火箭的发射技术中，常常涉及处在火箭羽流冲刷下发射装置表面热防护材料的烧蚀问题，技术人员需要了解材料的烧蚀机理及其速度的予测。为此，本文对热防护材料在火箭流正正冲条件下的一无是处地理论分析与实验研究，并提出了一种能予估材料烧蚀性能的计算方法，计算结果与实例相符。