喉衬热环境与碳/碳复合材料的烧蚀

在分析固体火箭发动机喷管喉衬热环境与碳/碳复合材料烧蚀行为的基础上，从材料的角度讨论了影响碳/碳复合材料烧蚀性能的因素。结果表明：碳/碳复合材料的烧蚀是受喉衬复杂燃气环境众多因素共同作用的结果，主要的烧蚀效应有碳的升华、表面异相化学反应以及机械侵蚀；影响碳／碳复合材料烧蚀性能的材料本体特性有纤维特性、预制件结构、材料密度、孔隙、基体碳的种类、石墨化度、杂质，其中部分因素存在交互影响的作用。     

问与答

Bhjkhhk 问:1、碳/碳复合材料在航空航天领域有重要作用,它一般是怎样制备的?答:这是一种以碳石墨纤维或其织物为增强材料,以热解碳、沉积碳或浸渍碳为基体的碳基复合材料。它基本上是一种防热功能材料,按照防热原理可分为烧蚀防热材料和热结构材料两大类。烧蚀碳/碳是一种升华型烧蚀材料,利用材料在高温下升华吸热和辐射散热,并能保持烧蚀外形,可用于远程导弹端头和固体火箭发动机喉衬、喷管。主要包括整体碳毡/碳材料和三向碳/碳防热材料等。热结构碳/碳是一     

双脉冲固体发动机喷管传热烧蚀特性

为了研究双脉冲固体发动机喷管的传热烧蚀特性,由燃烧室压强及发动机推力试验曲线得到了喷管喉径的瞬变值,由FLUENT流体计算软件进行流固耦合传热烧蚀计算,得到了喷管瞬态温度分布、绝热材料热解炭化情况及碳/碳(C/C)喉衬瞬态烧蚀率,分析了脉冲工作过程及脉冲间隔时间对喷管传热烧蚀的影响.计算结果表明,脉冲工作过程中,绝热材料热解线、炭化线向材料内部扩展,喉衬烧蚀率不断增大;脉冲间隔时间内,喷管材料内部的导热使各处温差减小,温度趋于一致;第一脉冲的传热烧蚀与脉冲间隔的材料导热使第二脉冲工作时喉衬整体热沉小、内壁初始温度高、表面粗糙度大,从而导致较高烧蚀率.      

透射电子显微镜研究三种碳-碳复合材料的微观结构

前言 碳-碳复合材料是一种新型的防热烧蚀材料和耐磨材料,用于制造导弹鼻锥或喷管喉衬和飞机刹车片等部件。取决于实际使用的具体条件,对碳-碳复合材料的结构和性能将有不同的要求。采用不同的纤维和基体原料及不同的复合工艺,所得碳-碳复合材料将具有不同的结构和性能。本文着重总结我们利用日     

碳毡／碳复合材料的组织与高温退化

用扫描电镜观察碳毡/碳复合材料的断裂样品及在高温真空环境下的烧蚀样品,探讨了其高温下的组织损伤与显微结构的内在联系。结果表明:碳毡/碳复合材料中毡丝随机排列并呈一定的取向,材料表现为准横观各向同性,其组织由浸渍碳基体、CVD 碳致密层和碳丝组成,各周期间产生相互界面,形成环状微裂纹。强度主要来源于 CVD 碳包覆碳纤维结构,浸渍碳组织疏松对强度的贡献少,同时纤维相互搭接形成闭锁网络结构,降低了增强效果。组织的烧蚀受各组分碳的缺陷、致密度影响,浸渍碳最易烧蚀挥发,其次是碳纤维丝,高致密的 CVD 碳最后被烧损。     

