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Optmization and Thermal Conduction Modeling for a Hybrid Reinforced Composite Material for Solid Rocket Motor Insulation
1
作者 Ashraf Fathy Ahmed Suong Van Hoa 《材料科学与工程(中英文版)》 2010年第6期13-22,共10页
关键词 混合火箭发动机 复合材料 热传导 固体绝缘 钢筋 建模 动力学分析 预测模型
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Storage life of silicone rubber sealing ring used in solid rocket motor 被引量:4
2
作者 Liu Weikai He Guoqiang 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2014年第6期1469-1476,共8页
It is urgent to carry out detailed research on storage performance of rubber sealing ring to get the criterion for its storage life. This paper acquires material ageing regularity by theoretical analysis and experimen... It is urgent to carry out detailed research on storage performance of rubber sealing ring to get the criterion for its storage life. This paper acquires material ageing regularity by theoretical analysis and experimental confirmation. On this condition, failure mode and failure criterion of typical sealing structure is studied, and the failure mechanism is found. Thus by analyzing the stress distribution, the relationship between ageing state and sealing condition is established. Rationalization proposal is put forward and storage life of sealing ring is evaluated. The research mentionedabove has special reference to the design of sealing structures and can provide reference for prolonging their service life. 展开更多
关键词 Failure criterion Sealing ring Silicone rubber solid rocket motor Storage life
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Measurement of alumina film induced ablation of internal insulator in solid rocket environment
3
作者 Ji-Yeul Bae In Sik Hwang Yoongoo Kang 《Defence Technology(防务技术)》 SCIE EI CAS CSCD 2023年第11期181-192,共12页
This study investigates the ablation of internal insulation induced by the deposition of an alumina film with different lateral film speeds.A sub-scale test solid rocket motor(SRM)was designed in an impinging jet conf... This study investigates the ablation of internal insulation induced by the deposition of an alumina film with different lateral film speeds.A sub-scale test