干耦合超声检测技术在某火箭发动机喷管在役检测中的应用

应用干耦合超声检测方法对某火箭发动机喷管进行了在役检测试验,验证了干耦合超声检测技术对该火箭发动机喷管的在役检测能力。结果表明,干耦合超声检测方法能够有效地检测出该型号发动机喷管中20 mm以上的脱粘缺陷,满足在役检测要求。自动与手动,两种检测方法的检测能力相当,但在操作方式和工作效率等方面各有优劣。     

3000℃高温拉伸试验装置研究

尖端科学技术的飞速发展,对难熔金属和金属陶瓷材料的使用日益迫切。对其性能的要求也很严峻,如固体火箭发动机用的喷管喉衬,不仅要承受高温、高压、高速气流的作用,还必须经受严重的烧蚀考验。因此,这种材料应具有相应条件下的机械、物理以及热力学等性质。但是,这些性能的测定、用普通的方法和设备是无法完成的。     

固体火箭发动机部件的损伤探测

固体火箭发动机缺陷主要包括燃烧室缺陷和喷管缺陷,这些缺陷在火箭发动机燃烧时将产生"超"燃烧表面,对发动机构成极大威胁。国内外用于固体火箭发动机缺陷的诊断探测方法主要有射线计算机断层扫描法(工业CT技术)、超声波脉冲发射法、低频超声检测方法、声-超声检测技术以及激光全息(散斑)无损检测法。这些方法都有其独特的针对性和特点,针对不同型号的发动机,可以综合应用多种方法对发动机进行无损检测。另外,检测设备的计算机化和配套建设,检测结果的定量判断,都将大大提高检测效率。     

固体火箭发动机燃烧室X射线探伤像质计研究

阐明固体火箭发动机燃烧室材料的X射线吸收特性，给出材料线吸收系数的测试方法，提出固体火箭发动机燃烧室X射线探伤像质计类型、材料和放置的建议。认为建立固体火箭发动机燃烧室X射线探伤像质计标准势在必行。     

固体火箭发动机燃烧室X射线探伤中像质计的应用

阐明固体火箭发动机燃烧室材料的X射线吸收特性，给出材料线吸收系数的切向与径向测试方法，提出固体火箭发动机燃烧室X射线探伤像质计类型、材料和放置的建议。认识到建立固体火箭发动机燃烧室X射线探伤像质计标准势在必行。     

C—103铌合金环件工艺研究

一、前言C-103(Nb-10Hf-1 Ti-0.5Zr)铌合金具有较高的高温强度(在1500℃,σ_b≥5.0公斤/毫米~2),和优异的可焊性、成形性、加涂性。它主要用于制造高性能火箭发动机辐射冷却推力室和喷管延伸段。为适应我国宇航科学技术的发展,在研制成功C-103铌合金板、棒材的基础上,对火箭发动机连接法兰环件进行了研制。     

铌合金表面高温抗氧化涂层

介绍了铌合金表面高温抗氧化涂层的4大体系——耐热合金涂层、铝化物涂层、硅化物涂层和贵金属涂层的组成、特点及制备条件。我国研究人员围绕飞机发动机涡轮叶片和火箭发动机燃烧室及尾气喷管用铌合金的防护进行了大量研究工作，研制的高温抗氧化涂层已经用于49kN推力发动机铌合围裙和姿态控制铌合金喷管。通过研究认为，PVD和传统熔烧工艺相结合的新工艺及纳米涂层技术是今后铌合金表面高温涂层制备的研究方向。     

复杂载荷下二元喷管静强度分析

航空发动机二元喷管的型面复杂,在发动机运行过程中受气动力、高温环境等影响,会在一些薄弱环节有一定的强度破坏风险。针对涡扇发动机大幅减重改进后的二元喷管,开展复杂环境载荷条件下的静强度分析,综合考虑高温、气动力、重力以及多方向综合过载。结果表明:二元喷管的减重优化设计满足强度要求;发动机气动力影响将大幅提高二元喷管最大应力值;最大应力出现在二元喷管圆转椭圆的加强筋处。相关研究结果可为二元喷管结构设计提供有效参考。     