半潜入喷管收敛段碳/酚醛材料烧蚀特性

采用流固热耦合数值方法,以及Abaqus的ALE（arbitrary Lagrangian-Eulerian,任意拉格朗日欧拉方法）自适应网格技术,对位于半潜入喷管收敛段的碳/酚醛的烧蚀现象进行了预估,与试验结果进行了对比分析。结果表明:在收敛段,Al/Al₂O₃液滴或颗粒对材料的传热烧蚀起到了关键作用,当气流与材料表面平行时,液滴或颗粒的影响很小;从碳/酚醛热分解角度出发,基于完全碳化即被剥蚀的假设,基本能够预估碳/酚醛材料的烧蚀特征,烧蚀速率大约为0.3 mm/s;后效碳化对材料碳化过程的影响明显,发动机工作期间,分解层的厚度大约为2.0 mm,考虑后效作用,分解层厚度可能会增加至4.0 mm左右;与喉衬接触的材料区域,喉衬的传热会明显加剧材料的碳化过程。      

小推力长时间工作固体火箭发动机C/C喉衬的烧蚀与沉积

针对C/C喉衬喷管小推力长时间工作固体火箭发动机,分别开展了含铝、不含铝两种推进剂状态的地面试验。根据燃烧室压强及发动机推力测试曲线计算了喷管喉径的瞬变值,对比研究了喉衬的烧蚀、沉积过程,指出含铝推进剂发动机C/C喉衬先后经历初始沉积、沉积消融、持续烧蚀、烧蚀与沉积交替四个阶段,而推进剂不含铝时则没有明显的初始沉积与沉积消融。讨论了推进剂配方、燃烧室压强、喷管结构等因素对喉衬烧蚀、沉积的影响,并提出了相应的改善措施。     

C/C喷管喉衬烧蚀计算与分析

C/C喷管喉衬烧蚀预示是目前固体火箭发动机喷管热防护设计中遇到的一个重要问题.本文用两方程及三方程两种模型,分别对某固体火箭发动机四种状态下C/C喉衬进行热化学烧蚀计算.计算结果表明,在燃气组分H_2浓度较高的情况下,三方程模型的烧蚀预示值与试验数据吻合良好,相对误差的最大值不超过±15%.因此,忽略ZC~(?)+H_2反应是不合适的.本文提供的方法可推广到整个碳基材料喷管的热化学烧蚀计算.     

氧化对碳-碳复合材料杨氏模量、抗弯强度、断裂韧性和断裂功的影响

碳-碳复合材料是一种高级宇航材料,由于它具有卓越的烧蚀性能、力学性能和耐磨性能,而且重量轻、比重较小、热物理性能也较好,因此已经广泛地被用作战略核武器的再入防热材料,特别是州际导弹的鼻锥材料、火箭发动机的喷管喉衬材料,以及飞机的刹车片材     

典型喉衬材料抗过载烧蚀性能的实验研究

为了掌握固体火箭发动机典型喷管喉衬材料的抗过载烧蚀性能,通过地面旋转模拟过载实验系统,开展了20g和30g高横向过载下的三种喉衬材料抗过载烧蚀性能研究。结果表明,在高横向过载下喷管喉衬会出现偏烧蚀现象,即过载区域喉部烧蚀厚度远大于非过载区域;与非过载区域相比,过载区域喉部烧蚀率显著增大,且过载区域喉部烧蚀率随着横向过载的增加而显著增大,20g横向过载下,高强石墨材料的喉部烧蚀率增大到12.43倍,30g横向过载下,高强石墨材料的喉部烧蚀率增大到20.53倍;在高横向过载下,轴编C/C抗过载烧蚀性能最好,无纬布针刺C/C次之,高强石墨最弱。在高过载和非过载下,喉衬材料的烧蚀性能优劣将发生根本变化,在过载下固体发动机喷管设计过程中应该予以重视。     

旋转固体火箭发动机喷管热结构分析

以某固体火箭发动机喷管为例,研究其旋转情况下的流动、传热及热结构响应性能。利用雷诺应力湍流模型,结合增强型壁面函数,求解N-S方程。以喷管内壁面温度分布为边界条件,求解二维轴对称瞬态热传导方程。将瞬态温度场按时间步长加载,进行瞬态静力学分析,得到不同转速下的流场、温度场及应力场。结果表明,喷管在旋转情况下,喷管内壁面尤其是喉部及扩张段温度分布在转速为100 r/min及600 r/min左右时变化剧烈;旋转内流场与喷管结构的耦合作用加剧了喷管的传热,尤其是喉衬的烧蚀,特征点温度值随转速增大而升高;最大热应力位于喷管最外层尾端,整体热应力在转速低于100 r/min时得到释放,随着转速的不断增大,喷管整体最大热应力及扩张段特征点应力随之增大,而喉衬特征点由于旋转导致了温度梯度降低,其应力值随之减小。     