solid rocket motor(SRM)was designed in an impinging jet configuration to form an alumina film on the sample and to encourage the lateral movement of the film by a high-speed wall jet.Fifteen static fire tests of the test SRM were conducted with six different jet velocities(V_(jet)=100 m/s,150 m/s,200 m/s,268 m/s,330 m/s,and 450 m/s)that indirectly affected the velocity of the wall jet and the deposition rate of alumina droplets.The ablation velocity was deduced from the difference in the sample thickness after a test using a coordinate measuring machine.The droplet deposition mass flux and wall jet velocity were obtained via two-phase flow simulation with the same jet velocity and effective pressure.As a result,the characteristics of alumina-induced ablation and the changes in ablation with jet velocities were obtained.The area within0.8×jet diameter was focused upon,where the ratio of ablation velocity to incoming alumina mass was constant for each jet velocity,and showed a similarity in jet structure.When the ablation velocity was increased from 2.05 to 9.98 mm/s with increasing jet velocity,the ratio of the ablation velocity and alumina mass flux decreased from 1.07×10^(-4)to 0.49×10^(-4)m^(3)/kg as Al_(2)O_(3)-C reactions became less efficient with a reduced residence time of the film.Because the decrease in residence time by the wall jet is more pronounced for slow reactions involved in Al_(2)O_(3)-C reactions,fast reactions in Al_(2)O_(3)-C reactions are less affected and result in a convergence of the volumetric rate of ablation per unit mass of alumina. 展开更多
关键词 Internal insulation solid rocket motor Ablation ALUMINA
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长时间工作固体火箭发动机长尾喷管外绝热装置设计
4
作者 王相宇 向进 +5 位作者 章惠君 王鹍鹏 余小波 朱雯娟 刘梦珂 马以博 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期629-637,共9页
固体火箭发动机长尾喷管周围一般安装有电子仪器,故而对喷管壳体表面温度有严格的限制。对于某长时间工作的发动机,为满足喷管壳体表面温度要求,同时降低消极质量,设计了一种新型双腔外绝热装置,以实现在较小的消极质量下具有较好的绝... 固体火箭发动机长尾喷管周围一般安装有电子仪器,故而对喷管壳体表面温度有严格的限制。对于某长时间工作的发动机,为满足喷管壳体表面温度要求,同时降低消极质量,设计了一种新型双腔外绝热装置,以实现在较小的消极质量下具有较好的绝热性能。对该绝热装置进行了内流场及传热计算分析,而后进行了绝热结构优化及试验验证。结果表明:该双腔外绝热装置可以将长时间工作固体火箭发动机长尾喷管外壁温度从483℃降低至103℃,降低约78.7%;而采用同等材料同等质量的常规外防护装置只能从483℃降低至227℃,降低约53.0%;而要达到相同的防护效果,同等材料常规外防护装置的质量将增加约160%。双腔外绝热装置中段及尾端处温度随时间变化趋势与实测结果吻合较好,有望应用于其他长时间工作发动机。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 长时间工作 长尾喷管 外绝热装置
