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综述了国外C/SiC陶瓷基复合材料在火箭发动机喷管上的应用现状,重点介绍了法国SEP生产C/SiC复合材料喷管扩张段的成型技术以及连接与机加、材料性能等。最后对C/SiC复合材料在固体火箭发动机上的应用前景进行了展望。 相似文献
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王斌%金志浩%丘哲明%刘爱华 《宇航材料工艺》2001,31(4):15-20
综述了高性能有机纤维复合材料在固体火箭发动机壳体的发展应用及其表面改性方法、界面性能的表征,并用实验数据探讨增强材料、树脂系统及复合材料界面对壳体性能的影响,最后指出应当综合地考虑各方面的影响作用才能达到提高固体火箭发动机高性能有机纤维复合材料壳体性能的最终目的。 相似文献
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根据烧蚀防热复合材料RTM制备技术对树脂的要求,研究了一种适合于RTM工艺的无溶剂高残碳烧蚀树脂及其法向增强复合材料,详细讨论了树脂的黏度-温度特性、耐热性能、烧蚀性能及烧蚀复合材料的力学性能、热物理性能,并对制备的烧蚀防热材料构件进行了固体发动机热试车考核。结果表明:采用多环芳香酚改性的高邻位酚醛树脂工艺适用期长达120min、残碳率达67. 1%,使用该树脂制备的几种法向增强的复合材料层剪强度达39. 3MPa以上;该类树脂基烧蚀防热材料可作为固体火箭发动机扩张段的标准材料。 相似文献
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三元乙丙(EPDM)绝热烧蚀材料是一种新型的柔性绝热烧蚀材料,它在固体火箭发动机上正在获得越来越多的应用.它可用作火箭发动机燃烧室内绝热层,也可用作火箭发动机喷管收敛段及火箭的外绝热层.老化性能是材料的主要性能指标之一.它决定材料使用寿命及使用这种材料的产品寿命.固体推进火箭发动机对绝热烧蚀材料提出了相当高的要求,为使三元乙丙柔性绝热烧蚀材料在固体火箭发动机上获得广泛的应用,有必要对EPDM的老化性能有一个充分的认识.本文基于这个目的,对国外在EPDM胶料的老化、固化体系的影响;卤素有机化合物、抗氧剂的影响;以及火箭发动机用绝热层的老化等方面的研究作简要介绍,以提高我们对EPDM柔性绝热烧蚀材料老化性能的了解. 相似文献
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法国欧洲动力装备公司(SEP)为美国延长射程拦截技术(Erint-1)导弹提供了固体火箭发动机关键性部件.这种导弹是一种灵敏的单级高超音速末段寻的导弹,是为战场导弹防御而研制的.发动机外壳和尾喷管由SEP负责设计.发动机外壳采用石墨/环氧树脂复合材料,尾喷管用碳/碳材料制成.发动机和尾喷管的总长约为1.8m,固体火箭发动机位于Erint-1导弹的中央,排气直接通过尾喷管排出. 相似文献
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固液火箭发动机是一种采用固体燃料和液体氧化剂的一种新型火箭发动机,由于燃料和氧化剂是不同物理状态,且在燃烧室内为非预混扩散燃烧,因此固液火箭发动机固体燃料的燃速低,工作时间长。固液火箭发动机喷管一般采用被动热防护喷管,喷管结构在长时间工作中的热防护问题是发动机设计中的关键问题。针对工作时间为200s的全尺寸固液火箭发动机,本研究采用碳陶复合材料、钨渗铜高温合金和高硅氧酚醛树脂等材料,提出了三种喷管结构方案。随后通过建立喷管材料瞬态热传导和烧蚀仿真模型,对三种不同方案的喷管结构的传热特性进行了仿真计算,分析了固体药柱内径在工作过程中变化对喷管传热性能的影响,发现药柱内径会改变燃烧火焰层结构,进而影响喷管壁面的温度分布和热流分布,热流密度在喷管喉部位置达到最大值。本研究同时还开展了相应的地面热试车试验,对仿真结果进行了验证分析。此外,对固液火箭发动机的喷管设计提出了建议和展望。 相似文献
