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颗粒冲刷条件下绝热层二维烧蚀计算 总被引:1,自引:0,他引:1
在颗粒冲刷条件下绝热层烧蚀试验研究的基础上,对该条件下的绝热层烧蚀机理进行了理论分析,建立了颗粒冲刷条件下的绝热层二维炭化烧蚀模型,进行了该条件下的绝热层烧蚀计算。烧蚀机理分析认为,冲刷条件下绝热层烧蚀加剧的直接原因为颗粒对炭化层的机械剥蚀作用,经回归分析得到了炭化层厚度Ht和颗粒浓度Gp、颗粒冲刷速度vp、颗粒冲刷角度α之间的经验关系式:Ht=5.761G-p0.013 7(vpsinα)-0.409。烧蚀计算模型基于二维适体网格,并发展了一种自适应加密和加强网格正交化的方法。计算获得的绝热层型面推移结果和利用X射线实时荧屏分析(RTR)测量得到的绝热层动态烧蚀试验结果吻合较好,表征出了颗粒冲刷条件下绝热层烧蚀过程的型面变化规律。该烧蚀模型适用于颗粒冲刷条件下绝热层的烧蚀计算。 相似文献
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航天热防护材料的烧蚀特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了运用 CO_2激光加热装置,对聚四氟乙烯(Teflon)和热防护烧蚀材料 AT2的烧蚀特性研究.研究发现聚四氟乙烯的烧蚀率随热流的上升而增加;随氮气压强和流量的上升而下降;烧蚀过程产生的凝胶区和激光支持气相火焰区,与热流、环境气体种类及压强有关,凝胶区厚度随热流上升而下降,当热流很高时,却趋于一个常数;烧蚀表面温度随热流上升而升高,在本研究条件下,在600~700℃之间.AT2材料的温度和碳化层厚度,随加热时间而增大,随氮气压强的增加而减小.对入射激光束反射强的表面,碳化时的最大温度较低,碳化层的厚度较小. 相似文献
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不同燃气环境下硅橡胶绝热材料烧蚀特性试验研究 总被引:4,自引:1,他引:3
在气相燃气环境、含Al2O3两相燃气环境中,对硅橡胶绝热材料开展了烧蚀试验研究,分析了不同燃气环境下燃气流速对材料的炭化烧蚀率、炭化层结构特征及炭化层成分分布的影响.试验结果表明,炭化层及热解层膨胀幅度很大,导致的热传导路径增长不可忽略;在烧蚀发动机高温燃气环境中,燃气流速增大对炭化层有明显减薄作用,热解气体溢出受阻对炭化层产生的内压作用以及热应力可能使炭化层结构破坏,炭化层主要成分的摩尔含量沿厚度方向有基本相同的变化趋势;富氧环境中的炭化烧蚀率最大,且烧蚀机理与烧蚀发动机环境有较大区别. 相似文献
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《固体火箭技术》2021,44(5)
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。 相似文献
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螺栓连接件使结构易于安装或拆卸,同时还可以承受较大的载荷,广泛应用于航空航天结构中。然而,螺栓在复杂服役环境中很容易发生松动,因此准确监测螺栓预紧力对于确保结构的可靠性和安全性具有重要意义。经过多年的发展,基于超声导波的结构健康监测方法逐渐成为螺栓连接松动监测的重要技术手段之一。对典型的螺栓预紧力导波监测方法进行了综述,包括导波能量耗散法、时间反转法、接触声学非线性法和混沌超声法等方法,介绍了这些方法的基本原理和发展现状。同时,通过实验将目前应用较多的导波能量耗散法、时间反转法进行了对比,结果表明时间反转法的监测灵敏度更高。 相似文献
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《固体火箭技术》2015,(4)
