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介绍了以硅树脂作为冲压发动机绝热层的基体材料,以YJ 短纤维或纤维织物作为增强材料的两
种绝热层配方的烧蚀性能。考察了YJ 短纤维的含量、硅树脂/ 纤维织物的质量配比对绝热层烧蚀率和工艺性
能的影响。结果表明:YJ 短纤维为4 份时,硅树脂/ YJ 短纤维/ 氧化锆配方的烧蚀与工艺的综合性能最佳,而
硅树脂与纤维织物的质量配比为1. 1 ∶1 时,硅树脂/ 纤维织物配方的氧乙炔烧蚀率最小,仅为15. 2 μm/ s。20 s
缩比发动机地面试验结果表明,两种配方绝热层均对冲压发动机实施了有效热防护。 相似文献
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防热涂层材料热防护性能预测 总被引:4,自引:1,他引:4
预测防热涂层热防护性能有三个技术关键:即描述三层结构热响应守恒方程的建立,三层结构热物理性能的确定以及防热涂层表面边界条件的建立,本文用租糙度测量仪测量了表面形貌,表面等高面和表面粗糙度曲线,为建立防热涂层热防护性能的物理模型提供依据。利用参数辨识灵敏度法对防热涂层材料导热系数进行参数估计,取得了有用的结果。分析不同工艺的表面烧蚀特性,建立了三种表面边界条件。本文讨论了涂层材料在加热过程中出现的三层结构的吸热机理,建立不同层反映不同功能的守恒方程。给出了防热涂层热防护性能预测与试验结果的比较,比较的结果是满意的。 相似文献
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高硅氧/酚醛树脂基复合材料具有成型工艺简单和成本低的特点,被广泛地应作固体火箭发动机的防热材料.为了探索高硅氧/酚醛树脂基复合材料应用于冲压发动机燃烧室被动热防护结构,对高硅氧/酚醛树脂基复合材料大尺度冲压发动机燃烧室热防护层进行了实验研究.研究结果表明,冲压发动机燃烧室热防护层能工作到300s,高硅氧/酚醛热防护层能够适应其恶劣的工作环境要求.同时,通过实验研究也表明,更长工作时间之后,由于冲压发动机燃烧室工作温度的不均匀,导致酚醛树脂基体的分解与增强的高硅氧纤维熔融不同步,且热解、碳化后的形态和性能都会发生较大的变化,由此会导致其尺寸收缩、力学性能降低、导热系数增加,更长时间工作容易产生裂纹、分层等问题.针对这些问题,提出了进一步研究的建议.本项研究对于发展成型工艺简单和成本低的冲压发动机燃烧室热防护结构具有重要的价值. 相似文献
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通过优化防热方式,提高柔性防热材料的烧蚀防热性能,设计制备了一种辐射/烧蚀交替型柔性防热材料,该柔性防热材料由多层复合防热布叠合构成,复合防热布是一种烧蚀体表面附着辐射层的复合材料,并通过氧乙炔烧蚀试验评价了其热防护性能。通过辐射层表面处理方法提高辐射层与烧蚀层的粘接性,用T型剥离试验、SEM评价了其粘接性能。结果表明,较烧蚀型防热材料,辐射/烧蚀交替型柔性防热材料具有更优异的热防护性能,烧蚀后防热层完好数更多,背温更低;表面处理方法可有效提高剥离强度,在处理剂浓度为5%时,效果最佳。 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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肖军%李铁虎%张秋禹%苏力宏%陈建敏 《宇航材料工艺》2003,33(2):14-18
对防高温高速燃气烧粘技术在工程应用中的环境条件,清洗、设计变更或配件更换、发动机改进、脂/干膜类润滑防护涂层、无机和有机防热/烧蚀材料、纳米功能涂层和技术的应用研究状况和进展进行了概述;介绍了冷/热模拟、发动机试车台模拟等防烧粘—腐蚀试验评估技术以及在这些技术领域取得的最新进展。 相似文献
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高速再入飞行器通常采用烧蚀防热材料作为外表面大面积的热防护材料。本文对两种蜂窝增强低密度硅基烧蚀防热材料的力学性能、热物理性能和烧蚀性能进行了测试,并结合试验结果对烧蚀机理进行了研究分析。结果表明,材料的密度越高、拉伸强度就越高,但拉伸模量相近;两种材料的隔热性能参数都较低。两种材料在不同热流密度条件下的电弧风洞烧蚀后退速率都较低,在部分烧蚀条件下有轻微膨胀。两种材料的烧蚀背温都较低,烧蚀表面形貌良好,能满足设计指标要求,是一种适用范围较广的烧蚀防热材料。 相似文献
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应用颗粒轨道模型,连续相控制方程按二阶迎风有限体积方法进行离散,并对纵、横加速度载荷均为20g、30g和35g的固体火箭发动机燃烧室内两相流动进行了模拟。结果表明,有纵横加速度载荷的情况下,发动机燃烧室内颗粒相会形成粒子聚集流,对承载方向的装药和壁面产生严重的冲蚀,明显改变了发动机燃烧室内原有的轴对称流动形态,同时承载方向上粒子聚集流的最大密度点随横向加速度的增加而远离发动机后封头。这些结果与实验发动机试车结果有较好的一致性,为发动机绝热层异常烧蚀机理分析提供了理论依据。 相似文献
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基于自主研发的氧-煤油烧蚀试验系统,发展了一种用于固体火箭冲压发动机补燃室热结构及材料烧蚀研究的试验方法。采用该方法开展了某型室温硫化硅橡胶基绝热材料的烧蚀试验,试验分别在含氧化铝粒子侵蚀和无粒子侵蚀条件下进行,并根据SEM图对比分析了粒子对材料表面微观形貌的侵蚀效应。结果表明:无粒子侵蚀条件下的试样经烧蚀后膨胀并分层,其平均线烧蚀率为-0.025mm/s;而粒子侵蚀条件下的试样平均线烧蚀率为1.901mm/s,试样中心区域的陶瓷层被粒子完全破坏,只留下极薄的热解层和裸露的碳纤维端部,碳纤维周围的基体主胶、颗粒填料及芳纶纤维均被高速焰流氧化剥离,充分说明粒子对绝热层材料的强剥蚀破坏效应;同时也验证了该方法能较好地模拟固冲发动机补燃室内的烧蚀热环境,可用于材料配方的筛选和耐烧蚀性能测试。 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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为了获得复杂装药发动机工作过程中阻尼特性的变化规律,首先利用有限元分析方法对不同工作时刻时的燃烧室声腔结构进行了数值仿真计算,得到复杂装药发动机工作过程中的声模态及其变化规律;基于此,计算并分析了复杂装药发动机装药燃烧过程中常见阻尼因素的变化规律,结果表明,喷管阻尼系数与壁面阻尼系数占总阻尼系数百分比逐渐减小,相反微粒阻尼系数占总阻尼系数的百分比逐渐增大,在发动机工作后期,发动机阻尼系数最小,从而导致发动机后期的工作稳定性较差,小扰动易被扩大为大扰动; 在发动机的所有阻尼中,喷管阻尼在发动机工作初期起主导作用,而微粒阻尼在工作后期起主导作用。 相似文献
