铌铪合金推力室身部表面高温防护涂层的工艺技术研究

铌铪合金具有较高的高温强度,是轨姿控液体火箭发动机推力室身部的主要结构材料,但在工作环境中易发生氧化“粉化”,必须在合金表面涂覆高温抗氧化涂层.本文主要研究了硅化物涂层对铌铪合金热防护行为,包括涂层的成型过程、高温抗氧化行为及高温抗热震行为等.试验结果为:涂层在1 700℃下的氧化寿命7 h,1 400～800℃的空冷热震循环次数4 700次,表面粗糙度30～60 μm.并对铌铪合金推力室身部涂层热试车情况进行了详细分析研究,对涂层在富氧高温燃气冲刷作用下的工作机理进行研究分析,总结了硅化物涂层的热防护机理,研究的新型硅化物涂层在高温条件下具有较好的性能.     

硅化物涂层对铌钨合金的热防护行为研究

钨合金作为轨姿控液体火箭发动机推力室身部的主要结构材料,在工作环境中易发生氧化粉化,必须在合金表面涂覆高温抗氧化涂层。利用涂覆及真空烧结复合工艺在铌钨合金表面制备高温抗氧化涂层,研究硅化物涂层对铌钨合金的热防护行为,包括涂层成型过程、高温抗氧化行为、高温抗热震行为及试车热冲刷行为等,试验结果为:涂层在1700℃下的氧化寿命为11±0.78 h,1800℃下的氧化寿命为5±0.46 h,1650℃~室温的水冷热震循环次数为124±9次,1600~800℃下的空冷热震循环次数为3410±124次,并且在热试车考核中涂层通过了长程10000 s的考核,分析硅化物涂层的性能和失效机制,总结了硅化物涂层的热防护机理,研究的新型硅化物涂层在高温条件下具有较好的性能。     

双组元推力室热防护涂层工艺技术研究

针对双组元姿轨控发动机推力室铌铪合金材料的高温抗氧化防护进行了涂层工艺技术研究,在合金表面制备了Si-Cr-Ti体系硅化物涂层,通过真空烧结、高温抗氧化和热震试验、显微组织分析,对涂层的成型过程、形貌、组织结构、性能和防护机理进行了分析。结果表明,通过真空烧结形成了过渡/结合层、致密层和疏松层结构的硅化物涂层,过渡层分布均匀,致密层厚实,疏松层相对较薄且成型较好,经过两代工艺优化,涂层在1 700℃下的氧化寿命达到7 h,1 400~8 00℃空冷热震循环寿命达到4 500次,在热试车考核过程中涂层最高工作温度可达到1 350℃,试后涂层依然具有一定厚度的致密层,具有高温防护作用,满足型号对涂层性能的要求。     

CVD-SiC涂层封孔处理后C/C-ZrC-SiC复合材料的烧蚀行为

为提高聚合物浸渍裂解法制备的C/C-ZrC-SiC复合材料的抗烧蚀性能,采用化学气相沉积(CVD)技术对材料进行了SiC涂层表面封孔处理,并考察材料在氧乙炔环境中的烧蚀行为,明确CVD-SiC涂层对材料的抗烧蚀性能的作用。研究结果表明,CVD-SiC涂层封孔处理后材料表现出优异的抗烧蚀性能,烧蚀240 s后,其线烧蚀率仅为0.94×10-3mm/s,较无涂层材料的降低了39.4%。在烧蚀过程中,中心区域涂层及基体材料的演变过程如下:SiO_2膜包覆ZrO_2结构的形成→SiO_2膜失效→基体中Zr C和SiC的氧化→ZrO_2致密保护层的形成。SiC涂层对材料烧蚀性能的贡献主要体现在以下两方面:烧蚀中心区域的SiC涂层被氧化成SiO_2,其蒸发带走大量的热流,降低了材料的烧蚀温度;此外,SiC涂层的存在有效减少了材料内部的氧化及裂纹的形成。     

铌铪合金喷管搭接结构激光点焊技术研究

某型号铌铪合金喷管加强筋原采用电阻点焊,但存在接头强度低、劳动强度大和焊接效率低等问题。为实现铌铪合金喷管加强筋高质量高效连接,开展了激光点焊工艺试验研究。基于铌铪合金试板激光点焊试验,重点研究了焊点结构设计、焊接工艺参数设计、焊点熔合特征、接头力学性能和接头断裂行为。研究结果表明:7 mm的环形焊点是较为理想的焊点结构,熔合面宽度是决定接头性能和断裂模式的关键因素,而焊接工艺参数直接影响接头熔合面宽度。选择合理的焊接工艺参数,控制焊点熔合面宽度大于0.7 mm,接头断裂模式为母材撕裂或热影响区撕裂,该种断裂模式接头强度较高,接头承载能力不小于8 000 N。最后采用激光点焊工艺实现了铌铪合金喷管高强度的连接,并通过了试车考核。     

