C/C组合喉衬烧蚀试验方法及微观形貌对比

发展了一种C/C组合喉衬的烧蚀试验方法,采用该方法对C/C原始材料和经过热化学烧蚀后的C/C材料进行含铝工况试验,对比研究粒子对C/C材料表面微观形貌的侵蚀作用。试验表明,该方法能准确反映材料的实际烧蚀性能,确保对比材料烧蚀性能是在同工况下进行,也适用于各类不同喉衬材料的烧蚀性能对比。研究认为,热化学烧蚀起主导作用,有无粒子侵蚀对C/C材料烧蚀率的影响不大;粒子侵蚀对收敛段区域微观形貌影响最为严重,1号试件纤维单丝最尖锐,3号无锥尖形貌,2号呈圆台形貌,喉部区域无铝工况的纤维单丝比含铝工况尖锐;组合喉衬2号和3号因材料表面粗糙度的不同,造成微观形貌和烧蚀率差异,说明经烧蚀后的C/C材料再次烧蚀,其性能大幅下降,材料表面粗糙度越大,烧蚀率越大。     

C/C喉衬热反应边界层内组分分布数值分析

为研究C/C喉衬热反应边界层内的组分浓度梯度变化规律,基于C/C喉衬的热化学烧蚀理论,建立了组分输运方程。采用有限速率化学反应模型,对C/C喉衬热反应边界层内的组分分布进行了数值研究。计算结果表明,喷管喉部的热化学烧蚀反应最为剧烈,边界层内的热化学烧蚀反应由化学动力学与组分扩散共同控制。推进剂中含铝与否对组分分布影响较大,燃烧室压强及喷管尺寸影响较小。     

石墨/AlSi耗散防热材料喉衬烧蚀试验研究

为提高石墨的耐烧蚀性能,利用压力浸渗方法将AlSi合金渗入石墨孔隙中获得石墨/AlSi耗散防热复合材料。利用小型烧蚀实验发动机开展了不同推进剂和压强工况下石墨/AlSi耗散防热复合材料喉衬和C/C喉衬的对比烧蚀试验研究,总结了推进剂铝含量、燃烧室压强对相对烧蚀性能影响,并分析石墨/AlSi耗散防热复合材料的抗烧蚀机理。结果表明,石墨/AlSi耗散防热复合材料喉衬线烧蚀率低于相同状态下C/C材料喉衬的线烧蚀率,其中在铝质量含量5%、压强12.5 MPa工况中石墨/AlSi喉衬线烧蚀率降低92%。分析认为石墨/AlSi耗散防热复合材料的抗烧蚀机理主要为:石墨孔隙内的AlSi合金通过熔化和气化相变吸收热量,降低了石墨基体的热负载;AlSi合金的熔化后在表面形成的液态膜阻碍了燃气中氧化性成分向石墨基体中的扩散;合金气化产生的Al、Si蒸气在引射作用下注入边界层,与边界层中氧化组分发生反应,降低其中的氧化组分浓度;AlSi合金氧化后形成的Al_2O_3-SiO_2玻璃态熔融层减弱燃气对喉衬机械剥蚀作用。最终石墨/AlSi耗散防热复合材料喉衬表现出优异的抗烧蚀性能。     

轴编C/C复合材料喉衬的多尺度烧蚀分析方法

针对轴编C/C复合材料的结构形式和烧蚀机理,建立了喷管喉衬烧蚀的多尺度分析方法。通过宏观-微观的渐进分析,获得了喷管喉衬的烧蚀率和烧蚀形貌。数值模型反映了喷管热反应边界均匀反应、流场参数、燃气传质过程和材料微观烧蚀对喉衬烧蚀性能的影响。数值计算结果和实验数据吻合较好,表明所建立的数值模型可有效预测轴编C/C复合材料喉衬的烧蚀性能。     

基于烧蚀发动机的EPDM烧蚀性能试验研究

采用有2个流速试验段的烧蚀试验发动机在双基推进剂和含Al 10%复合推进剂燃气环境下对EPDM绝热材料进行烧蚀试验,分析了压强、燃气组分和速度等因素对EPDM绝热材料烧蚀特性和炭化层微观结构的影响规律。研究表明,EPDM绝热材料炭化率和质量烧蚀率随着燃气速度和燃烧室压强的增加而增大;在燃气温度、燃烧室压强和燃气速度接近的条件下,含Al 10%复合推进剂燃气环境下的炭化率是双基推进剂燃气环境下的2倍;EPDM绝热材料炭化层的结构呈现一种致密/疏松的多孔结构,表面存在一层致密层。烧蚀模型中炭化层物理模型可用非均质可渗透多孔介质描述。     

