Al2O3型碳/陶功能梯度材料烧蚀试验研究

Al2O3型影陶功能梯度材料作为一种新型喷管热防护材料，其具有导热系数较低及良好的隔热性能。在氧乙炔烧蚀试验条件下该材料有很好的耐烧蚀性，但由于发动机内的工作环境更为恶劣，为了更好地反映材料在固体火箭发动机中的烧蚀情况，该研究工作采用了试验发动机进行烧蚀试验。结果表明，试验发动机中获得的烧蚀率数据高于氧乙炔试验数据。文中在试验基础上分析了Al2O3型影陶功能梯度材料在发动机工作条件下的烧蚀性能及导热性能。     

采用高低燃温组合装药降低喷管内表面温度和烧蚀研究

根据不同推进剂及目前热防护材料的性能特点,采用了一种组合药柱的新方法,用来降低喷管内表面的温度和烧蚀率。该方法的主要设计思路是将药柱形式分为前后两段,靠近发动机头部段使用高能推进剂,靠近喷管段使用低燃温推进剂。低燃温推进剂占总推进剂质量百分比的很少一部分。使用这样的组合药柱形式,低燃温推进剂燃烧产生的气体会在喷管内表面形成一层低温帘幕,从而降低喷管内表面的温度和烧蚀率,使高能推进剂在固体火箭发动机设计上得到应用,并有助于提高发动机的质量比。     

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。     

固体火箭发动机喷管传热与壁面烧蚀的耦合计算分析

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。     

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。     

印度研制的碳酚醛模压喷管喉部入口段烧蚀层

碳酚醛复合材料由于高的耐烧蚀性,已广泛地用作能承受严酷加热环境的火箭喷管烧蚀层。烧蚀层可用布带缠绕或玫瑰花瓣模压制成,从而获得按要求取向的叠层受气流作用。固体火箭发动机潜入型喷管喉部入口段由于燃烧产物的环流作用,不得不经受严酷的加热环境和粒子冲刷,这要求具有各向异性的烧蚀层材料能均匀烧蚀,预防改变气流路线。目前使用的材料有碳/碳或碳酚醛,尽管3D碳/碳具有所要求的各向异性和耐烧蚀性,但需专用工艺设备,并且价格昂贵。印度已将可变叠层取向的两层或多层碳酚醛烧蚀层用于大型喷管。     

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.     

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。     

翼柱型药柱对发动机内流场及喷管收敛段烧蚀影响分析

对具有翼柱型药柱结构的某固体火箭发动机内流场进行了三维两相流数值模拟,分析了发动机的内流场特征以及发动机工作过程中药型变化对内流场的影响,同时就翼柱型药柱结构对喷管收敛段绝热层烧蚀影响进行了分析。结果表明,发动机内流场呈现明显的周期对称特征,收敛段对应药柱翼槽部位的燃气速度及Al2O3粒子浓度明显高于周边位置;两相流中燃气速度及Al2O3粒子浓度的周期分布,导致喷管收敛段烧蚀也呈现周期分布的规律,对应于药柱翼槽部位收敛段绝热层烧蚀量明显大于非药柱翼槽对应部位的烧蚀量。     

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。     

喷管喉部型面对发动机效率的影响

采用轴对称无粘流动模型，计算固体火箭发动机喷管喉部上，下游曲率半径和圆柱长度对发动机比冲，喉部流量和推力效率的影响，经与实验数据比较，证明该方法可行。研究结果得出喷管喉部型面应是具一定大小的上，下游曲率半径，并有一较短的圆柱段。文中提供的喉部型面参数的一般取值范围可供设计参考。     

圆转方塞式喷管型面设计和试验研究

提出了圆转方塞式喷管的内喷管和塞锥型面的设计方法，内喷管用圆弧和抛物线近似，塞锥型面用抛物线和三次曲线近似，设计了一单元圆转方塞式喷管试验发动机。并采用气氧作氧化剂，气氢作燃料，进行了点火热试研究。介绍了试验发动机的结构与设计参数，以及试验系统组成和点火方式，给出了试验发动机照片、试验结果照片、测量参数曲线和性能数据处理。试验结果表明，试验发动机具有较高的热试效率：在三个不同工作高度下，喷管推力系数效率在93％-98％之间，说明圆转方塞式喷管的型面设计和试验方法是可行的。     