喉衬传热的差分近似计算

固体火箭发动机喷管喉衬传热计算要求确定燃气传给喷管壁的热流量井计算喉衬壁中的热传导。对碳基喉衬,不考虑其微量烧蚀及附面层内化学反应效应时,对流换热系数常用巴兹快速估算公式;轴对称喉衬壁中温度分布及其随时间的变化,可以采用把喉衬划分为相互之间热传递忽略不计的众多空心圆管的方法、求解壁中的瞬态热传导。方程的定解条件是初始温度分布、喉衬内外表面的对流换热及不同料层的界面接触方程。 本文给出了求取数值解的显式差分方法及其程序框图。计算结果同地面试车状态下温度测量相当接近,能为工程计算接受。本法尚可用于热物性随温度变化的情况,只是稍微作些补充运算;对单室双推力发动机也同样适用。     

固体火箭发动机碳基材料喷管热化学烧蚀特性

为了准确预示固体火箭发动机碳基材料喷管的烧蚀率,依据热化学烧蚀理论,建立了喷管传热烧蚀的二维轴对称气-固-热耦合计算模型,计算通过FLUENT壁面化学反应模型完成,无需事先假设烧蚀控制机制。针对70-lb BATES发动机喷管进行了烧蚀计算,研究了推进剂配方、氧化性组分、燃烧室压强对喷管烧蚀的影响。结果表明:烧蚀率计算值与试验测试值吻合较好;烧蚀率分布遵循喷管内壁热流密度分布规律,在喉部上游入口处达到峰值;烧蚀率随推进剂Al含量增加而降低,随燃烧室压强升高而近似正比例增大;H2O是决定烧蚀的主要氧化性组分。     

碳-碳材料微观结构和烧蚀剥蚀过程的初步分析

碳-碳复合材料具有良好的烧蚀性能和机械性能,以及较好的热物理性能,是战略核武器头部防热材料中极有希望的一种材料。但是它存在“剥蚀”问题,“剥蚀”是影响碳-碳性能的技术关键之一。本文概要地回顾了国外对碳基防热材料的烧蚀剥蚀和破坏的论述。报导了碳-碳材料当前性能,并与国外典型碳一碳材料进行了对比。通过电子扫描显微镜,研究了碳-碳材料的微观结构,重点对三向2-2-2和 Z 向增强毡碳-碳烧蚀后的试样进行了研究、观察和分析。其中包括:基质碳的微观结构和特点;裂缝在基质碳中的取向及其发展;基质碳在烧蚀过程中的变化和破坏;Z 向和 X—Y 向纤维束的结构形态和烧蚀以及“球形碳”和它的影响因素等。提出了对上述材料烧蚀剥蚀过程和热裂破坏特性的初步分析。在此基础上,讨论了研究改进碳-碳材料工艺的方向与措施。     

高硅氧/酚醛喷管扩张段的温度场计算与测定

本文通过圆柱座标系径向瞬时热传导偏微分方程,对喷管硅基内衬扩张段进行了温度分布数值计算.喷管结构是以石墨为喉衬,高硅氧/酚醛为收敛段、扩张段内衬,并为喉部背衬;壳体是钢.计算中考虑材料烧蚀时形成炭化层、热解层、原始材料层等多层结构,以及烧蚀边界的退移和材料物性随温度的变化.通过座标变换,将移动边界问题转化为定边界问题,计算结果与实验结果吻合良好.     