ARC 22N双组元Pt/Rh推力室的研究试验

本文介绍了 ARC 用于卫星位置保持的22N 推力室的研究试验.这种新型推力室采用无涂层的 Pt/Rh 合金燃烧室,稳态工作的推进剂耗量已经超过了目前硅化物涂层的铌合金推力室,额定工况下的比冲可达2943m/s。推力室具有很小的集液腔,脉冲比冲和脉冲再现性得到提高,并且已经顺利地完成了各项研究试验,推力室的热稳定性得到验证。     

SiC/CVD SiC复合涂层的抗氧化及抗热震性能研究

为了提高C/SiC复合材料耐高温性能,采用泥浆浸渍裂解与真空化学气相沉积(CVD)在材料表面制备了SiC/CVD SiC复合涂层,通过XRD、SEM分析了涂层组成与结构;研究了复合涂层的高温抗氧化(700～1 500℃)和抗热震性能。结果表明,泥浆浸渍法制备的SiC涂层具有一定的封孔效果,可使材料开孔率下降,但高温抗氧化效果并不佳,1 200℃氧化10 min后材料弯曲强度保留率下降明显仅有86%。CVD SiC涂层结构致密,与SiC封孔涂层结合较好,在700～1 500℃具有较好的抗氧化效果,随着氧化温度的升高,氧化后涂层完好,表面O元素逐渐增加,材料失重率缓慢增加但不大于0.5%,且材料性能并未下降。涂层材料在1 200℃-10 min短时热震5次后材料弯曲强度保留率仍有95%以上,且未出现开裂、剥落等热震损伤。在1 200℃-30 min长时热震10次后,涂层材料基本被完全氧化,材料失去保护作用,弯曲强度下降至90%左右。     

液体火箭发动机燃烧室壁温与火焰温度分布红外感应测量技术

在实验室条件下,采用热电偶和红外测温仪同时对不锈钢和带辐射涂层的铌合金表面的温度及燃气温度进行测量,应用温度测量值来修正材料表面的黑度值及燃气的黑度值,利用黑度测量结果对某发动机试车时的温度场进行了测量,并与燃气的理论计算黑度值进行了对比。试验结果表明,这种方法对铌合金材料的壁温测量结果比较准确,而对不锈钢材料壁温测量结果准确度不是很理想。红外测温技术对燃气的温度测量结果与计算结果比较接近。     

针栓式推力室冷却特性试验研究

针栓式发动机具有推力调节简单、声学燃烧稳定性好和成本低廉等一系列优点,但目前对针栓式推力室的冷却特性掌握还不够深入,研制过程中曾多次出现因推力室冷却组织不好而烧蚀的问题。采用针栓式推力室试验件,对身部的冷却特性进行了深入研究,结果表明:推力室圆柱段前端的温度较低,无需采用专门的冷却措施;末端内侧气壁温度会达到约1650℃,局部存在明显的烧蚀现象,必须采取有效的热防护措施;下游冷却液膜量的变化对圆柱段的冷却特性影响较小。     

铌铪喷管延伸段激光点焊工艺研究

通过研究δ_1=1+1 mm和δ_2=1+0.7 mm两种厚度组合的Nb Hf10-1铌铪合金搭接结构圆形轨迹运动方式激光点焊焊缝熔深与焊接速度、焊缝熔深与焊接功率以及焊缝抗剪力/热输入量与试验序号之间的关系,得到了激光点焊工艺规范,安装有采用该工艺规范焊接完成的Nb Hf10-1铌铪合金喷管延伸段的发动机通过了高模试车考核。     

基于流固耦合理论的关机水击特性

为了考虑结构变形对关机水击特性的影响,应用Workbench15.0构建双向流固耦合分析系统,模拟关机水击过程,通过压力和流线的分布图分析压力波传播和能量耗散。根据轨控发动机大流量、高室压、快响应的发展趋势,设计了8个工况来分析流量、压力、阀门关闭时间对水击特性的影响。仿真结果表明:在水击发生后,水击的能量只有小部分通过从入口流出和结构变形而耗散,大部分水击能量的耗散是由于流体的粘性损失。流量只对水击峰值压力有影响,且流量越大,水击峰值压力越大。阀门关闭时间的缩短增加了峰值压力和水击频率,减缓了衰减速率。管路背压对水击特性几乎没有影响。因此,在进行轨控发动机高室压水击试验时,在保证流量和关阀时间相同的情况下,减小出口背压,可以得出与高背压一致的水击压力变化曲线。     

