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相似文献
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1.
本文采用两方程模型分析了C/C材料在再入过程中的烧蚀机制,推导了再入过程中双控制下的烧蚀计算公式,并计算了温度在1200K~3500K范围内C/C材料的烧蚀率分布,从而提出了C/C材料在再入过程中各种控制所适用的统一准则,合理地确定了C/C材料在再入过程中各种控制发生的温度范围,本文提出的分析方法还可以推广到碳基材料喷管的热化学烧蚀计算中。  相似文献   

2.
利用以星型交流电弧加热器为核心的地面模拟系统对三维5D编织炭/炭复合材料的烧蚀行为进行了考核,通过对材料烧蚀表面温度、形貌的在线实时监测及烧蚀后微观结构的观察,研究了该类材料的烧蚀行为.研究发现:三维5D编织炭/炭复合材料的烧蚀是热化学烧蚀和机械剥蚀的综合作用,构件边缘区域以机械剥蚀为主,中心区域表现为热化学烧蚀和机械剥蚀相互耦合,没有明确的分界;基体炭与炭纤维的抗烧蚀性能相差较大,炭纤维的抗热化学烧蚀性能、抗机械剥蚀性能明显高于基体炭,烧蚀后试件烧蚀表面仅剩下凸起的纤维束骨架结构;三维5D编织炭/炭复合材料的烧蚀性能表现出较强的各向异性,在轴向体现为单根纤维失去周围基体支持而发生剥离,抗烧蚀性能相比较好;在径向体现为烧蚀表面脱层,抗烧蚀性能相比较差.  相似文献   

3.
分别使用固体和液体火箭发动机实验系统对C/SiC陶瓷基复合材料的烧蚀性能进行了考核实验,主要研究了烧蚀时间、粒子和温度对材料烧蚀性能的影响。实验结果表明:随着烧蚀时间加长,材料烧蚀性能有明显下降趋势;温度高于2 973 K时,烧蚀明显加剧,且温度越高烧蚀越严重;强氧化燃气环境下,大量的H2O加剧了材料的热化学烧蚀。  相似文献   

4.
粒子侵蚀对C/C材料烧蚀性能影响研究   总被引:2,自引:0,他引:2  
为了研究粒子侵蚀对C/C喉衬烧蚀性能的影响,文章首先对烧蚀发动机内流行数值模拟,获取粒子运动轨迹,得到粒子撞击收敛段及喉部的速度、角度和浓度,为粒子侵蚀提供表征参数;同时进行地面小型发动机含铝/无铝对比烧蚀试验。利用扫描电镜和三维微观成像等测量手段进行喉衬微观烧蚀形貌的研究。通过数值模拟和烧蚀试验结果分析:①在小喉径条件下有无粒子侵蚀对C/C材料的烧蚀率影响不大,热化学烧蚀后的纤维单丝比有粒子侵蚀的要尖锐,基体表面上未出现粒子侵蚀的明显痕迹;②粒子以碰撞的模式作用于喷管的收敛段,以磨蚀的模式作用于喷管的喉部及扩张段;且收敛段以粒子侵蚀为主,喉部和扩张段以热化学烧蚀为主。  相似文献   

5.
纤维和SiO_2填料对EPDM绝热材料烧蚀性能影响的实验研究   总被引:2,自引:0,他引:2  
EPDM绝热材料中的纤维和SiO2填料是影响其烧蚀性能的重要成份,为了充分认识纤维和SiO2填料对炭层形成及结构状态的影响,了解其抗烧蚀作用机理,并为建立EPDM烧蚀模型提供实验依据,文章对EPDM基本配方、无纤维和无SiO2的EPDM配方绝热材料在实验发动机中进行了烧蚀实验,比较分析了其炭层结构特点和烧蚀率,得出纤维对炭层的固结作用增强了抗气流和粒子冲刷能力;SiO2在高温下熔融对炭层孔隙具有包覆和填充作用,可固结炭层、缓解高温燃气流渗入,从而起到抗烧蚀的作用。  相似文献   

6.
碳/酚醛复合材料烧蚀过程热应力分析   总被引:1,自引:0,他引:1  
为了评价防热材料的烧蚀性能,利用有限元软件ANSYS对碳/酚醛复合材料烧蚀过程中热应力的分布与演化规律进行了数值模拟.计算了恒定热流边界条件下材料的瞬态温度场和热应力场,采用蔡-希尔准则对材料热解区进行了破坏分析.数值计算结果与试验测试及图像分析结果的比较表明,随烧蚀过程的进行,材料热影响深度逐渐增大,温度梯度减小;材料热解区存在因热膨胀引起的热应力峰值,并随烧蚀过程逐渐后移,热应力是导致材料裂纹产生并扩展的主要原因.  相似文献   

