热防护材料在火箭羽流正冲条件下烧蚀性能的研究

在固体火箭的发射技术中，常常涉及处在火箭羽流冲刷下发射装置表面热防护材料的烧蚀问题，技术人员需要了解材料的烧蚀机理及其速度的予测。为此，本文对热防护材料在火箭流正正冲条件下的一无是处地理论分析与实验研究，并提出了一种能予估材料烧蚀性能的计算方法，计算结果与实例相符。     

三硅醇苯基POSS复合聚酰亚胺薄膜的制备与抗原子氧侵蚀性能研究

低地球轨道上运行的航天器表面材料尤其是聚合物材料极易受到原子氧侵蚀。以三硅醇苯基笼型聚倍半硅氧烷（TSP-POSS）为填料,以PMDA-ODA型聚酰亚胺（PI）为基体,通过机械共混法制备一系列复合薄膜,系统研究TSP-POSS的引入对复合薄膜耐热性能、光学性能以及抗原子氧侵蚀性能的影响。结果表明:TSP-POSS与PMDA-ODA型聚酰胺酸（PAA）具有良好的相容性,复合溶液均匀,储存稳定性优良;PAA/TSP-POSS复合溶液热酰亚胺化后形成的PI/TSP-POSS复合薄膜在TSP-POSS含量（质量分数）低于25%时可保持良好的均匀性;TSP-POSS的加入可在一定程度上提高复合薄膜的光学透明性,且对复合薄膜耐热性能的影响较小;引入TSP-POSS可以显著提高PMDA-ODA薄膜的抗原子氧性能,经受累积注量达4.02×1020 atoms/cm2的原子氧侵蚀后,TSP-POSS含量为25%的复合薄膜的原子氧剥蚀率为2.2×10-25 cm3/atom,仅为不含TSP-POSS薄膜的7.33%。     

无喷管助推器喉部侵蚀燃烧规律研究

将X射线高速实时荧屏分析技术用于无喷管助推器的地面试验中,获得了助推器喉部燃面的退移规律,并由此获得了瞬时燃速和侵蚀比.研究表明,无喷管助推器在工作过程中,喉部燃速呈线性下降趋势,侵蚀比约从1.8降低到0.5.对文中研究的推进荆,在1000 m/s燃气流(喉部)的作用下,当压强大于2.1 MPa时,侵蚀比大于1,并随压强的增大而增加;当压强小于2.1 MPa时,出现负侵蚀现象.文中研究结果为无喷管助推器的性能预示提供了参考.     

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.      

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。     

TiO2-有机硅热控涂层对空间聚合材料的防护

在原子氧 (AO)地面模拟设备中对空间材料Kapton及TiO2 有机硅热控涂层进行原子氧剥蚀效应试验。用LAMBDA 9分光度计、光电子能谱 (XPS)、红外光谱 (FTIR)和扫描电镜 (SEM )研究了原子氧 (AO)对Kapton侵蚀机理及对其表面涂覆的TiO2 有机硅热控涂层的防护作用进行了表征。AO对Kapton表现了较严重的侵蚀作用 ,而所施用的TiO2 有机硅热控涂层的表面形貌则变化甚少 ,实验表明 ,该涂层对AO辐照有较强的防护效果、较好的空间稳定性和热控性能。     

粒子侵蚀问题的研究

固体火箭发动机排出的高温、高速燃气对热防护材料有很大的侵蚀作用,特别是燃气中的氧化铝粒子对材料的侵蚀起主要作用。为此,本文对粒子侵蚀问题做了理论分析和实验研究;提供了一个用以计算粒子侵蚀速度的方法和公式。最后的算例表明,此方法可行,并具有足够的精度。     

半潜入喷管收敛段碳/酚醛材料烧蚀特性

采用流固热耦合数值方法,以及Abaqus的ALE（arbitrary Lagrangian-Eulerian,任意拉格朗日欧拉方法）自适应网格技术,对位于半潜入喷管收敛段的碳/酚醛的烧蚀现象进行了预估,与试验结果进行了对比分析。结果表明:在收敛段,Al/Al₂O₃液滴或颗粒对材料的传热烧蚀起到了关键作用,当气流与材料表面平行时,液滴或颗粒的影响很小;从碳/酚醛热分解角度出发,基于完全碳化即被剥蚀的假设,基本能够预估碳/酚醛材料的烧蚀特征,烧蚀速率大约为0.3 mm/s;后效碳化对材料碳化过程的影响明显,发动机工作期间,分解层的厚度大约为2.0 mm,考虑后效作用,分解层厚度可能会增加至4.0 mm左右;与喉衬接触的材料区域,喉衬的传热会明显加剧材料的碳化过程。      

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。     

粒子侵蚀潜入喷管端头的质量损失率计算

粒子侵蚀对潜入式喷管端头的影响非常明显,已引起了喷管设计人员的关注。本文介绍了粒子侵蚀喷管的烧蚀计算。分析与计算结果表明,对喷管潜入段端头区主要是粒子侵蚀(即机械剥蚀)造成的质量损失,热化学烧蚀仅占总损失量的25%左右。喉道区及扩散段,则为热化学烧蚀。计算结果表明:粒子侵蚀引起的质量损失与粒子速度、粒子半径、粒子冲角有关。粒子半径越大,造成的质量损失越大,粒子冲角越大,造成的质量损失也越大,而冲角的影响作用更明显。对有粒子侵蚀时典型喷管的烧蚀计算结果与试验测量结果比较表明,用本文提供的方法所得到的理论计算值与试验测量值符合较好,能满足工程设计的需要。