入口压力对汽蚀管流阻系数测量的影响

汽蚀管流阻系数测量值是液体火箭发动机性能计算和调整的直接依据。针对液流试验中某些汽蚀管入口压力无法加压至额定值的问题,建立了流阻系数分析模型,研究了汽蚀管入口压力对流阻系数测量的影响,得出了流阻系数随入口压力变化的关系式及入口压力对流阻系数影响的修正公式,并对测量流阻系数的五级压力试验方法进行了评估。结果表明:入口压力增大,喉部等效流通面积减小,流阻系数增大;流阻系数随入口压力倒数的减小近似线性增大;额定入口压力两侧对称压力下的流阻系数偏差不同,压力减小引起的流阻系数偏差大于压力增大引起的偏差;五级流量法测定的流阻系数偏小,选取五级入口压力应尽量靠近额定入口压力或不对称选取;当试验入口压力均低于额定入口压力时,采用修正方法修正流阻系数测量值,可有效减小其偏差。     

氨解离度对无水肼ATR发动机性能影响研究

基于无水肼ATR发动机,开展了氨解离度对涡轮前燃气及发动机总体性能的影响研究,对不同氨解离度时无水肼ATR发动机性能进行计算对比。结果显示,随着氨解离度x升高,无水肼分解燃气温度降低,H_2、N_2在分解混合气中的质量百分比升高,燃气比热比、气体常数数值升高;在地面状态同一转速下,x越小,发动机比冲越高。在100%物理转速时,x=0.29对应的发动机比冲最高且为808 s,无水肼流量为0.999 kg/s,较x=0.8发动机比冲提高最大约7.3%,无水肼流量减小约7.33%;同一高空条件100%转速下,x越小,发动机比冲越高。在22 km/3.5Ma条件下,x=0.29较x=0.8发动机比冲提高最大约14.6%,无水肼流量减小约8.2%。在同一ATR发动机、同一转速下,氨解离度越低,涡轮等熵功越大,无水肼流量越小,发动机比冲越高。     

碳纤维增强聚四氟乙烯材料微观结构

为了研究碳纤维增强聚四氟乙烯材料的最佳加工工艺,采用扫描电镜对碳纤维增强聚四氟乙烯材料的微观结构形貌进行了观察,并对碳纤维增强聚四氟乙烯材料的结晶形态和成型后毛坯的内部微观缺陷进行了对比研究和分析。研究表明:碳纤维增强聚四氟乙烯毛坯表面存在"球状结晶",无缺陷的毛坯内部不会产生"球状结晶";碳纤维增强聚四氟乙烯毛坯内部的气孔、分层缺陷在冷压过程中形成。减少碳纤维增强聚四氟乙烯粉料的团聚,能有效减少成型后毛坯内部气孔缺陷的产生;碳纤维增强聚四氟乙烯材料冷压时适当降低压制压力,能有效减少分层缺陷的产生。     

冲压发动机风洞引射器引射性能模拟

蒸汽引射器是冲压发动机试验台用来实现高真空度的重要设备,其工作环境复杂,性能优化较为困难。简化并建立蒸汽引射器的模型,通过Fluent软件对其工作情况进行数值模拟,分析工作状态下引射器内流场变化情况,并利用控制变量法分析引射器中水蒸气含量、工作流体压力、引射流体压力等工况参数对引射器工作能力的影响。通过与试验数据的对比,验证模拟结果的可信度。结果表明:引射流体流量增大时,引射器效率升高;引射流体中水蒸气从0变化到50%时,引射系数由0.45降至0.36。而当工作流体入口压力由1.07 MPa升至1.42 MPa时,引射系数由0.41降低至0.33;引射流体入口压力由12 kPa升至54 kPa时,引射系数由0.12升高至0.43,故在优化设计时应综合2个入口压力的影响。     

某固体火箭发动机药柱温度场有限元分析

为探索环境温度变化条件下固体火箭发动机药柱温度场的一种简单而有效的技术途径,利用有限元传热分析法,对某固体火箭发动机在温度循环条件下的燃烧室药柱温度场进行了研究。针对不同的药柱结构分别建立了二维和三维传热模型,通过对比计算值与试验测试值可知,与三维模型相比,二维传热计算方法可提高药柱温度场的计算效率,且计算结果与试验测试值吻合度较高,可满足试验预测要求。因此在工程分析中,为快速得到有效的分析结果,可采用二维传热模型分析发动机药柱温度场,其中二维无翼槽模型适于模拟药柱远离翼槽部位的温度场,二维有翼槽模型适于模拟药柱翼槽部位的温度场。     