C/C喉衬炭沉积形成机理及抑制方法研究

C/C喉衬在烧蚀后其内表面会出现炭沉积层,沉积层的出现阻碍了喉衬材料微观烧蚀形貌的分析.针对该问题,采用烧蚀实验发动机,在发动机工作末期喷注氮气和减小喷管喉径2种实验方法展开研究,明确了炭沉积层形成机理以及提出抑制该沉积层的方法.通过实验研究证明,炭沉积层成型于发动机工作末期,沉积是由于氧化性燃气中的烃烷类分子在一定的...     

C/C喉衬材料烧蚀试验方法研究

C/C喉衬材料的烧蚀性能与原材料性能、工艺过程有很大关系,采用小型试验发动机可有效进行C/C喉衬材料烧蚀性能模拟试验。介绍了3种小型发动机喉衬烧蚀试验方法,并着重分析了一种方形喉衬的试验方法。试验结果表明,该方法适于各类喉衬材料的烧蚀性能对比,尤其适用于径棒法编织的C/C喉衬材料。     

C/C喉衬近净尺寸制备及性能

采用径向针刺工艺制备了近净尺寸针刺C/C喉衬预制体,通过热梯度CVI和树脂浸渍碳化复合工艺对预制体进行了致密,利用μ-CT、光学显微仪表征了C/C喉衬材料微观孔隙和热解碳织构,分析了喉衬材料的弯曲性能。结果表明,径向针刺过程形成的损伤型孔隙通道与碳源气体传输方向一致,提高了碳源气体传输效率,使径向针刺喉衬CVI增密效率比传统轴向针刺喉衬提高10.9%。预制体近净尺寸成型缩短了烧蚀区域碳源气体的渗透距离,喉衬材料烧蚀区域形成了高织构热解碳,有利于喉衬烧蚀性能的提高。径向针刺喉衬的轴向弯曲强度比轴向针刺喉衬提高150%。     

飞行过载对固体发动机内弹道的影响

对某系列发动机参加历次典型短时大过载和长时间中小过载工况飞行试验中遥测压强数据进行了汇总分析,结合发动机飞行试验后喷管喉衬解剖数据,总结了发动机在各种飞行过载工况下内弹道变化规律。结果表明,在短时大过载条件下,发动机压强均有一定程度降低,下降幅值约0.2~0.4 MPa;在长时间中小过载条件下,因推进剂种类不同,喷管喉衬烧蚀和发动机压强变化规律不同;过载对推进剂燃速影响不大。     

高低燃温组合推进剂下喷管喉衬烧蚀实验

主要针对喷管进行高低燃温组合推进剂与纯高燃温推进剂下的喉衬烧蚀实验分析,低燃温推进剂为丁羟低温推进剂和SCH?12低温推进剂。实验研究表明,丁羟低温推进剂和高温推进剂组合推进剂的烧蚀率为0．112 mm／s,SCH?12低温推进剂和高温推进剂为0．115 mm／s,纯高燃温推进剂的烧蚀率为0．133 mm／s,证明了高低燃温组合推进剂降低喉衬烧蚀的有效性与可行性。分析了然后对不同含量低燃温推进剂对比冲性能的影响,结果显示,使用比冲下降小、燃温低的推进剂能有效降低喉衬烧蚀,并对发动机比冲影响较小。     

三种碳物质对RDX-CMDB推进剂热分解的影响

利用压力ＤＳＣ研究了７ＭＰａ时Ｃ６０、富勒烯烟炱（ＦＳ）和炭黑（ＣＢ）对催化的ＲＤＸ－ＣＭＤＢ推进剂热分解特性的影响。结果表明：使推进剂表现分解热愈大的碳物质，则导致推进剂的燃速愈高。和参比推进剂相比，含ＦＳ的推进剂表现分解热大，故燃速也高，增速作用亦大。不同碳物质导致推进剂表观分解热增加率的大小顺序为：ＦＳ〉ＣＢ〉Ｃ６０。     

AP-CMDB推进剂燃速压强指数的变化分析与辨识

采用燃烧模型分析了AP-CMDB推进剂的燃速压强指数与推进剂配方组成和火箭发动机燃烧室压强之间的耦合关系．指出了该推进剂的燃速压强指数随AP颗粒和双基母体的燃速差而变化,对于确定配方组成的AP-CMDB推进剂,则该指数将主要随压强而变化,且近似呈对数关系。采用C-K法对特定配方进行了压强指数辨识,辨识结果能够较准确地预示脉冲推力器的内弹道性能。     