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双脉冲固体火箭发动机Ⅰ脉冲燃烧室壁面烧蚀特性研究 被引量:1
5
作者 沈人杰 李映坤 陈雄 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第6期120-130,共11页
针对双脉冲固体火箭发动机Ⅰ脉冲燃烧室壁面烧蚀热防护问题,基于热解动力学和热化学烧蚀理论,建立了芳纶/三元乙丙橡胶(EPDM)变热物性传热烧蚀模型,结合Ⅰ脉冲燃烧室绝热层工作过程的热载荷环境分布特征,开展了Ⅰ脉冲绝热材料与钢壳体... 针对双脉冲固体火箭发动机Ⅰ脉冲燃烧室壁面烧蚀热防护问题,基于热解动力学和热化学烧蚀理论,建立了芳纶/三元乙丙橡胶(EPDM)变热物性传热烧蚀模型,结合Ⅰ脉冲燃烧室绝热层工作过程的热载荷环境分布特征,开展了Ⅰ脉冲绝热材料与钢壳体一体化传热烧蚀研究,分析了不同脉冲间隔时间、不同脉冲工作时间对绝热层烧蚀特性的影响。研究结果表明:热流作用初期绝热材料表面升温迅速,但温度上升速率和炭化层厚度增长速率随能量扩散不断降低;Ⅱ脉冲工作时,Ⅰ脉冲绝热层烧蚀严重区域与气流剪切力极大值区域对应;不考虑炭化层整体剥落的前提下,脉冲间隔时间越长,Ⅰ脉冲绝热层烧蚀厚度越小,但Ⅰ脉冲燃烧室壳体温度越高,越容易影响发动机结构完整性;脉冲工作时间越长,烧蚀厚度增加速率越小;双脉冲发动机工作时间一定时,Ⅱ脉冲工作时间占比越大,烧蚀厚度越大。炭化层厚度在24 s左右达到最大值。 展开更多
关键词 双脉冲固体火箭发动机 变热物性 烧蚀 三元乙丙橡胶(epdm) 传热
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过载条件下EPDM绝热材料烧蚀机理和模型研究(Ⅰ)——烧蚀机理分析 被引量:17
6
作者 刘洋 李江 +4 位作者 杨飒 陈剑 何国强 孙翔宇 胡淑芳 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第2期229-233,共5页
基于一种颗粒冲刷状态参数大范围可调的高过载地面模拟试验发动机,针对三元乙丙(EPDM)绝热材料开展了15次烧蚀实验,获得了颗粒冲刷状态参数和炭化烧蚀率之间的宏观影响规律,通过扫描电镜分析了炭化层结构的形貌特征,并以炭化层孔隙结构... 基于一种颗粒冲刷状态参数大范围可调的高过载地面模拟试验发动机,针对三元乙丙(EPDM)绝热材料开展了15次烧蚀实验,获得了颗粒冲刷状态参数和炭化烧蚀率之间的宏观影响规律,通过扫描电镜分析了炭化层结构的形貌特征,并以炭化层孔隙结构为纽带,剖析了颗粒冲刷条件下热化学烧蚀和颗粒侵蚀之间的耦合关系。结果表明:(1)存在一个临界速度,当冲刷速度低于临界速度时,颗粒浓度、速度和角度对炭化烧蚀率影响较小,而当冲刷速度高于临界速度时,炭化烧蚀率随速度的增加而急剧增加,角度影响也较大;(2)不同的颗粒冲刷状态条件下,炭化层形貌结构差异较大,内部存在明显的"致密/疏松"结构;(3)根据颗粒冲刷参数和炭化层形貌关系,提出了3种典型的烧蚀冲刷状态,即弱冲刷状态、颗粒沉积状态及强冲刷状态;(4)分析了不同颗粒冲刷状态下的绝热层烧蚀过程,获得了热化学烧蚀和颗粒侵蚀之间的耦合关系。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 三元乙丙 绝热层 烧蚀实验 高过载
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模拟过载条件下EPDM绝热层烧蚀实验 被引量:11
7
作者 王娟 李江 +1 位作者 刘洋 陈剑 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期618-622,共5页
用一种粒子浓度、速度和角度可调的高过载模拟烧蚀发动机,开展过载条件下粒子冲刷对EPDM绝热层烧蚀特性影响的实验研究。实验结果表明:(1)存在一个临界速度,当冲刷速度低于临界速度时,粒子浓度,速度和角度对炭化烧蚀率影响较小,而当冲... 用一种粒子浓度、速度和角度可调的高过载模拟烧蚀发动机,开展过载条件下粒子冲刷对EPDM绝热层烧蚀特性影响的实验研究。实验结果表明:(1)存在一个临界速度,当冲刷速度低于临界速度时,粒子浓度,速度和角度对炭化烧蚀率影响较小,而当冲刷速度高于临界速度时,炭化烧蚀率随速度的增加而急剧增加,角度影响也较大。(2)弱冲刷条件下的炭化层表面平整,而粒子沉积条件下的炭化层表面附着有很多大粒径的粒子,炭化层结构也更加疏松,而强冲刷条件下,粒子由于速度较高而不易在炭化层表面沉积。(3)当低于临界速度冲刷时,炭化层的孔隙结构分布不均匀,存在致密/疏松分层结构,而高于临界速度冲刷时,炭化层结构则更为致密。(4)通过多元回归得到了炭化烧蚀率与粒子冲刷速度,浓度和角度的经验关系式。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 绝热层 三元乙丙 粒子 烧蚀