煤基与石油基航天煤油掺混理化性能

研究煤基航天煤油和石油基航天煤油不同比例掺混的理化性质变化规律。将煤基航天煤油按照0～100%的比例与石油基航天煤油掺混得到9个样品,对混合样品分别测定其密度、馏程、运动粘度、结晶点、闪点、实际胶质等核心指标,并研究掺混比例和指标点的关系,在此基础上探讨混合油品对GJB 8087—2013《液体火箭发动机用煤油安全应用准则》的适用性。结果表明,两种煤油可任意掺混,各种理化性能均满足使用要求,掺混后的煤油无激励源时不发生化学变化,且呈互溶状态,可长时间放置。两种煤油中链烷烃、环烷烃、芳烃均属于弱极性物质,根据相似相溶原理,相互溶解性好,以任意比例掺混后,长时间放置也不会存在分层等现象。研究结果可为液氧煤油发动机试车及靶场加注时两种煤油能否掺混提供依据,对降低用户油品替换成本具有参考价值。     

预冷空气类动力系统发展历程浅析

预冷空气类动力系统是当前高超声速领域研究的热点,是未来两级入轨可重复运载器的一级和临近空间高超声速投放平台的理想动力方案。通过查找国内外公开文献,回顾了预冷空气类动力系统的发展历程,介绍了各个阶段的典型方案与研究成果,分析了各个方案演变过程和可能原因,重点比较了引入氦作为中间介质的预冷空气类发动机循环方案的差异。分析表明:各种方案改进的最主要目的是提升空气预冷效率,降低冷却消耗的燃料,提升发动机的综合性能;当前国内外的相关研究工作已经由最初液化循环转变为深冷循环,再到以SABRE4为代表的适度冷却方案;在保持系统性能最大化的前提下,结合当前技术水平,增加系统可行性,加快从方案论证向部件集成及试验验证转变的步伐。     

Broad-search algorithms for the spacecraft trajectory design of Callisto–Ganymede–Io triple flyby sequences from 2024 to 2040, Part II: Lambert pathfinding and trajectory solutions

Triple-satellite-aided capture employs gravity-assist flybys of three of the Galilean moons of Jupiter in order to decrease the amount of ΔV$\mathrm{\Delta }V$ required to capture a spacecraft into Jupiter orbit. Similarly, triple flybys can be used within a Jupiter satellite tour to rapidly modify the orbital parameters of a Jovicentric orbit, or to increase the number of science flybys. In order to provide a nearly comprehensive search of the solution space of Callisto–Ganymede–Io triple flybys from 2024 to 2040, a third-order, Chebyshev's method variant of the p-iteration solution to Lambert's problem is paired with a second-order, Newton–Raphson method, time of flight iteration solution to the _V∞$V_{\infty }$-matching problem. The iterative solutions of these problems provide the orbital parameters of the Callisto–Ganymede transfer, the Ganymede flyby, and the Ganymede–Io transfer, but the characteristics of the Callisto and Io flybys are unconstrained, so they are permitted to vary in order to produce an even larger number of trajectory solutions. The vast amount of solution data is searched to find the best triple-satellite-aided capture window between 2024 and 2040.     

In situ dating on Mars: A new approach to the K–Ar method utilizing cosmogenic argon

Cosmogenic argon isotopes are produced in feldspars via nuclear reactions between cosmic rays and Ca and K atoms within the lattice. These cosmogenic isotopes can be used as proxies for K and Ca, much like nuclear reactor-derived ³⁹Ar and ³⁷Ar are used as proxies for K and Ca, respectively, in ⁴⁰Ar/³⁹Ar geochronology. If Ca and K are uniformly distributed, then the ratio of radiogenic ⁴⁰Ar (⁴⁰Ar^?) to cosmogenic ³⁸Ar or ³⁶Ar (³⁸Ar_cos or ³⁶Ar_cos) is proportional to the difference between the radioisotopic and exposure ages, as well as the K/Ca ratio of the degassing phase. Thus cosmogenic, radiogenic, and trapped Ar isotopes, all of which can be measured remotely and are stable over geologic time, are sufficient to generate an isochron-like diagram from which the isotopic composition of the trapped component may be inferred. Such data also provide a means to assess the extent to which the system has remained closed with respect to ⁴⁰Ar^?, thereby mitigating otherwise unquantifiable uncertainties that complicate the conventional K–Ar dating method.