7.
氧乙炔烧蚀装置主要用于绝热材料、耐烧蚀材料,柔性材料、包覆材料科研优化筛选配方,以及上述材料在生产中进行生产质量控制.氧乙炔烧蚀装置以稳定的氧乙炔焰流(3000℃左右)为热源,通过计算机控制,可精确地测出绝热材料、耐烧蚀材料、柔性材料、包覆材料等的绝热指数、线烧蚀率、质量烧蚀率等参数  相似文献   

8.
低密度烧蚀材料研究进展   总被引:5,自引:1,他引:4  
随着深空探测任务发展,飞船返回舱和星际探测器的大底和侧壁等部位的高热流密度、高焓值和长气动加热时间的热环境对热防护系统及材料的气动外形保持能力、轻量化、防热效率、隔热性能和长时间服役能力提出了更高的要求,使得具有烧蚀、隔热性能优异和结构重量轻等特点的低密度烧蚀材料备受关注.文章系统总结了低密度烧蚀材料的特点和发展历程,介绍了国内外蜂窝增强和纤维化多孔基体增强两类低密度烧蚀材料的研究进展及实际应用现状,重点介绍了蜂窝增强硅橡胶、蜂窝增强酚醛树脂和蜂窝增强有机硅树脂低密度烧蚀材料,以及硅树脂浸渍可重复使用陶瓷基体烧蚀材料和酚醛浸渍碳烧蚀材料为代表的轻质陶瓷烧蚀材料.针对我国发展新一代载人飞船的近地轨道、载人登月、载人登小行星、载人登火星等任务模式热防护系统的特殊需求,介绍了国内为新一代多用途载人飞船轻量化热防护系统研制所做的基础研究和应用研究.最后,分析了低密度烧蚀材料的国内外的技术差距并探讨了我国低密度烧蚀材料发展展望.  相似文献   

9.
防热复合材料高温体积烧蚀模型   总被引:6,自引:0,他引:6  
分析了防热复合材料在高温烧蚀过程中所发生的物理-化学变化;根据能量和质量守恒定律,建立了防热复合材料的体积烧蚀模型,并对某碳/酸醛复合材料的烧蚀过程进行了数值模拟。结果表明,材料的烧蚀不仅与温度而且与升温速率相关;升温速率越大,达到相同烧蚀温度时的烧蚀量减小,烧蚀过程中温度的渗透速度减慢,温度梯度减小。材料内部孔隙中气体的压力影响区域较温度的影响区域小,最大压力点随时间增加逐渐内移,最大压力相应增大。  相似文献   

10.
使用廉价的三价铁Fe2O3为铁源,以蔗糖为还原剂和导电剂,通过热还原法制备了LiFePO4/C复合材料。运用TGA—DAT曲线对反应机制进行了分析,利用X射线衍射(XRD)、扫描电镜(SEM)、恒流充放电和循环伏安测试等测试手段对不同覆碳量合成材料进行了表征和电化学性能检测。结果表明:所合成的LiFePO4均为纯相,其中含碳1.07%的样品0.2C倍率下的放电比容量为143.32mAh/g。  相似文献   

11.
根据底排-火箭复合发动机的结构特点,在合理选择底排药剂与火箭药剂性能参数的基础上,进行了理论分析计算和实验.结果表明:采用拉瓦尔喷管的复合发动机,完全能满足底排药剂燃烧产物以亚音速从拉瓦尔喷管喷出而火箭药剂燃烧产物却能以超音速喷出这一条件,从而达到提高复合增程弹增程率的目的.  相似文献   

12.
固体火箭发动机的喷管与燃气接触的表面常常喷涂一层绝热材料,如氧化铝.在高温燃气的冲刷之下,这涂层往往受到不同程度的烧蚀,因此,该状态下的传热分析属于移动边界传热问题.本文针对这一事实建立了有限元计算模型,并获得了该状态下的喷管壁温以及涂层在不同时刻下的烧蚀厚度与烧蚀速率.  相似文献   

13.
考虑热辐射作用的燃速相关性   总被引:1,自引:0,他引:1  
本文以复合固体推进剂凝相燃烧模型为基础,发展了一种考虑热射辐对燃面作用的理论模型,得到了预示药条、缩比和全尺寸发动机燃速相关的半经验方法。对外加热辐射的四种复合推进剂和三种复合推进剂的药条、φ152mm与φ300mm发动机的燃速相关性进行了预示,结果与实验值相一致。该燃速相关方法可用于工程设计。  相似文献   

14.
当前固体火箭发动机推力测试中人工处理数据误差大,效率低等缺陷.在采用GJB770-2005发动机静止实验法的基础上,组建基于内插式A/D采集卡的PCI总线测试系统,通过分析固体火箭发动机测试的工作时间、采样速率以及精度要求等,提出了一种固体火箭发动机推力曲线自动处理算法.通过仿真实验表明,设计的固体火箭发动机推力测试系统数据处理算法正确可行,解决了推力数据处理中手工作图法效率低、随机性大等缺点,和手工数据处理方法进行对比,其推力各参数测试精度在1.5%以内,且测试稳定性好,实现了固体火箭发动机出厂检验的自动化测试.  相似文献   