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EPDM绝热材料炭化层结构特征及其对烧蚀的影响 被引量:11
8
作者 陈剑 李江 +4 位作者 李强 刘洋 王德 孙翔宇 胡淑芳 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第1期122-125,130,共5页
以烧蚀发动机为主要试验手段,结合全自动密度仪、扫描电镜、微米CT等多种测试手段,对不同烧蚀环境下EP-DM绝热材料炭化层的结构特征及其对烧蚀的影响规律进行了深入研究。研究发现,炭化层呈多孔疏松结构,其孔隙大部分为开孔;EPDM绝热材... 以烧蚀发动机为主要试验手段,结合全自动密度仪、扫描电镜、微米CT等多种测试手段,对不同烧蚀环境下EP-DM绝热材料炭化层的结构特征及其对烧蚀的影响规律进行了深入研究。研究发现,炭化层呈多孔疏松结构,其孔隙大部分为开孔;EPDM绝热材料的炭化层存在致密/疏松结构,而这种结构与烧蚀环境有很大关系;在炭化层表面形成一定厚度的致密层对于减缓烧蚀有很大作用。对于致密层的形成机理进行了探讨,认为热解气体在炭化层特定温度部位沉积形成致密层的可能性较大。依据炭化结构特征过载条件下绝热材料的烧蚀可分为弱冲刷、沉积和强冲刷3种模式。通过不同配方绝热材料炭化层的对比分析发现,形成网络状的纤维骨架对EPDM绝热材料抗过载性能起着重要作用。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 绝热材料 三元乙丙 烧蚀 炭化层
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柔性无卤含磷体系EPDM绝热层在固体火箭发动机中的应用 被引量:7
9
作者 李强 张新航 张崇耿 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第4期345-347,352,共4页
介绍了所研制的柔性无卤含磷体系EPDM绝热层在某固体火箭发动机中的应用,包括绝热层的主要性能指标,绝热层与推进剂的化学相容性,绝热层界面粘接性能;绝热层模压制件工艺实验结果及绝热层在地面静止试验发动机上的试验情况,实验结果表明... 介绍了所研制的柔性无卤含磷体系EPDM绝热层在某固体火箭发动机中的应用,包括绝热层的主要性能指标,绝热层与推进剂的化学相容性,绝热层界面粘接性能;绝热层模压制件工艺实验结果及绝热层在地面静止试验发动机上的试验情况,实验结果表明,该绝热层密度低、烧蚀性能和成型工艺性良好,并且环保、特征信号低完全满足某固体火箭发动机的绝热问题。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 三元乙丙橡胶 绝热层
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G105硅橡胶老化性能试验研究
10
作者 戴超 郑健 +2 位作者 许进升 黄薇 贺宏博 《装备环境工程》 CAS 2024年第10期46-52,共7页
目的建立橡胶老化特性指标与老化时间的动力学方程,对不同预压缩量下硅橡胶密封组件的贮存寿命进行预估,探究不同预压缩量和温度对硅橡胶密封组件老化性能的影响。方法以不同预压缩量和温度为变量,选取压缩永久变形为老化指标,对硅橡胶... 目的建立橡胶老化特性指标与老化时间的动力学方程,对不同预压缩量下硅橡胶密封组件的贮存寿命进行预估,探究不同预压缩量和温度对硅橡胶密封组件老化性能的影响。方法以不同预压缩量和温度为变量,选取压缩永久变形为老化指标,对硅橡胶试样进行热氧老化试验。依据试验数据,建立老化反应速率常数与温度的回归方程,研究不同温度和不同预压缩量对橡胶老化反应速率的影响,建立压缩永久变形和老化时间的动力学方程,对不同预压缩量下的橡胶贮存寿命进行预估。结果建立了硅橡胶贮存寿命预测的老化动力学方程,对硅橡胶在不同预压缩量下的贮存寿命进行了预估。预压缩量由12%增加到45%时,硅橡胶密封组件贮存寿命由24.8 a下降到14.2 a。结论预压缩量对橡胶老化性能具有显著影响作用,在实际使用时应选择合理的预压缩量。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 硅橡胶 热氧老化 预压缩量 寿命预估
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高浓度颗粒流冲刷条件下硅橡胶和EPDM绝热材料动态烧蚀实验 被引量:9
11
作者 张胜敏 胡春波 +2 位作者 夏盛勇 孙翔宇 胡淑芳 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第2期240-244,共5页