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Numerical simulation of multi-phase combustion flow in solid rocket motors with metalized propellant
Multi-phase flowfield simulation has been performed on solid rocket motor and effect of multi-phases on the performance prediction of the solid rocket motor(SRM) is investigation.During the combustion of aluminized propellant,the aluminum particles in the propellant melt and formliquid aluminum at the burning propellant surface.So the flow within the rocket motor is multi phase or two phase because it contains droplets and smoke particles of Al2O3.Flowsi mulations have been performed on a large scale motor,to observe the effect of the flowfield onthe chamber and nozzle as well.Uniform particles diameters and Rosin-Rammler diameter distribution method that is based on the assumption that an exponential relationship exists betweenthe droplet diameter,dand mass fraction of droplets with diameter greater thandhave been used for the si mulation of different distribution of Al2O3 droplets present in SRM.Particles sizes in the range of 1-100μm are used,as being the most common droplets.In this approachthe complete range of particle sizes is dividedinto a set of discrete size ranges,eachto be defined by single streamthat is part of the group.Roe scheme-flux differencing splitting based on approxi mate Riemann problem has been used to si mulate the effects of the multi-phase flowfeild.This is second order upwind scheme in which flux differencing splitting method is employed.To cater for the turbulence effect,Spalart-All maras model has been used.The results obtained show the great sensitivity of this diameters distribution and particles concentrations to the SRMflowdynamics,primarily at the motor chamber and nozzle exit.The results are shown with various sizes of the particles concentrations and geometrical configurations including models for SRM and nozzle.The analysis also provides effect of multi-phase on performance prediction of solid rocket motor. 相似文献
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张崇耿%张新航%李强%张海鹏%赵荣 《宇航材料工艺》2007,37(3):35-36
针对某型号固体火箭发动机的防热要求,采用芳纶纤维、卤锑阻燃体系研制了新三元乙丙橡胶绝热层,配方中加入不饱和羧酸金属盐和某烷基酚醛树脂,拉伸强度和断裂伸长率分别提高了3MPa和200%。同时采用纳米陶瓷粉体提高了碳层的致密性,线烧蚀率由原来的0.12~0.14mm/s,降为0.086~0.12mm/s,最终研制的J210-8绝热层已成功应用于30s固体火箭发动机的燃烧室防热中。 相似文献
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为了研究固液混合火箭发动机中固体燃料退移速率在发动机工作过程中的变化特性,基于固液混合火箭发动机的工作特点,利用燃烧流动与固体区域传热耦合计算以及动网格技术,建立了固液混合火箭发动机固体燃料瞬态退移速率预示的数值模型,并对某带预燃室、补燃室以及扰流环结构的模型发动机进行了研究。计算结果表明,固体燃料热解表面的温度以及退移速率随着发动机的工作逐渐降低;在同一时刻沿发动机轴线燃料热解表面上各点的退移速率以及温度不同;扰流环可以提高它后面局部区域固体燃料的退移速率以及表面温度。 相似文献