基于流固耦合的固体发动机复合喷管烧蚀型面演变

由于材料烧蚀性能不同,固体火箭发动机复合喷管普遍存在烧蚀台阶,严重影响喷管结构完整性,降低喷管性能。为了预示固体火箭发动机复合结构喷管内不同热防护材料交接处的烧蚀台阶型面演变过程,建立了一种能反映喷管两相流环境下防热材料烧蚀过程的流固耦合计算方法。依据热化学烧蚀与粒子侵蚀机理,考虑瞬态计算中烧蚀型面的退移,模拟了石墨-高硅氧/酚醛复合喷管烧蚀型面演化过程,验证了计算方法的有效性。模拟得到的收敛段烧蚀台阶型面与实验结果吻合较好,扩张段台阶计算深度略低于实验值。仿真结果表明:收敛段受热化学烧蚀与粒子侵蚀共同作用,两种材料粒子侵蚀速率的差异可达0.36 mm/s,是收敛段烧蚀台阶形成的主要原因,扩张段烧蚀台阶的产生仅受热化学烧蚀的影响,交接处退移速率最大差值为0.044 mm/s;烧蚀台阶形成后,拐角处暴露的石墨材料会受到较强的粒子冲刷效应;喷管喉部前端的石墨材料因烧蚀型面变化,喷管实际喉部向出口移动1.96 mm。

固体火箭发动机尾喷管用耐高温复合堵盖设计及性能研究

简要对比国内外固体火箭发动机常见的不同形式尾喷管堵盖设计方案,指出耐高温尾喷管堵盖在高超声速导弹固体火箭发动机上的发展方向,并基于此设计了一种耐高温尾喷管复合堵盖,详细介绍了其设计方法,并利用ABAQUS有限元软件对其进行了打开、受力和隔热性能三维数值仿真分析,且结合地面试验及飞行转级试验对其工作可靠性进行验证。结果表明:该复合堵盖地面冷流打开压强值处于1.65~1.85 MPa之间;在文中所述热环境工况下,复合堵盖倒角处的应力最大值为39.2 MPa,最高背温为38.5℃,设计方案可以满足某型号导弹对固体火箭发动机尾喷管堵盖结构和性能的使用要求,同时也可为其他有类似工况的高超声速导弹上的应用提供参考。

固体火箭发动机喷管用树脂基烧蚀防热材料研究进展

从材料和成型两个方面介绍了树脂基烧蚀防热材料的研究进展情况。主要包括基体材料、增强材料,以及模压、缠绕、铺放与RTM成型工艺的研究情况。

固体冲压发动机喷管用C/C-SiC复合材料

采用"化学气相渗透+先驱体浸渍裂解"(CVI+PIP)混合工艺制备固体冲压发动机用C/C-SiC复合材料喷管内层,综合考查复合材料的微观结构、弯曲性能和抗烧蚀性能以及固冲发动机C/C-SiC喷管内层水压和点火实验。结果表明:复合材料的弯曲强度达到197 MPa,且断裂破坏行为呈现典型的韧性模式;复合材料具有优异的抗氧化烧蚀性能,氧化烧蚀200 s后线烧蚀率仅为0.0063 mm·s-1;研制的C/C-SiC复合材料构件的水压爆破压强为6.5 MPa,表明构件具有良好的整体承载能力;C/C-SiC复合材料喷管内层高温综合性能通过了固体冲压发动机点火实验考核。

钨渗铜喉衬复合结构喷管热-结构耦合分析

为研究某复合结构喷管的传热特性,并计算喷管工作过程中喉衬受到的热应力,针对某型发动机钨渗铜喉衬复合结构喷管,建立了喷管内流场与结构耦合的三维计算模型,采用计算流体动力学软件Fluent对复合结构喷管的稳态流场和传热过程行了数值仿真,得到了喷管的流动参数和固体域温度场计算结果。采用单向流固耦合计算方法,分析了钨渗铜喉衬在不同时刻下的热应力。分析结果表明,喷管固体域温度随时间推进逐渐升高,隔热层最高温度出现在入口等直段,达到约2800 K,喉衬最高温度出现在喉部,达到约2100 K,温度变化率在固体域材料交界面处出现明显间断;喉衬的热应力随温度升高而增大,背壁出现两个明显的压力峰值,大小约为135 MPa和90 MPa;最大应力出现在喷管内壁面喉部附近,大小约为155 MPa。

固体火箭发动机喷管在联合载荷下数值分析

针对大直径固体火箭发动机复合喷管的热结构耦合问题,编写了非均布载荷与非均布对流换热系数子程序,采用三维有限元方法,获取了在热载荷与内压联合作用下热防护材料内部温度场与应力场分布。研究表明,热载荷是引起喉衬应力与壳体应力的主要原因。其次,小界面间隙对热防护材料内部应力强度影响不明显。最后,采用文中数值方法,为喷管界面搭接与缝隙设计提供指导,也可应用于评估喷管热防护与结构强度安全余量。