铂族金属的高温机械性能——超高温下的应力—断裂强度及蠕变行为

铂族金属,尤其是铂、铑和铱,熔点高、化学稳定性优良、抗熔融氧化物的侵蚀,因而在航天领域（如小型火箭发动机、火箭喷管等）、优质玻璃和玻璃纤维的制备中是不可缺少的高温材料． 铂及其合全的高温性能在应力一断裂试验中,给材料加载测定断裂的时间．以名义应力为纵坐标,断裂时间为横坐标,绘制双对数坐标曲线,获应力断裂曲线,此曲线通常近似为直线．比较 １７００℃下含１０％一３０％铑、铱的怕会金,及１６００℃纯铂的应力断裂曲线,用外推法确定一定时间（如１０ｈ）时的应力一断裂强度．结果如下：（１）合金元素含量增高,铂…     

小推力液体火箭发动机用铱/铼材料体系研究进展

概述了当前小推力液体火箭发动机用铱/铼材料体系研究和应用进展。随着对发动机性能要求的提高,研制出耐高温性能更好、质量更轻的新型铱/铼材料体系,并将它们应用于发动机燃烧室的制造是提高发动机技术水平的有效途径。     

多孔钨的研究

(一)引言随着空间科学的发展,出现了长寿命、低推力的离于火箭发动机。离于火箭发动机有铯接触型和汞轰击型两种。多孔钨作为汞(铯)汽液分离的汽化器是离子火箭发动机的关键材料之一。因为它与液汞(铯)不浸润,而且在使用几万小时以后的腐蚀可以忽略不计。所以多孔钨是目前较理想的汽化器材料。对多孔钨汽化器的性能有三个要求。一是要有较大的透气系数(transmission coebbicient)一般     

30CrMnSiNi2A钢螺钉断裂分析

固体火箭发动机燃烧室壳体进行水压爆破试验,未到规定的破坏压强时,喷管固定螺钉即发生断裂。通过断口宏微观观察、金相组织检查、硬度检测、氢含量测定及改进措施验证,确定了螺钉断裂性质和原因。结果表明：螺钉的断裂性质为氢致脆性断裂,断裂原因并非由于氢含量过高,主要是由于螺钉材料的抗拉强度偏高,增大了螺钉的氢脆敏感性。将螺钉的热处理规范由常规热处理改为等温淬火工艺后,螺钉的氢致脆性断裂得到了有效预防。     

航天用高温铌合金研究进展EI北大核心CSCD

与其他种类的高温合金相比,高温铌合金具有密度低、高温(600~1600℃)比强度高、冷热成形性能优良、焊接性能好等优点,可以加工成形薄壁和复杂形状的零件,用来制造火箭发动机、卫星、宇宙飞船和导弹的姿态控制/轨道控制发动机的推力室身部延伸段等部件,是航天结构件的重要候选材料之一。为了满足航天发动机的需求,我国相继在美、俄铌合金的基础上仿制研发了多种火箭发动机用铌合金结构材料,其中使用最多的是C-103和Nb521合金。本文对铌合金的分类、航天用铌合金的发展、应用及进展情况进行了综述。针对应用较为广泛的C-103、PWC-11、Nb521合金及在研的低密度铌合金进展情况进行了重点介绍,并讨论了航天用铌合金研究目前存在的问题,对未来发展更高强度、更高强韧性和轻质化的新型铌合金,以及更高温度、长寿命的高温抗氧化防护涂层的研究方向进行了展望。     

镍基复合材料及其它基体的复合材料的应用

镍基复合材料主要用于液体火箭发动机中的全流循环发动机。这种发动机的涡轮部件要求材料在一定温度下具有高强度、抗蠕变、抗疲劳、耐腐蚀、与氧相容。在目前正在研制的系统中,这些部件选用镍基高温合金。虽然用SiC颗粒或纤维增强的复合材料可以达到高强度、高刚度和抗蠕变。但在全流循环发动机的富氧驱动气体环境下,这些材料不能兼顾与氧的相容性。发动机起动瞬变过程的热冲击环境,排除了涡轮叶片采用加涂层的材料系的可能。因此,用整体材料制作的涡轮叶片,必须经受住富氧燃烧产物所形成的环境。因为涡轮部件和涡轮盘在大约9min运行…     

铼/铱发动机喷管研究最新进展

Re/Ir发动机是美国研制成功的应用于空间飞行器的第三代高性能发动机.作者对Re/Ir发动机的核心部件-Re/Ir喷管研究的国内外进展进行了简要的评述,内容包括:Re和Ir的性能;Re和Ir的CVD制备;Re/Ir喷管的制备;Re/Ir喷管的连接以及发动机工作寿命等.     