高室压脉冲推力器设计与实验研究

为了检验高室压脉冲推力器的设计并掌握液体N2O／酒精推进剂的点火燃烧规律,进行了实验研究。可移动喷注器的动密封采用O型圈结构,推进剂的流动通道既能保证充填时推进剂的流通,又能保证挤压时不会有回流。冷试结果表明密封效果良好。测定了系统的热试时序,实现了稳态条件下的点火燃烧,燃烧室压力为2．58MPa。由于液体N2O的饱和蒸汽压较高,容易蒸发,积存在燃烧室内的蒸气造成点火压力峰比较高。     

Investigation of solid propellant combustion instability by means of a T-burner

Experimental investigation of solid propellant combustion instability using variable area T-burner is presented. The test facility is described and theoretical background and formulation related to the specific geometry are given. A number of solid propellants were tested over pressure oscillation frequency range of 350–1000 Hz. Results show complex behavior of the propellant response, and can characterize the different propellants according to their combustion instability level.     

Experimental and theoretical extinction of solid rocket propellants by fast depressurization

Dynamic burning of solid rocket propellants following fast depressurization of the combustion chamber was studied experimentally. Extinction boundaries were constructed for different sets of values of the controlling parameters (such as initial pressure, final pressure and depressurization rate). Most experimental results were collected by testing a nonmetallized, ammonium perchlorate based, composite propellant (AP83/CTPB16/Al₂O₃). Experimental results show that, for a given final pressure, an extinction boundary in terms of maximum depressurization rate vs initial pressure can be constructed by go/no-go testing. The objective was to check experimentally the analytical predictions of dynamic extinction boundaries obtained by this research group for finite size disturbances. A good agreement was found between analytical, numerical, and experimental results.     

团聚硼对富燃料推进剂燃烧性能的影响

考察了不同粒度、不同包覆剂的团聚硼对含硼富燃料推进剂燃烧性能的影响。结果表明,随团聚硼颗粒粒度的增大,推进剂的燃速增加,低压可燃极限降低,但燃速压强指数呈下降的趋势;包覆材料AP、L iF有利于提高推进剂的燃速,降低低压可燃极限,但不利于提高燃速压强指数。     

Experimental and theoretical burning of solid rocket propellants near the pressure deflagration limit

Burning of composite solid rocket propellants near the pressure deflagration limit (PDL) was studied experimentally in two different test chambers. The propellant tested was a nonmetallized ammonium perchlorate-based composite propellant (AP 84/CTPB 16). Measurements were taken of the regression rate, oscillations frequency and flame luminosity. Self-sustained oscillations were detected near the PDL that matched reasonably well the predictions of the analytical nonlinear stability theory and of the numerically solved nonlinear mathematical model. Both experimental and numerical results show the burning rate oscillations near the PDL due to statically unstable burning, that is the only combustion regime possible below a certain pressure. When pressure is further reduced the amplitude of the oscillations increases and their frequency decreases, until extinction follows abruptly below a pressure that corresponds to the PDL.     

国外GAP推进剂研制现状

综述了缩水甘油叠氮聚醚(GAP)及其推进剂的热、力学及弹道性能,GAP推进剂有较高的燃速和能量,但其燃速压强指数和温度敏感系数偏高。GAP推进剂的力学性能较差,改性GAP和支化GAP更具吸引力。GAP推进剂可用于燃气发生剂、微烟推进剂、高能推进剂及改性双基推进剂。     

固体推进剂点火的表面沉积模型

本文根据固体推进剂采用含有凝结物质的流动热气体进行点火的特点,提出了一个点火过程的机理,即认为在点燃之前凝结物质的热粒子首先沉积在推进剂的表面上形成一层沉积层,并根据传热理论建立了固体推进剂采用含有凝结物质的流动热气体点火的模型,求得了固体推进剂内部的温度分布和表面温度随时间的变化,以及计算点火延迟时间的解析解,再根据对流换热系数与压力的关系计算出点火延迟时间与压力的关系,将理论计算的点火延迟时间和压力的关系与实验结果比较表明理论模型是合理的。为了验证本文所提出的点火过程的沉积机理,设计了一个实验,实验结果表明在点燃之前推进剂表面确实存在一个沉积层,因而合理的理论模型应该包括这个沉积过程。