石墨/AlSi耗散防热材料喉衬烧蚀试验研究

为提高石墨的耐烧蚀性能,利用压力浸渗方法将AlSi合金渗入石墨孔隙中获得石墨/AlSi耗散防热复合材料。利用小型烧蚀实验发动机开展了不同推进剂和压强工况下石墨/AlSi耗散防热复合材料喉衬和C/C喉衬的对比烧蚀试验研究,总结了推进剂铝含量、燃烧室压强对相对烧蚀性能影响,并分析石墨/AlSi耗散防热复合材料的抗烧蚀机理。结果表明,石墨/AlSi耗散防热复合材料喉衬线烧蚀率低于相同状态下C/C材料喉衬的线烧蚀率,其中在铝质量含量5%、压强12.5 MPa工况中石墨/AlSi喉衬线烧蚀率降低92%。分析认为石墨/AlSi耗散防热复合材料的抗烧蚀机理主要为:石墨孔隙内的AlSi合金通过熔化和气化相变吸收热量,降低了石墨基体的热负载;AlSi合金的熔化后在表面形成的液态膜阻碍了燃气中氧化性成分向石墨基体中的扩散;合金气化产生的Al、Si蒸气在引射作用下注入边界层,与边界层中氧化组分发生反应,降低其中的氧化组分浓度;AlSi合金氧化后形成的Al2O3 SiO2玻璃态熔融层减弱燃气对喉衬机械剥蚀作用。最终石墨/AlSi耗散防热复合材料喉衬表现出优异的抗烧蚀性能。

缠绕复合材料喷管静力分析

本文对由一般曲线旋转得到的喷管进行了静力分析。文中讨论的喷管由缠绕复合材料构成,承受轴对称和非轴对称载荷作用。在采用有限元法分析时,通过Fourier转换将三维问题简化为二维求解。弹性矩阵中各参数采用合理假设只需由层状平面内三个弹性常数即可确定。文中给出缠绕复合材料喷管在内压和集中力作用下的位移分布算例,结果合理。本文推荐方法可供缠绕柔性喷管和其它类似结构分析时参考。

流固耦合作用下水下点火固体发动机C/C复合材料喷管力学性能分析

为了研究流固耦合作用对水下点火固体发动机喷管力学性能的影响,采用有限元分析软件建立C/C复合材料喷管的有限元模型,仿真计算不同水深下喷管的力学性能变化。结果表明:真空条件下,喷管的模态频率最大;随着水深增加,流固耦合作用使喷管虚拟质量增大,因而模态频率降低,并且耦合的模态阶数变多。在5~800 Hz振动激励下,随着水深增加,喷管与外界流体发生共振的模态阶数升高,喷管出口部位频率响应的最大位移增大;喷管在5、10、15 m这3种水深下与流体发生流固耦合时的变形云图分布形态一致,只是数值大小不同;但是在15 m水深下,喷管喉部出现严重的应力集中现象,应力值在2.5×107~3.79×1012 Pa之间,存在破坏失效风险。

喷管热环境对碳基材料喉衬烧蚀率的影响

采用装有羟基聚丁二烯(HTPB)与高能推进剂的多种规格固体火箭发动机,对工程应用的5种炭/炭(C/C)复合材料和2种石墨喉衬进行地面点火试验。揭示碳基材料喉衬烧蚀率与喷管热环境的燃气特性、燃烧室压强,以及材料本体特性等三要素的关联度,并与其他国家同类型材料进行了对比。结果表明,喷管热环境的燃气氧化性组分浓度和燃烧室压强对碳基材料喉衬烧蚀率有较大影响。压强是影响烧蚀率的第一要素,压强增加1倍,烧蚀率增大1. 8～2. 6倍;燃气氧化性组分浓度是影响烧蚀率的第二要素,HTPB H_2O的摩尔浓度比高能推进剂高1. 26倍,因而烧蚀率增大51. 6%～65. 1%。在碳基材料喉衬中烧蚀率最低的是热解石墨;其次是整体毡C/C、针刺炭纤维C/C、轴编4D C/C、绕纱(穿刺) 3D C/C及T705石墨等处于同一水平;而径编4D C/C喉衬烧蚀率偏高。整体而言,中国碳基喉衬材料与其他国家同类材料相比,其烧蚀率基本相当或略优。

固体火箭发动机C/C复合材料烧蚀试验技术研究

碳/碳(C/C)复合材料是一种特别具有性能可设计性和抗热震性的先进复合材料,它以优异的超高温力学性能、耐烧蚀性能及抗热冲击性能,成为固体火箭发动机喷管喉衬的首选材料。为了深入了解固体火箭发动机喉衬材料的烧蚀行为与烧蚀机理,本文对现阶段应用较广泛、较成熟的几种C/C复合材料耐烧蚀性能的测试表征技术进行了归纳与总结,概述这几种测试表征方法在固体火箭发动机喉衬材料耐烧蚀性能表征应用方面存在的优缺点,比对分析了其烧蚀测试水平同原型发动机烧蚀实测值的差距,并对未来固体火箭发动机喉衬C/C复合材料烧蚀试验表征技术的发展方向提供一定的借鉴和参考。

弹性体隔热材料技术研究进展

概述了弹性体隔热材料的烧蚀机理,并从弹性体基体和填充体系两方面系统总结了弹性体隔热材料的结构组成,同时综述了近年来国内外弹性体隔热材料在阻燃改性和树脂改性等方面的研究进展,最后对其在热防护系统中的应用前景进行了展望。

新型防热抗烧蚀材料在火箭喷管上的应用

研制出了高炭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。

VARTM工艺整体成型复合材料连接裙局部性能试验研究

设计了轴压性能试验,对VARTM工艺制备的复合材料整体连接裙轴压承载能力进行了试验研究。主要考察了复合材料连接裙在轴向压缩载荷作用下的轴向应变和环向应变,分析了复合材料连接裙的载荷与应变的关系,表征了裙体的表观结构刚度。结果表明,复合材料连接裙质量均匀,在625.7 kN的轴压载荷所用下,连接裙的轴向应变远小于0.5%的设计指标,连接裙的轴向表观结构刚度为40.9 GPa。

固体火箭发动机喷管复合材料基体树脂研究进展

综述了可用作固体火箭发动机喷管复合材料基体的酚醛树脂、芳炔树脂及苯并恶嗪等树脂耐烧蚀性能方面的改性研究进展,并对该领域未来的发展方向作出展望。