四种防热材料的烧蚀侵蚀试验研究

主要研究了2．5D高硅／粉醛、短纤维模压高硅／酚醛、斜缠高硅／酚醛、三向碳／碳等四种材料的驻点烧蚀侵蚀性能。结果表明在燃气流中粒子含量、速度、粒子种类对材料驻点烧蚀侵蚀有非常大的影响，在烧蚀侵蚀过程中，粒子的侵蚀起主要作用。     

固体发动机有机烧蚀防热涂层的研究

直径、开口较大的固体发动机燃烧室热防护大多采用橡胶基绝热层、但对长细比较大,特别是开口甚小的金屈壳体工艺上却难以实施。 为了寻找具有良好的防热效果,同时工艺又简便易行的发动机内防热材料。我们开展了以环氧树脂为粘合剂、Al_2O_3·3H_2O为阻燃剂,添加石英粉、Cr_2O_3等耐高温、低导热性能无机填料组成的防热涂层的试验研究。 通过试片试验与发动机地面考核试验,证明该防热涂层也是固发燃烧室一种较为适宜的烧蚀防热材料,它具有不受被保护产品几何形状的限制。可采取喷涂、滚涂、刮涂、刷涂等优点,烧蚀率远小于橡胶基绝热层,尤其适用工作时间在30s左右的战术型号发动机燃烧室热防护。     

固体火箭发动机喷管用树脂基烧蚀防热材料研究进展

从材料和成型两个方面介绍了树脂基烧蚀防热材料的研究进展情况。主要包括基体材料、增强材料,以及模压、缠绕、铺放与RTM成型工艺的研究情况。     

固体火箭发动机烧蚀/侵蚀试验

空气动力学研究中心、七机部、科学院、上海8252所等八个单位组成的联合试验组,从80年11月至81年5月,在7013厂先后进行了9次烧蚀/侵蚀试验。 试验在FG-9发动机排气中进行。排气温度约2000°K,排气速度为2500米/秒,排气压力为1.5公斤/厘米~2,排气中Al_2O_3含量为30％(重量百分此),模型为球锥形,R15毫米,半角11°,底部φ60毫米、由试验端头和底座组合而成。试验时端头驻点离喷管出口截面50毫米。测试项目有电影摄影,定时摄影,外形测量,表面辐射温度测量。支架采用非冷却的钢结构。试验结合发动机正常试车进行。试车情况表明:这样的试验对发动机试车没有影响,试验结果见表1。     

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。     

固体火箭发动机碳基材料喷管机械侵蚀特性

为研究碳基材料喷管的机械侵蚀特性,基于两相流理论和经验公式,考虑液滴的蒸发与反应,建立了二维轴对称碳基材料喷管机械侵蚀计算模型.针对15-lb BATES发动机喷管进行了机械侵蚀计算,研究了液滴轨迹、机械侵蚀情况的分布规律,以及推进剂中Al质量分数和燃烧室压强对机械侵蚀的影响.结果表明:机械侵蚀率计算最大值为55μm/s,在实验结果范围内.Al/Al₂O₃混合液滴是机械侵蚀的主要因素,Al液滴由于蒸发氧化而不对壁面造成碰撞.机械侵蚀发生在喷管收敛段,峰值位于喉部上游入口处,喉部和扩张段无机械侵蚀现象.推进剂中Al质量分数增加对机械侵蚀率无显著规律性影响.机械侵蚀率随燃烧室压强的增加呈超线性增长.      

烧蚀材料在小型固体火箭发动机上的应用

本文对战术导弹用小型固体火箭发动机喷管及其防热材料和检验方法作了简要介绍;列举了几种常用喷管防热材料的性能;扼要指出了喷管材料研制的主要差距。     

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.      

碳纤维表面特性对防热材料烧蚀性能影响的研究

为了提高碳／酚醛防热材料的烧蚀性能，着重对碳纤维的表面特性进行了分析研究。结果表明，碳纤维的表面状态对防热材料烧蚀性能有很大的影响，其中主要的影响因素是纤维的捻度和浆料。为了改善材料在高状态试验条件下的烧蚀性能，降低纤维的捻度和上浆量是必需的。     

轻质烧蚀防热材料结构组成对烧蚀形貌的影响

采用石英灯烧蚀试验对研制的一种轻质烧蚀防热材料在不同防热结构下的烧蚀形貌和隔热性能进行了研究.结果表明:不同的防热结构形式,轻质烧蚀防热材料的烧蚀形貌不同,防热结构的纵向温度梯度和面内温度梯度均影响轻质防热材料的烧蚀形貌,温度梯度越小,热量在材料表面积聚越严重,因此表面碳化特征越明显.在不同材料的面内组合状态下,轻质烧...     