采用甲基苯基聚硅氧烷(PMPS)与聚硅氮烷PNS-3为复合基体,气相法白炭黑和炭纤维为填充材料,制备了有机硅耐烧蚀复合材料,并采用氧乙炔焰烧蚀实验的方法研究了材料的烧蚀性能。在对烧蚀后的材料形貌SEM分析和采用XRD、FT-IR、EDS等方法进行了成分分析的基础上,发现加入聚硅氮烷后,苯基硅橡胶的烧蚀行为发生了变化,提出了氧化层、成炭层、陶瓷层、裂解层和基体五区域的新烧蚀模型,并对烧蚀机理进行了初步探讨。研究表明,绝热层在烧蚀过程中,氧化层主要组分是Si O2,起到隔绝氧化性气氛渗入的作用;氧化层下是新生成的耐高温、耐氧化的Si C陶瓷;成炭层坚硬致密起到了热防护的作用。 相似文献
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综合高燃压中型运载火箭高密度发射燃气流地面排导需求及烧蚀风险分析,提出基于地面双面导流装置与高位挡流墙结合的地面低高度排导技术方案。利用火箭发射燃气动力学研究总结的燃气流膨胀特性以及导流型面设计方法,解决了地面低高度排导技术涉及的地面导流装置导流型面气动设计以及尺度控制两个关键问题。地面低高度排导技术方案设计与燃气流场瞬态仿真多轮叠代,实现了燃气流排导烧蚀范围合理控制,避免了燃气流低高度排导烧蚀反溅影响箭体。地面低高度排导技术采用专利支撑的喷水冷却防护方案实现高燃压中型运载火箭发射燃气流强烧蚀环境发射系统、发射设施综合防护。基于喷流缩比试验相似性控制方法研制了1∶10比例喷流缩比试验系统,通过喷流缩比试验验证确认高燃压中型运载火箭发射燃气流能够实现地面低高度安全、顺畅排导,同时与发射台、导流装置结构融合的阵列喷水方案能够行之有效解决高燃压中型运载火箭地面低高度排导强烧蚀难题。 相似文献
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固体火箭发动机喷管传热与壁面烧蚀的耦合计算分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究某型固体发动机在地面工作过程中喷管的受热与烧蚀,对其工作后140 s内复合喷管壁面受到管内高温喷流辐射与对流加热,以及发动机外部环境辐射与对流冷却条件下的壁面受热与材料热解烧蚀建立一维非稳态热分析模型进行计算分析。其中,喷管材料采用金属基体内衬高硅氧-酚醛复合隔热材料构成,高温喷流对喷管的辐射加热采用非灰参与性介质的封闭腔辐射换热模型计算,对喷管的对流加热采用巴兹公式计算,复合喷管壁面材料升温后的热解分为基体材料升温-基体材料热解-热解层炭化-Si O2熔融-炭化层脱落五个阶段进行分析。研究发现,喷管收敛段和喉部主要受到高温喷流的辐射加热,内壁辐射热流约为对流热流的2.5倍,喉部下游因喷流温度下降,速度激增,内壁对流热流超过辐射热流,在扩张段尾部,内壁的辐射热流再次超过对流热流;发动机工作过程中,喷管收敛段和喉部壁面的高硅氧-酚醛复合隔热材料随时间逐渐被烧蚀,烧蚀厚度随时间上升,喉部烧蚀厚度最大,140 s时烧蚀厚度达到8 mm,平均烧蚀速率为0.057 mm/s;喷管扩张段中后段喷流温度大幅下降,壁面内高硅氧-酚醛复合隔热材料未烧蚀;沿喷管壁面厚度自内向外,壁面温度急剧下降,发动机工作后16 s时,喉部截面处内壁温度达到2700 K,而外壁温度仅为340 K。 相似文献
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某型号导弹的防热结构设计是通过在舱段壳体表面喷涂烧蚀防热涂层来实现的,防热涂层厚度的测量值只能是单个单个点的厚度测量值。舱段壳体表面有无穷多个点,仅用几个测量点的厚度值来判断、描述速过壳体表面涂层的厚度情况是远远不够的。本文对该型号导弹舱段壳体表面防热涂层喷涂「完毕后,涂层厚度值在什么范围之内,其置信度如何,是否超差等情况,用一种概率统计的方法进行了分析、判断。本文可以作为检验涂层厚度、判别涂层厚 相似文献