利用X射线实时诊断技术(RTR)针对硅橡胶和EPDM绝热材料,开展了高浓度颗粒流冲刷条件下动态烧蚀实验研究,成功获得了绝热材料烧蚀表面退移过程的序列图像。研究表明:(1)在本实验条件下,硅橡胶绝热材料颗粒冲刷区域的瞬时烧蚀率在0~2s内... 利用X射线实时诊断技术(RTR)针对硅橡胶和EPDM绝热材料,开展了高浓度颗粒流冲刷条件下动态烧蚀实验研究,成功获得了绝热材料烧蚀表面退移过程的序列图像。研究表明:(1)在本实验条件下,硅橡胶绝热材料颗粒冲刷区域的瞬时烧蚀率在0~2s内迅速增加,2s之后瞬时烧蚀率略有下降并趋于稳定;EPDM绝热材料颗粒冲刷区域的瞬时烧蚀率在0~1s内迅速增加,1s之后瞬时烧蚀率趋于稳定;(2)相同冲刷条件下硅橡胶绝热材料抗颗粒流冲刷性能比EPDM绝热材料差,硅橡胶绝热材料不适合在高过载发动机中应用;(3)高浓度颗粒流冲刷条件下绝热材料的烧蚀率比常规条件下要严重的多,其机理主要是高温颗粒流对炭化层有强烈的机械剥蚀效应和热化学烧蚀作用。实验结果对硅橡胶和EPDM绝热材料烧蚀机理研究及烧蚀建模具有重要参考价值。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 绝热材料 烧蚀 X射线实时诊断技术
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高温热环境下EPDM绝热材料炭层表面相态试验 被引量:2
12
作者 薛瑞 刘佩进 王书贤 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第4期510-513,共4页
为了解EPDM绝热材料烧蚀过程中炭化层表面相态,以及在热态环境下炭化层的抗冲击结构特点,设计了一种表面碰撞试验装置。利用设计的试验装置,在含铝5%的复合推进剂燃气环境中,对一种EPDM绝热材料进行了炭化层表面相态探测试验,清晰地获... 为了解EPDM绝热材料烧蚀过程中炭化层表面相态,以及在热态环境下炭化层的抗冲击结构特点,设计了一种表面碰撞试验装置。利用设计的试验装置,在含铝5%的复合推进剂燃气环境中,对一种EPDM绝热材料进行了炭化层表面相态探测试验,清晰地获得了撞击后的炭化层表面形貌。试验结果分析表明:在本研究条件下,EPDM绝热材料炭层表面基本上是以固态形式存在,没有较厚液态层存在的迹象;在高温燃气环境下,受到冲击后的表面炭化层会产生脆裂,影响其烧蚀性能。试验结果可为EPDM绝热材料烧蚀机理研究和烧蚀模型建立提供有力的试验支持。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 epdm 炭化层表面相态 烧蚀 撞击
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固体发动机绝热层横观各向同性超弹性本构模型
13
作者 陈胜豪 王春光 李群 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期685-693,共9页
固体火箭发动机绝热层因内部存在短纤维,其力学行为难以准确表征,为了建立考虑短纤维影响的本构模型,针对芳纶短纤维增强三元乙丙橡胶材料开展了平行于压延方向(0°)与垂直于压延方向(90°)的拉伸试验,验证了绝热层材料内部短... 固体火箭发动机绝热层因内部存在短纤维,其力学行为难以准确表征,为了建立考虑短纤维影响的本构模型,针对芳纶短纤维增强三元乙丙橡胶材料开展了平行于压延方向(0°)与垂直于压延方向(90°)的拉伸试验,验证了绝热层材料内部短纤维近似定向分布的假设;同时基于断面SEM图像分析了绝热层材料的纤维抽离、纤维断裂、基体损伤等失效行为。基于试验观测,在应变能密度函数中引入纤维项,建立了适用于绝热层材料的横观各向同性超弹性本构模型,并通过0°、45°和90°单轴拉伸试验验证了该模型的准确性,不同角度预测误差均在10%以内。最后,利用该模型给出了在不同方向上绝热层简单变形的应力响应表达式。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 绝热层 横观各向同性 超弹性模型 短纤维增强橡胶材料
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树脂基防隔热一体化热防护复合材料高温性能演变分析 被引量:2
14
作者 李昊 宋世聪 +5 位作者 张炫烽 王国庆 王程豪 吴伟旭 朱小飞 吴战武 《南京工业大学学报(自然科学版)》 CAS 北大核心 2024年第2期180-187,共8页