15.
固体火箭发动机总体设计   总被引:1,自引:0,他引:1  
固体火箭发动机是非常复杂的系统,在武器系统设计中有举足轻重的作用.发动机性能指标主要通过试验来测试,针对目前发动机测试系统的复杂性及测试数据的可靠性现状,基于数值仿真对固体火箭发动机总体性能进行了分析.采用四阶龙格库塔法对固体火箭发动机进行了装药设计和内弹道计算,利用有限体积法和线性粘弹性理论进行了燃气冲刷初始装药通道仿真计算及装药在低温和承压下结构完整性分析.结果表明:数值计算结果与试验数据较为一致,该分析方法可对新产品研制、论证具有一定参考价值.  相似文献   

16.
对Q345钢板进行等离子喷焊表面处理,通过正交实验优化了Q345表面处理的最佳工艺参数,优化的喷焊工艺为电流60 A、焊枪行走速度20 mm/min、送粉量为35 %、离子气流量为1.2-1.4 L/min、保护气流量为10-12 L/min。结果表明,Q345基板的组织正常,为珠光体+铁素体组织,热影响区处金相组织仍为珠光体+铁素体,喷焊层组织为铁基体及共晶(Cr,Fe)7C3相。其中,喷焊层中的ZrC可以作为铁基体的异质核心,细化了铁基体晶粒尺寸,力学性能得以大幅提高。对最优工艺制备的复合板进行冲击试验测得其冲击韧度为192.8 J/cm2,在冲击过程中高强层的断裂方式为准解理断裂;在基体层位置处断裂方式为解理断裂。  相似文献   

17.
The aim of this investigation is to research the initial ignition of the underwater-launching solid rocket motor. The MIXTURE multiple-phase model was set to simulate the initial ignition. The water vaporization was researched and the energy transfer was added to the energy equations. The flow field and the vaporization were calculated coupled. The initial ignition process of the underwater solid rocket motor is obtained and the vaporization influence to the underwater launching is analyzed. The "neck", "inverted jet" and "eruption" phenomenon of the bubble are observed. The bubble increases more rapidly because the steam mass added to the fuel. The temperature is lower considering the vaporization because the steam enthalpy is lower than the fuel enthalpy and the flow field of the initial ignition of the underwater-launching solid rocket motor is accordant well to the reference.  相似文献   

18.
针对固体火箭发动机地面试验测量系统的可靠性评估问题,介绍修正极大似然和序贯压缩相结合的方法(CMSR),将CMSR方法实际应用到固体火箭发动机地面试验测量系统的可靠性分析中,并依据试验数据计算出系统的可靠性置信下限。  相似文献   

19.

固体火箭发动机内三维药柱燃烧的瞬态拟一维流场仿真

段娟1,2,熊永亮1,2,胡宁东1,2

(1.华中科技大学 力学系,武汉 430074;

2.湖北省工程结构分析与安全评定重点实验室,武汉 430074)

创新点说明:

开发了固体火箭发动机内弹道混合维度求解器——耦合三维水平集法与一维TVD-MacCormack法降阶求解三维固体药柱燃烧退移时的瞬态流场及主要性能参数,该求解器可计算出较高精度的流场参数。

研究目的:

利用拟一维可压缩流场代替三维瞬态流场,并耦合三维水平集法从而降低固体发动机瞬态仿真的计算量,为进一步研究与指导设计提供可行性指导。

研究方法:

文中利用水平集法来捕捉三维药柱的实时界面并以此确定流场计算域,同时利用一维流场代替三维流场可大大节省计算成本,其原理是因为在药柱燃烧过程中径向和周向的流场参数变化对内部流场的影响相对较小。水平集法利用五阶WENO格式的有限差分进行离散,一维流场使用TVD-MacCormack法进行求解。耦合方法中考虑了药柱燃烧速率和喉部烧蚀对流场参数的影响。

结果与结论:

使用三维水平集耦合一维流场法可以准确高效地计算出药柱退移过程中的流场参数。为实际三维发动机整体工作过程仿真提供可行性实施方案。

关键词:瞬态可压缩流场求解器,固体火箭发动机内弹道仿真,水平集法,固体火箭发动机

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20.
探索固体火箭发动机燃烧工作过程的图形仿真技术,将药型的几何型体结构分解为基本的宏观特征体素,并且提出了建立数学模型的思路,模型设计过程,设计数据结构的原则,进行了参数化设计的软件系统工作过程及实施结果。  相似文献   

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