高强铝合金7A52喷管锥段剪切旋压数值模拟研究

喷管锥段是火箭发动机能量转化和推力向量控制机构,一般采用剪切旋压加工。采用ABAQUS有限元软件,建立了高强铝合金7A52锥形件剪切旋压模型;采用单一变量法,分析了旋压间隙、旋轮进给比、旋轮圆角半径对锥形件剪切旋压壁厚差的影响,为锥形件的制造提供一定的指导。     

东北特钢成功生产GH600高温合金薄带填补国内空白

<正>东北特钢集团成功生产出厚度为0.05mm GH600高温合金薄带,产品各项性能指标均满足军工标准要求,该产品的成功生产,填补了该类产品国内生产空白。GH600属于镍基固溶强化型高温合金,该合金在800℃以下具有较好的热强性和高塑性,在1 000℃以下具有良好的耐高温腐蚀和抗氧化性能,可用于制作火箭发动机喷管延伸段,航空发动机高压压气机,高压导向器叶片孔板、封片,反应堆控制棒等。据了解,该产品为某航空发动机客户     

铜基复合材料的应用

铜基复合材料在火箭发动机上的应用,比铝基复合材料更有限,铜有两种性能吸引火箭发动机部件用它作为基材：与氧的相容性和高的导电性。与氧的相容性是气流循环发动机的氧化剂PMDs所必需的。在气流循环里,氧涡轮泵壳体和导管将直接与高温富氧气流接触。这些应用场合也需要高温强度和抗蠕变性能。对于某些应用,密度小于7.5g/cm3的材料在260℃的强度需要达到413MPa,与铝基复合材料一样,铜基复合材料也必须开发近终形加工技术。铜的导热应用主要是推广室内衬。内衬内侧暴露在20MPa燃气中,外侧是低温推进剂,以前为导热应用而研制的复…     

TiB2-Cu-Ni梯度功能材料的抗烧蚀行为

采用燃烧合成与同时致密化技术制备了TiB2-Cu-Ni5层金属-陶瓷梯度功能材料。利用扫描电镜(SEM)、电子探针(EPMA)等方法对梯度材料的成分及烧蚀前后的微观组织形貌等进行了检测，用等离子火炬电弧加热器对材料进行加热来考察梯度材料的抗热震性能以及抗烧蚀性能。结果表明，梯度功能材料各层之间的界线已经模糊，层与层之间的结合较好；梯度材料在瞬间加热时和瞬间冷却时均未出现崩裂，烧蚀后表面没有裂纹产生，说明该梯度材料具有优异的抗热震性能；烧蚀20S后，梯度功能材料烧蚀后的质量损失仅为0．5g，说明梯度功能材料具有良好的抗烧蚀性能。梯度材料的抗烧蚀机理为金属粘接剂的挥发损失、热化学烧蚀和机械冲刷。该梯度材料在固体火箭发动机的喷管、喉衬等部件上有广阔的应用前景。     

火箭发射台用热防护涂层材料的应用研究

目的通过双层涂层材料结构,获得综合性能优良的适用于火箭发射台表面的热防护涂层材料。方法以环氧树脂为底层基体材料,加入不同的助剂,再以有机胶为表层基体材料,加入填料和助剂,制备出一种用于火箭发射台的热防护涂层材料。通过附着力和弹性模量对热防护涂层的力学性能进行研究,通过小型发动机烧蚀试验对热防护涂层的热学性能进行研究。最后,通过将热防护涂层涂覆在火箭发射台上,考察研制的热防护涂层经火箭发射后的实际使用效果。结果经测试,热防护涂层材料的附着力达到5.35 MPa,弹性模量为446.72 MPa。当涂层厚度为15 mm时,金属背面温度最高不超过40℃。热防护涂层材料线烧蚀率的平均值为0.515 mm/s。将所研制的热防护涂层材料在国内某火箭发射台上进行使用,使用结果表明,该热防护涂层材料能够承受火箭发射时尾焰的燃气流冲刷,涂层的脱落面积不超过总涂覆面积的10%。结论所研制的热防护涂层材料可以在火箭发射台上使用,并且使用效果良好,起到了保护火箭发射台的作用。