新型防热抗烧蚀材料在火箭喷管上的应用

研制出了高碳化率的新型烧蚀树脂Ｓ－１５７酚醛和Ｓ－１５８有机硅改性酚醛，其玻璃纤维复合材料应用于高工作压力固体火箭发动机烧蚀冲刷喷管，满足了使用要求。     

固体火箭发动机喷管用烧蚀隔热材料研究进展

介绍了固体火箭发动机喷管用烧蚀隔热材料的研究进展，喷管受热分析，指出了先进复合材料的发展趋势，提出碳／酚醛复合材料在制造低成本的发动机喷管中仍有重大使用价值。     

固体火箭发动机长尾管烧蚀机理研究

长尾管的热防护问题是端面燃烧固体火箭发动机研制中最突出的技术关键之一。本文从理论分析、流场计算和实验研究三个方面研究了端面燃烧固体火箭发动机长尾管的热防护问题。揭示出造成长尾管内衬材料局部烧蚀增强的主要机理。数值计算给出了燃气在长尾管内的流线图、压力、温度、密度、湍动能以及湍动能的耗散率。测定了型号发动机在热试车时长尾管壳体外壁面温度分布，以及试车后内衬材料的烧蚀与碳化厚度。另外，还专门设计了模拟     

过载条件下固体火箭发动机内流场及绝热层烧蚀研究

为了研究过载对发动机内流场和绝热层烧蚀的影响规律,对过载条件下的固体火箭发动机开展了数值仿真和旋转过载试验。仿真与试验结果表明,过载量值和含铝量是影响过载条件下固体火箭发动机粒子聚集浓度分布及绝热层严重烧蚀区域的主要因素,在进行发动机设计时应综合考虑,以保证发动机工作的安全性、可靠性。     

固体火箭发动机长尾喷管内衬烧蚀流场分析

为了给固体火箭发动机长尾喷管的热防护设计和改进提供理论依据和有益的参考,文中通过解剖某固体火箭发动机长尾喷管试验残骸,并对长尾喷管内衬残骸进行了测量和分析,给出了长尾喷管内衬的烧蚀规律。利用流场仿真的方法对长尾喷管流场进行了理论计算和分析,分析了长尾喷管内衬的烧蚀机理,分析表明凝相粒子的侵蚀是长尾喷管内衬局部烧蚀严重的主要原因。     

某固体火箭冲压发动机绝热层传热烧蚀数值仿真研究

建立补燃室三维流场燃烧模型,并针对轴向不同位置的缺陷对补燃室内燃烧及流动进行了数值模拟,结果表明,缺陷越靠近化学反应区,燃烧场的温度变化越明显;然后根据流场计算结果对补燃室绝热层烧蚀过程进行了有限元数值计算,得到绝热层内部的温度场和应力场,并将应变作为绝热层脱落的依据,成功模拟出凹坑的形成与变化过程.     

TiB_2-W-Cu复合材料的导电/抗烧蚀性能研究

通过"冷等静压成型-还原气氛烧结-形变强化"工艺制备得到TiB2-W-Cu复合材料致密样品,通过多次形变强化的方法提高铜基复合材料的硬度,并采用硬度计、电烧蚀装置等设备测试所制备的铜基纳米复合材料样品的硬度、软化温度、导电性以及电弧烧蚀等性能指标。样品的平均电导率4.76×103 S/m、硬度HV=142、软化温度≥950℃、电弧烧蚀≤40μg/C。     

固体主发动机喷管抗烧蚀和热防护材料及部件生产实践

固体推进剂新配方的研制和装药形式的优化，对喷管的工作条件产生显著影响．也对喷管材料提出了更高的要求。对喷管抗烧蚀和热防护材料及部件生产实践的研究表明，碳－碳复合材料除具有很高的抗烧蚀稳定性外，还具有良好的物理机械性能，而存在于喷管设计中一些问题，诸如热防护元件初始厚度的确定、各种材料的多层结合与密度差异、超声波阻尼因子较大等，也可以通过无损检测手段，实行质量控制加以解决。     

推进剂用室温硫化硅橡胶包覆材料的耐烧蚀性能研究

通过对通用硅橡胶热分解机理的分析,提出了改善双组份室温硫化硅橡胶耐烧蚀性能的三条途径。利用所研制的ＲＴＶ－Ｋ胶,考查了４种填料对ＲＴＶ硅橡胶氧乙炔线烧蚀率的影响,并讨论了白炭黑使硅橡胶线烧蚀率增加的原因。     