大型液体火箭发动机喷管数字化铣槽加工系统

针对大型液体火箭发动机喷管几何尺寸大、廓形复杂、结构刚度低致使其冷却通道加工质量难以保证的难题,提出一种集“测量-数据处理-铣槽”于一体的喷管冷却通道数字化加工新方法,并在开放式数控平台上开发出喷管专用数字化铣槽加工系统。该方法利用喷管几何外廓的实际测量信息再设计出槽底曲面,进而实现高次曲线或参数曲线廓形、变壁厚变槽深喷管冷却通道的数字化加工。通过某型号火箭发动喷管的实际加工,表明所研制的双通道立式铣槽加工专用装备与系统可满足我国新一代大推力液体火箭发动机喷管冷却通道高质量、高效、高可靠的制造要求。
     

固体火箭发动机喷管喉径瞬变值的计算和预示

介绍了由固体火箭发动机试验后实测数据计算喷管喉径瞬变值的方法.该方法是在引入化学无量纲烧蚀率概念,并应用一维热传导方程解出喉径表面温度下提出的.该法预示结果与实测结果比较表明,相对误差不超过0.52%,而且方法简单,便于工程应用.     

固体火箭发动机喷管结构完整性分析

通过计算温度场和应力场,分析了喷管在发动机工作过程中的结构完整性。将燃气简化为一维等熵流,以确定喷管内型面所承受的温度和压强载荷。基于三维有限元模型,计算了喷管的瞬时温度场。然后,将温度场分析结果导入结构分析模型,用点．点接触单元模拟喷管材料之间的接触状态,对温度和压强载荷联合作用下的应力场进行了分析。结果表明,喷管结构是安全的。     

自由分子流微电热推力器(FMMR)流动模拟与喷嘴型面分析

FMMR是一种工作在自由分子流状态下的微电热推力器。考虑稀薄效应对FMMR喷嘴型面设计和分析的影响,采用直接蒙特卡罗(DSMC)方法模拟等截面、扩张型面、收缩-扩张型面3种不同喷嘴内的气体流动,分析了各种喷嘴型面对推力器性能的影响规律。结果表明,FMMR采用扩张喷嘴相对于等截面喷嘴,有较大的性能提升,推力最大可增加38%,比冲最大可增加23%;采用收缩-扩张喷嘴较扩张喷嘴能进一步使推力增加21%,但对比冲无明显改善。     

进气道整流罩保形减阻设计研究

提出了一种尾喷管与进气道整流罩保形设计方案,既保持导弹外形特征不变,又与尾喷管内型面实现一体化保形设计。采用CFD方法对尾喷管及整流罩底部内外流场进行了一体化数值模拟,分析了保形设计对进气道整流罩底阻的影响。结果表明,导弹高速飞行时,采用保形设计能减小进气道整流罩的底阻;补燃室压强越高,进气道整流罩底阻越小,从而验证了该设计方案的可行性。     

凝聚相粒子在喷管喉部沉积规律的理论预示

以金属粉末为添加剂的固体燃料,在燃烧后金属氧化物以凝聚态的形式在喷管中流动。对于工作时间长、喷喉较小的固体火箭发动机,凝相粒子在喷管喉部的沉积严重地影响到发动机的内弹道性能,甚至引起发动机的爆破事故。因此,搞清沉积规律是十分必要的。 本文根据凝相粒子的运动规律以及关于沉积层的移动边界传热问题的分析,提供了一个关于沉积速度的理论预估方法。通过算例,证明理论预估与实验资料是十分吻合的。     

复合结构喷管热强度有限元分析

本文采用有限元法对复合结构喷管进行了二维瞬态温度场和应力场计算。在温度场计算中采用了网络变换法对考虑烧蚀动边界并有效地消除了大温度梯度情况下温度振荡现象，算例表明，本文提供的分析方法简单可靠，易于工程实践采用。