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设计了橡胶回弹特性的测试实验方法,对固体火箭发动机用氟橡胶圈密封材料(F108)回弹特性进行了研究。分析了固体火箭发动机实际使用条件下材料压缩状态、材料截面直径以及环境温度对橡胶圈回弹特性的影响,给出了部分回弹速度函数,为固体火箭发动机密封圈的设计提供了参考数据。 相似文献
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本文对绝热壳体和喷管的选材、材料特性、应用现状和展望进行了阐述。如能用陶瓷/陶瓷类或碳基类材料代替固体火箭发动机中尚用的小量金属结构材料,固体火箭推进系统的全复合材料化就能实现。 相似文献
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综述了固体火箭发动机二相流研究的现状及发展趋势,介绍了X射线高速实时荧屏分析(RTR)技术的测量原理,对RTR技术应用于测量固体火箭发动机燃烧室中凝相颗粒的运动轨迹的可行性作了探讨。探索表明:RTR技术应用于测量固体火箭发动机燃烧室中凝相颗粒的运动轨迹是可行的,但对凝相粒子材料的选择及适当的图像处理技术是其成功与否的关键。 相似文献
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固体火箭发动机复合材料壳体树脂基体的选择原则 总被引:11,自引:1,他引:11
本文通过对固体火箭发动机壳体技术分析,结合国内外实践经验,提出了固体火箭发动机复合材料壳体制造用树脂基体的选择原则。 相似文献
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本成果不仅可用于航天产品先进复合材料结构和时效分析 《宇航材料工艺》2001,31(2):37
本成果不仅可用于航天产品先进复合材料结构和时效分析 (如固体火箭发动机缠绕壳体与弹翼 ) ,而且可用于普通复合材料和结构分析 ,如建筑、机械、压力容器 ,特别是航空结构 ,飞机在飞行一定周期后 ,确定其剩余寿命。本成果创造性地利用剩余刚度预报剩余强度和寿命 ,建立了剩余刚度衰退理论 ;建立了材料主要力学性能的随机概率模型 ;给出了刚度强度以及寿命的定量关系 ;分析了诸多载荷并考虑自由边缘效应情况下的材料可靠性分析规律。研制出HIT—YAN分析含缺陷复合材料层合板的分析软件 ;建立了层板脱层失效分析的能量理论 ,为复合材料… 相似文献
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C/C复合材料预制体的研究进展 总被引:2,自引:0,他引:2
C/C复合材料是航空航天领域重要的热结构材料,碳纤维预制体是其最主要的基础技术之一,决定着C/C复合材料的各项性能。本文主要介绍了针刺毡、细编穿刺预制体和轴棒编织预制体等C/C预制体,对比了不同预制体的工艺方法、性能和应用特点。针刺毡预制体由于成本低、烧蚀均匀等特点,广泛应用在固体火箭发动机喷管和飞机刹车盘领域;细编穿刺预制体具有纤维体积含量高、致密化周期短和烧蚀率低等特点,应用在固体火箭发动机喉衬;轴棒编织预制体由于织物中70%以上纤维垂直于燃气流方向,提高了材料的抗烧蚀性能,适于制造大型固体火箭发动机。针对国内预制体的研究状况,提出了要加强预制体的孔隙结构、纤维排布等对C/C复合材料的力学、热物理学以及后续致密化工艺影响的研究,更好地促进预制体的发展,进一步提升我国C/C复合材料的性能。 相似文献
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李超%丘哲明%刘建超 《宇航材料工艺》2003,33(4):16-19
介绍了固体火箭发动机壳体裙的结构、用途及采用复合材料裙体的优点。详细讨论了玻璃纤维和混杂纤维等增强材料在国外发动机裙上的应用,以及国内在该领域所取得的研究成果和复合材料裙的单独成型及整体成型工艺,同时展望了国内布带缠绕高性能复合材料裙的技术发展趋势和应用前景。 相似文献
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本文简要介绍国外预估固体火箭发动机寿命的几种模型,其中大多数均得到实际验证,可用于评估环境因素对固体火箭发动机的影响. 相似文献