大型固体火箭发动机喷管喉衬技术研究进展

大型固体火箭发动机喷管的研制,必须掌握关键的大尺寸喉衬技术。本文梳理了法国、日本、美国、印度的大型固体发动机喷管、喉衬技术的发展与应用,分析总结了大尺寸喉衬的应用情况及材料制备工艺、烧蚀性能等;对国内大尺寸喉衬的研制进展进行概括,最后基于我国大型固体发动机喷管喉衬的现状,对大尺寸喉衬设计、材料制备技术的未来发展进行了展望与总结。     

小推力、长时间工作的固体火箭发动机长喷管烧蚀、冲刷和隔热的试验研究

本文简要地叙述了小推力、长时间工作的固体火箭发动机长喷管的烧蚀、冲刷和隔热问题的试验研究工作。对研制过程中所遇到的不同材料在高温下的热膨胀及喷管穿火和喉部烧蚀、冲刷等问题进行了探讨。着重指出:对烧蚀、隔热采用的不同材料在结构上必须考虑高温下的热膨胀补偿及气体挥发份的逸出;整体钨渗铜喉衬入口处形成的“烧蚀台阶”造成该处流场的严重扰动,是导致喷管穿火的重要因素。另外,对造成钨渗铜喉部烧蚀、冲刷的各种因素进行了分析,认为含有大量固体微粒(A1_2O_3)的高温高压高速燃气流对喉部壁的机械冲刷是主要原因。为此,正确选择整体钨渗铜喉衬内型面结构参数以减小燃气流对喉部的机械冲刷作用是解决喉部烧蚀、冲刷的关键。 试验结果表明,采取相应的改进措施后,目前的长喷管设计是成功的。     

固体发动机喷管喉衬温度场测量与分析

为了剥离热化学烧蚀吸热的影响并获取固体火箭发动机喷管结构内部的温度场分布,以锻压钨为材料设计喷管,在喷管喉衬径向的一定位置埋置热电偶来测量喷管结构温度。实验结果表明：采用锻压钨制作喷管,该本实验条件下可以忽略热化学烧蚀对锻压钨喷管喉部换热的影响;实验测量结果符合传热规律,与导热计算结果基本吻合。实验结果真实可信,为喷管喉部对流换热模型的建立、完善提供数据支持和实验验证。     

碳布铺层方式对C/ C-SiC 薄壁喉衬性能的影响

通过CVI+PIP 制备了准三维针刺C/ C-SiC 薄壁喉衬,预制体碳布铺层方式分别采用与喉衬内型 面形状相同的仿形铺层以及与喉衬入口端角度相同30°铺层。研究了两种铺层方式对最终构件层间弯曲性 能、整体承压性能以及抗烧蚀抗冲刷的影响。结果表明,构件的弯曲强度分别为205 和152 MPa;水压爆破压 力分别为6. 5 和4. 9 MPa。用与材料表面夹角为30°的氧乙炔气流考查材料的抗烧蚀及冲刷性能,同角度铺层 成型材料抗冲刷能力明显较好,200 s 其线烧蚀率为仿形铺层成型材料的70%。     

长尾喷管传热及烧蚀特性研究

针对长尾喷管的热防护问题,本文采用实验和数值仿真结合的方法,研究了采用SQ-2推进剂固体火箭发动机复合结构长尾喷管的传热以及烧蚀特性。仿真程序采用基于格心的有限体积法,对流体域求解Navier-Stokes方程,对固体域求解热传导方程,湍流模型采用k-ω SST模型,通过保证热流密度大小相等、温度连续的方法实现耦合传热计算;在以上仿真计算方法的基础上建立了基于热解动力学的变热物性模型描述碳/酚醛材料的体积烧蚀,并采用简化的异相反应模型对喷管热化学烧蚀量进行计算。结果表明在收敛段和等直段区域压强变化较小,炭化层厚度和烧蚀量与温度分布相似, 并在距离等直段入口约1.6mm位置达到极小值。碳/酚醛材料炭化速率随时间减小,烧蚀速率随时间增长趋于稳定,而喉衬区域C/C复合材料烧蚀速率随时间增加。