采用溶胶-凝胶-常压干燥的方法,以耐热杂化酚醛树脂(PF)为基体,复合碳纤维编织物(CF)制备树脂基防隔热一体化热防护复合材料(PF/CF-HT01)。利用热分析(TG)、电子万能试验机研究材料热稳定性和高温力学性能,利用氧乙炔装置研究材料耐烧... 采用溶胶-凝胶-常压干燥的方法,以耐热杂化酚醛树脂(PF)为基体,复合碳纤维编织物(CF)制备树脂基防隔热一体化热防护复合材料(PF/CF-HT01)。利用热分析(TG)、电子万能试验机研究材料热稳定性和高温力学性能,利用氧乙炔装置研究材料耐烧蚀性能,利用扫描电子显微镜(SEM)、X线衍射仪(XRD)研究材料微观结构演变过程。结果表明:空气中树脂基体的初始分解温度为387.3℃,最大分解温度为644.7℃,800℃时残炭率为13.8%;复合材料初始分解温度为405.3℃,800℃时残炭率为42.8%;复合材料常温压缩强度最大为542.6 MPa,经1 000℃原位热处理30和60 s后的最大压缩强度分别为166.2和149.9 MPa。复合材料具有良好的防隔热一体化性能,其线烧蚀率可达0.039 mm/s,单次热考核结束时背温低于100℃、继续热传导后最高背温低于200℃。高温作用下材料快速陶瓷化形成致密的SiO2和BN瓷化层,赋予材料突出的耐烧蚀抗冲刷性能,而底层仍然保留着多孔结构使得材料保持较好的隔热性能。 展开更多
关键词 树脂基热防护材料 防隔热一体化 高温热考核 多孔材料 固体火箭发动机 隔热材料 酚醛树脂 碳纤维
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EPDM绝热层的热化学烧蚀机理
15
作者 金楠楠 严聪 李敏剑 《宇航材料工艺》 CAS CSCD 北大核心 2010年第5期15-17,共3页
介绍了固体火箭冲压发动机EPDM绝热层的烧蚀过程及模型,在忽略粒子侵蚀和机械剥蚀的基础上,分析了EPDM炭化层表面的主要热化学烧蚀反应及烧蚀产物的确定方法,提出了炭化层烧蚀率的粗略预示方法,对EPDM绝热层的热化学烧蚀机理进行了初步... 介绍了固体火箭冲压发动机EPDM绝热层的烧蚀过程及模型,在忽略粒子侵蚀和机械剥蚀的基础上,分析了EPDM炭化层表面的主要热化学烧蚀反应及烧蚀产物的确定方法,提出了炭化层烧蚀率的粗略预示方法,对EPDM绝热层的热化学烧蚀机理进行了初步探索。 展开更多
关键词 固体火箭冲压发动机 epdm绝热层 热化学烧蚀
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双脉冲固体发动机燃烧室EPDM绝热层烧蚀性能实验研究 被引量:3
16
作者 闫航 陈嘉辉 +2 位作者 冯喜平 王乐 侯晓 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第8期225-235,共11页
为了研究双脉冲发动机燃烧室内复杂热环境下三元乙丙(EPDM)绝热层的烧蚀性能,开展了工作时间为15s和两次点火工作时间为7.5s+7.5s的发动机实验。采用SEM电镜扫描、微米CT测试分析获得了烧蚀试件的表面宏观形貌、炭化层表面和断面微观形... 为了研究双脉冲发动机燃烧室内复杂热环境下三元乙丙(EPDM)绝热层的烧蚀性能,开展了工作时间为15s和两次点火工作时间为7.5s+7.5s的发动机实验。采用SEM电镜扫描、微米CT测试分析获得了烧蚀试件的表面宏观形貌、炭化层表面和断面微观形貌以及炭化层三维构型;利用测厚仪测量结果计算了试件的烧蚀率。结果表明,在总工作时间相等的情况下,双脉冲发动机中EPDM绝热层的烧蚀率比传统发动机大。与传统发动机中单次热冲击下烧蚀后试件相比,双脉冲发动机二次热冲击下烧蚀后试件的炭化层厚度减小约50%,总体孔隙率增大约13%;烧蚀表面致密层的致密程度也有所减小。双脉冲发动机工作时,EPDM绝热层的烧蚀性能在二次热冲击下发生较大变化,需在燃烧室内绝热层的设计过程中予以重视。 展开更多
关键词 双脉冲发动机 固体火箭发动机 燃烧室 绝热层 烧蚀 实验研究
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双脉冲发动机Ⅰ脉冲工作过程中EPDM隔层烧蚀特性 被引量:3
17
作者 卞云龙 李映坤 +2 位作者 李海阳 申志彬 吴国夫 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2022年第5期764-771,共8页
针对双脉冲发动机脉冲隔离装置——三元乙丙(EPDM)隔层的烧蚀问题,建立了Ⅰ脉冲发动机燃烧室两相流动仿真模型,分析了隔层的热载荷环境特性,开展了隔层动态烧蚀过程仿真研究,获得了隔层温度和烧蚀量的变化历程,并通过隔层烧蚀实验进行... 针对双脉冲发动机脉冲隔离装置——三元乙丙(EPDM)隔层的烧蚀问题,建立了Ⅰ脉冲发动机燃烧室两相流动仿真模型,分析了隔层的热载荷环境特性,开展了隔层动态烧蚀过程仿真研究,获得了隔层温度和烧蚀量的变化历程,并通过隔层烧蚀实验进行了验证。研究结果表明,Ⅰ脉冲工作初期隔层外表面温度急剧增加,烧蚀量缓慢增加,随着热流的持续作用,隔层内部温度上升速率变缓,而隔层烧蚀量急剧增加。隔层烧蚀较为严重的区域为轴向与径向的过渡段,这与隔层表面热流密度的分布趋势一致。计算得到隔层环向削弱槽附近烧蚀厚度为2.0 mm,实验测得隔层烧蚀厚度为2.21 mm,误差为9.5%,表明隔层烧蚀计算模型具有足够的精度。 展开更多
关键词 双脉冲发动机 固体火箭发动机 隔层 烧蚀 三元乙丙