战术导弹复合材料固体火箭发动机技术的改进

基于新一代战术导弹的要求欧洲动力装置制造公司(SEP)在80年代对复合材料发动机壳体,隔热材料和喉衬材料以及推力矢量控制系统等技术进行了大量的预先研究和试验验证工作。在称为“CRAYON 发动机规划”的战术导弹复合材料固体火箭发动机研究计划中,提出并讨论了许多新方案和新技术。这项固体火箭发动机(SRM)计划是由法国国防部和 SEP 联合投资的,目的是研究具有非常大的长径比、高纵向刚性的壳体以及高的推进剂质量与惰性质量比的高性能复合材料固体火箭发动机。计划的主要验证项目包括:1)力学试验以及验证外壳的坚固度和评估材料的性能;2)厚壁试验以检测推力矢量控制系统和隔热材料的有效性;3)点火试验以逐步验证材料的性能和新方案的可行性。这些试验都是成功的,它为在战术导弹上应用新型固体火箭发动机以极大地提高其弹道性能开创了道路,而且某些技术也能用于弹道式固体火箭发动机,这方面的验证工作也在进行中。详细介绍了设计方案,进行的试验及试验后取得的数据和观察结果。     

光纤传感器在固体火箭发动机中应用的关键问题

针对大规模光纤传感网络在固体火箭发动机复合材料结构损伤及缺陷的快速与实时检测中应用可能遇到的关键问题,从光纤传感器类型的选取、大应变的测量、光纤传感器与复合材料的相容性、光纤传感器网络与传感器布置的设计、大规模光纤传感网络信号的快速处理等5个方面展开分析,在已有研究的基础上,结合自身的研究,提出解决上述5个关键问题的初...     

固体火箭发动机用高性能有机硅烧蚀材料研究

本文讨论了有机硅树脂的结构(R/Si,Me/Ph,分子链形态和共聚单体的组成)对材料热稳定性和烧蚀性能的影响。采用特殊的合成工艺和正确的配方设计,可以合成出具有线型支化结构的树脂。它热失重小、成炭率高、炭化层强度大、耐冲刷性能好。利用填料之间在高温下发生吸热化学反应来设计材料配方,可有效地降低冷壁温度,改善烧蚀性能。     

模拟过载与振动耦合条件下的绝热层烧蚀试验

发展了一种模拟过载与振动耦合条件下的绝热层烧蚀试验方法．研制了试验装置，利用收敛管使颗粒聚集来模拟过载条件下发动机内的高浓度颗粒流．振动通过激振电机、活动台架和弹簧组件来产生。用该试验装置针对5-II材料开展了模拟过载和振动耦合条件下的烧蚀试验．试验工况模拟了飞行高过载（横纵向50g）和振动（频率49．3Hz，加速度幅值12g、频率48．8Hz，加速度幅值15．4g）的耦合状态。试验发现5-II材料试件表面被颗粒冲蚀出了明显的凹坑，烧蚀要比常规条件下的大很多，这主要是由过载造成的。通过分析，认为在文中试验条件下．振动对高浓度颗粒冲蚀产生的绝热层烧蚀有一定的弱化。     

固体火箭发动机性能贮存可靠性及评估方法研究

某固体火箭发动机在我国南方和北方的普通地面库房贮存7～9年后,地面点火试验工作正常,性能稳定。本文用正态性能可靠性的点估计法、区间估计法和单侧置信下限法对贮存固体发动机的性能贮存可靠性进行了评估。     

火箭发动机复合材料壳体爆破压力的计算

根据火箭发动机复合材料壳体的缠绕特点，假定壳体是由宏观上一组正交异性单元一层接一层缠绕制成，由此建立了壳体内三维应力场的分布公式。根据Ｔｓａｉ－Ｗｕ强度准则，采用单层模量退化的方法，计算获得了火箭发动机复合材料壳体的爆破压力。计算结果与实验结果较一致。     

带后翼的固体火箭发动机流场分析

固体火箭发动机药柱经常有一复杂的几何形状，例如翼槽形，以使弹道性能最优化。这些形状形成一个复杂的三维流场，局部增大了推进剂燃烧、喷管烧蚀和绝热层侵蚀。本研究解决了一带１６翼的复杂内孔药形的稳态、三维非粘性流场。为便于计算，模拟了１／１６的发动机几何形状。结果表明，喷管区域存在环形流和旋流。流场分布表明，该区域壁上可能产生非对称热流。翼上的单位质量流率低于预测水平，将引起侵蚀燃烧。     

2D C/SiC复合材料烧蚀性能分析

采用氧-乙炔烧蚀试验研究了2DC/SiC复合材料的烧蚀性能,并对2DC/SiC复合材料在氧-乙炔焰流烧蚀条件下的烧蚀机理和烧蚀物理模型进行了初步探讨。结果表明,密度对材料的烧蚀性能有显著的影响,随着密度的增加,材料的线烧蚀率呈下降的趋势,当密度提高3.4%时,材料的线烧蚀率下降65%。同时,C/SiC复合材料在氧-乙炔条件下的烧蚀机制是热氧化烧蚀、热物理烧蚀和机械冲刷的综合作用。     

C/TaC/C复合材料的烧蚀性能研究

根据TaC和C／C复合材料的物理化学性能及其烧蚀环境推测C／TaC/C复合材料的烧饶机理,并对其抗侵蚀机理及剥蚀进行了讨论,在分析C／TaC/C复合材料烧蚀机理的基础上建立其烧蚀模型。在此基础上利用流体动力学和质量守恒定律等推导出C／TaC/C复合材料质量烧蚀率公式。本文的研究将有助于导弹小型化和精度的提高。