炭化材料烧蚀防热的理论分析与工程应用

本文重点对炭化材料烧蚀防热的内部机理，即存在非平衡化学反应的热解气体扩散通过变孔隙度的多孔介质的瞬态传热、传质过程做了深入分析，并利用该方法对飞船返回舱头部的再入烧蚀性能进行了一维计算，通过与简化模型的计算结果比较表明：材料内部质量沉积和化学反应对烧蚀性能有较大影响。     

适用于长时间烧蚀防热的蜂窝增强低密度材料

针对长时间烧蚀防热对防热材料的需求,研制了两种蜂窝增强低密度烧蚀防热材料,采用电弧风
洞加热设备对其防热性能进行了考核,并对其力学及热物理性能进行了研究。结果表明,在两种长时间(1 000
s 左右)热环境的考核下,蜂窝增强低密度材料烧蚀后背面温度均低于200℃,表面碳层均匀、完整,无明显烧蚀
量,显示了优异的隔热性能和良好的抗气流冲刷能力。     

树脂基防热材料长时间烧蚀后的变形问题

针对树脂基防热材料长时间烧蚀后变形问题进行了分析,通过对某改性石英纤维织物/酚醛复合材料烧蚀后碳层厚度、不同温度线胀系数及力学性能的测试分析,提出内部热应力是导致材料长时间烧蚀后变形的主要原因.     

防热材料受液滴碰撞时的侵蚀破坏

本文介绍碳-碳,高硅氧-酚醛复合材料、碳-石英及钨渗铜等防热材料的单粒子液滴碰撞实验结果,以扫描电镜观察其破坏特征,并就液滴碰撞和固体粒子碰撞的不同效应进行了讨论。     

一种无烧蚀自适应的减阻防热新方法研究

为了解决传统激波针方法在高超声速实际应用中存在的问题,结合逆向喷流方法以及激波针方法,提出了一种无烧蚀自适应的高超声速减阻防热新方法一可伸缩姿态自调整喷流激波针方法(TSAJS).通过数值模拟的方法,针对不同L/D参数的TSAJS外形,对不同攻角、来流马赫数以及喷流马赫数状态下的流场结构、壁面压力和热流分布以及阻力系数等进行了对比研究.结果表明,TSAJS方法在有攻角状态仍然能够有效降低外形的阻力以及壁面热流,L/D为1的TSAJS外形可使壁面热流峰值及阻力系数均降低65％左右.在喷流作用下,TSAJS方法还可避免激波杆头部直接暴露于来流而产生严重的气动加热,从而不需要再特别考虑激波针的防热问题.     

飞行加速度对固体火箭发动机前封头绝热层烧蚀特性影响研究

对固体火箭发动机前封头绝热层在加速度环境的炭化烧蚀特性进行了实验研究,研制了烧蚀试验发动机及相应的离心试验台,用ＮＢＲ,ＥＰＤＭ绝热层模拟实际烧蚀环境进行了不同轴向加速度条件下的烧蚀试验,得到了飞行速度对绝热层炭化烧蚀率影响规律和经验关系式。     

固体火箭发动机喷管喉部在烧蚀情况下温度场的理论预示

本文对喷管温度场计算提出了一个适用于工程设计的比较简单而有效的方法.文中的计算考虑了在燃气的对流与辐射加热情况下,喷管材料产生烧蚀、移动边界、且对流换热系数及材料物性参数都随壁温变化的情况采用有限差分的数值计算方法,对喷管温度场进行了理论预示,得到满意结果.     

在烧蚀条件下固体火箭发动机复合喷管的温度预示

本文探讨了由石墨和高硅氧-酚醛组成的固体火箭发动机复合喷管,在考虑热解炭化和烧蚀引起喷管内型面变化条件下的瞬态轴对称二维温度场.借用当量热容的概念和坐标变换的方法,应用单元体能量平衡原理,在内点用显式格式,边界结点用隐式格式进行数值求解,这样的计算比较简捷,所得温度场与实验结果作了比较,说明本文的预示方法是可以符合工程精度要求的.     

Gr/Al防热材料的传热特性

通过对Gr/Al防热材料进行氧乙炔烧蚀实验,测定其在烧蚀过程中的升温特性曲线。发现在烧蚀过程中Gr/Al中Al的熔化和蒸发有效地减缓了材料的升温速率,起到很好的热防护作用,并根据Gr/Al的传热特性,建立了传热模型,理论计算与实验结果吻合较好。     

几种低密度烧蚀材料热膨胀性能的测试及研究

热膨胀性能是评价低密度烧蚀材料的的重要参数，针对低密度烧蚀材料的一些特殊性，对测试装置进行了改造并研制了大试样线胀系数测试装置，对四种低密度烧蚀材料进行了系统的测试并对材料性能做了一些分析研究工具。