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固体火箭发动机绝热层粒子侵蚀特性数值模拟研究 被引量:2
18
作者 温雄飞 娄永春 +2 位作者 赵瑜 马新建 赵志 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2023年第5期779-786,共8页
针对固体火箭发动机高浓度颗粒流冲刷下的粒子侵蚀绝热层问题,运用Standard k-ε湍流模型和颗粒轨道模型对某型地面模拟过载试验发动机进行三维两相流数值模拟,分析两相流场特性,基于Oka粒子侵蚀模型计算某型EPDM绝热层的粒子侵蚀率,并... 针对固体火箭发动机高浓度颗粒流冲刷下的粒子侵蚀绝热层问题,运用Standard k-ε湍流模型和颗粒轨道模型对某型地面模拟过载试验发动机进行三维两相流数值模拟,分析两相流场特性,基于Oka粒子侵蚀模型计算某型EPDM绝热层的粒子侵蚀率,并与7次地面模拟过载试验发动机粒子侵蚀试验结果进行对比。数值结果表明,该粒子侵蚀模型可靠且精度有保证,能够正确预示绝热层粒子侵蚀特性;计算与试验所得的侵蚀率分布范围基本相同,计算所得最大侵蚀率偏大,最小相对误差4.69%,平均相对误差约13.89%;但侵蚀分布特征与试验结果不完全一致,分析认为粒径分布数据与真实值的偏差是侵蚀分布特征存在差异的主要原因。研究结果可用于工程中EPDM绝热层高浓度颗粒冲刷下的粒子侵蚀分析,能够为固体火箭发动机绝热层设计及热防护可靠性研究提供参考。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 绝热层 粒子侵蚀 两相流 数值模拟 模拟过载试验
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固体发动机绝热层打磨机器人的工艺参数分析
19
作者 肖博 张志强 +3 位作者 王利明 周智超 肖观福 李砚徽 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2023年第6期906-914,共9页
针对固体火箭发动机绝热层机器人打磨方式存在的打磨均匀性难以保证的问题,分析了现有打磨机器人以及新型打磨作业方式的工艺参数,明确各个工艺参数对打磨质量的影响规律,进而提高发动机燃烧室绝热层打磨的表面质量和均匀性。建立了打... 针对固体火箭发动机绝热层机器人打磨方式存在的打磨均匀性难以保证的问题,分析了现有打磨机器人以及新型打磨作业方式的工艺参数,明确各个工艺参数对打磨质量的影响规律,进而提高发动机燃烧室绝热层打磨的表面质量和均匀性。建立了打磨机器人打磨效果理论模型,基于ANSYS软件分析了影响打磨均匀性的几大要素,包括切削刃圆角、每刀进给量、打磨角度、双刀盘轴向间距以及轴向进给宽度等。分析结果表明,打磨均匀性与切削刃圆角成正相关,与每刀进给量成负相关;打磨角度越小、双刀盘轴向间距越小,打磨均匀性越好;轴向进给宽度为双刀盘间距2倍时打磨效果最好。最后确定了一组最佳打磨参数,经过实际产品打磨,充分验证了这组工艺参数的可行性。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 绝热层 打磨机器人 ANSYS 工艺参数
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考虑贮存剖面的固体火箭发动机橡胶密封圈贮存寿命研究 被引量:1
20
作者 吴迪 王预然 胡雨蒙 《装备环境工程》 CAS 2023年第10期77-83,共7页
目的对贮存周期内包含多个温度环境剖面的固体火箭发动机橡胶密封圈贮存寿命进行评估。方法通过开展硅橡胶材料加速老化试验,结合Arrhenius老化规律,建立硅橡胶老化模型,获得硅橡胶加速老化等当规律,并根据等当关系开展模拟密封装置加... 目的对贮存周期内包含多个温度环境剖面的固体火箭发动机橡胶密封圈贮存寿命进行评估。方法通过开展硅橡胶材料加速老化试验,结合Arrhenius老化规律,建立硅橡胶老化模型,获得硅橡胶加速老化等当规律,并根据等当关系开展模拟密封装置加速老化试验,考核老化后硅橡胶密封性。最后通过对固体火箭发动机贮存环境剖面进行梳理,计算出贮存周期下的等效温度,并结合试验获得的硅橡胶密封圈老化性能,直接对该贮存周期下密封圈老化寿命进行评估。结果通过硅橡胶材料老化试验及模拟密封装置老化试验,得到了25℃下硅橡胶能够满足20 a的使用寿命。随后通过梳理并计算得出固体火箭发动机贮存周期下的等效温度为22.78℃,可以直接获得该发动机使用的硅橡胶密封圈寿命在该贮存环境下能够满足20 a使用寿命。结论通过计算贮存周期下多个温度环境剖面的等效温度,并结合加速老化试验结论,可快速获得橡胶密封圈老化寿命。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 硅橡胶 密封圈 加速老化 快速寿命评估 等效温度
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