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Optmization and Thermal Conduction Modeling for a Hybrid Reinforced Composite Material for Solid Rocket Motor Insulation
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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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Measurement of alumina film induced ablation of internal insulator in solid rocket environment
2
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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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
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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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燃烧室声腔模态特性影响因素研究
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作者 范博超 张刚 +1 位作者 齐江龙 杜云祥 《空天防御》 2024年第3期72-78,共7页
为了研究固体发动机不稳定燃烧现象,本文通过试验测试及数值仿真相结合的方法,研究了旁支管路位置和长度对声腔模态的影响,比较了不同试验边界下的声腔模态差异,分析了气流流速、温度对燃烧室声模态特性的影响规律。研究表明:随着旁支... 为了研究固体发动机不稳定燃烧现象,本文通过试验测试及数值仿真相结合的方法,研究了旁支管路位置和长度对声腔模态的影响,比较了不同试验边界下的声腔模态差异,分析了气流流速、温度对燃烧室声模态特性的影响规律。研究表明:随着旁支管路向内收拢,旁支管路长度变小,模态频率值逐渐变大;随着开口面积增大,声模态频率值增加,管路连通状态与一端开口状态声模态结果接近;随着流速的增大,各阶声腔模态值逐渐减小;随着温度的增加,各阶声腔模态值逐渐增大。 展开更多
关键词 固体发动机 不稳定燃烧 声腔模态 气流流速 气流温度
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小推力长工作时间固体火箭发动机喷管温度仿真分析
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作者 邓康清 王鹍鹏 +6 位作者 余小波 向进 朱雯娟 王相宇 杨育文 汤亮 张琪敏 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2023年第4期507-513,共7页
利用FLUENT发展了一种瞬态流-固-热一体化一步耦合三维有限元分析方法,并用该方法分析了一种采用无铝PET推进剂的小推力长工作时间(130 s)固体火箭发动机喷管温度场分布情况。分析结果表明,从喷管中心到喷管表面温度逐渐降低,喷管喉部... 利用FLUENT发展了一种瞬态流-固-热一体化一步耦合三维有限元分析方法,并用该方法分析了一种采用无铝PET推进剂的小推力长工作时间(130 s)固体火箭发动机喷管温度场分布情况。分析结果表明,从喷管中心到喷管表面温度逐渐降低,喷管喉部中心温度达到2200℃以上,喉衬温度为1481~2000℃,隔热层温度为134~1864℃,壳体温度为134~234℃;喷管中心轴线上各点的温度开始时急剧增加,20 s后基本保持不变,从喷管出口到喷管入口,沿喷管中心轴线温度逐渐增加;喷管壳体表面温度随工作时间增加而增加,随离喷管出口的距离增加先增加而后逐渐降低;喷管喉部壳体表面温度最高,达220℃左右;推进剂燃温增加,喷管金属壳体表面温度呈线性增加;换热系数增加,金属壳体表面温度近似线性降低;燃烧室压强变化对金属壳体表面温度影响不大;隔热材料EPDM、5-Ⅲ和GFM降低金属壳体表面温度的效果突出。选用合适的隔热材料,做好喷管喉部位置的热防护是降低喷管壳体表面温度的有效方法。发动机试车结果与仿真结果吻合,验证了仿真分析方法的正确性。该瞬态流-固-热耦合一体化一步分析法,克服了过去流-固-热耦合方法步骤多、绝热假设不符合实际情况的局限性,可为合理设计固体发动机喷管、控制喷管温度提供依据。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 喷管 长工作时间 流-热-固耦合 温度场分布
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固体发动机绝热层打磨机器人的工艺参数分析
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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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空射运载火箭固体发动机设计中的若干关键问题
7
作者 王鹏飞 曹熙炜 +2 位作者 徐韡 杨瑄 魏超 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2023年第4期491-497,共7页
空射运载火箭具有“高效、灵活、快速和廉价”的优点,引起各国的关注。空射运载火箭动力系统通常采用固体、液体、固液组合或冲压发动机等,与其他动力形式相比,固体空射运载火箭具有更“快速”和更“灵活”等优势。但在设计中也面临着... 空射运载火箭具有“高效、灵活、快速和廉价”的优点,引起各国的关注。空射运载火箭动力系统通常采用固体、液体、固液组合或冲压发动机等,与其他动力形式相比,固体空射运载火箭具有更“快速”和更“灵活”等优势。但在设计中也面临着诸多关键问题,如结构和重量强约束下设计问题、宽温域环境适应性问题、复杂力学环境适应性问题、高可靠吊挂技术问题和高安全性问题等。首先介绍空射运载火箭的典型动力系统方案,然后重点围绕固体火箭发动机面临的关键问题展开了论述和分析,并探讨解决相关问题的研究方向,最后给出相关建议。 展开更多
关键词 空射运载火箭 固体火箭发动机 宽温域 吊挂结构 安全性
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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
8
作者 刘道坤 辛苗 +5 位作者 孙晓娇 陈昌将 乌日娜 方常青 薛牧遥 吴裕荣 《固体火箭技术》 CAS CSCD 北大核心 2023年第3期465-473,共9页
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... 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。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 尾喷管复合堵盖 结构设计 隔热性能 可靠性
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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
9
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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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
10
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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大口径火箭增程炮弹发动机结构的受热分析
11
作者 刘裕涛 郭秋萍 柴文涛 《自动化应用》 2023年第20期184-185,188,共3页
火箭增程炮弹的火箭发动机装药燃烧较快,一般在2s左右,导致燃烧室短时间内的压强和温度较高。为此,本文基于有限元法和热分析方法对火箭增程炮弹发动机燃烧室壳体进行了受热分析。首先,主要分析了火箭弹的结构;其次,选用固体火箭发动机... 火箭增程炮弹的火箭发动机装药燃烧较快,一般在2s左右,导致燃烧室短时间内的压强和温度较高。为此,本文基于有限元法和热分析方法对火箭增程炮弹发动机燃烧室壳体进行了受热分析。首先,主要分析了火箭弹的结构;其次,选用固体火箭发动机分别进行了以合金钢、铝合金、铜合金为材料的3种瞬态热分析,改进了火箭增程炮弹发动机燃烧室并进行了瞬态热分析对比。结果表明,合金钢的隔热性能最佳,其次是铝合金,并且燃烧室的容积越大,温度上升速率越小。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 燃烧室 瞬态热分析 温度场
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高过载条件下绝热层烧蚀实验方法研究 (Ⅱ)收缩管聚集法 被引量:42
12
作者 李江 何国强 +2 位作者 陈剑 刘洋 娄永春 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第3期196-198,共3页
发展了一种能开展高过载条件下绝热层烧蚀研究的模拟实验方法———收缩管聚集法,研制了收缩管聚集高过载模拟烧蚀实验装置。对实验装置及固体火箭发动机过载条件下的三维两相内流场开展了对比数值模拟,结果表明这种实验装置产生的高浓... 发展了一种能开展高过载条件下绝热层烧蚀研究的模拟实验方法———收缩管聚集法,研制了收缩管聚集高过载模拟烧蚀实验装置。对实验装置及固体火箭发动机过载条件下的三维两相内流场开展了对比数值模拟,结果表明这种实验装置产生的高浓度粒子流与40g纵横向过载条件下发动机内形成的高浓度粒子流状态很接近,说明这种实验方法是可以模拟高过载条件下绝热层烧蚀环境的。利用这套实验装置开展了高浓度粒子流冲刷条件下绝热层烧蚀实验,对6种绝热材料开展的烧蚀实验表明:所有试件表面均被冲蚀出一个凹坑,说明粒子冲刷对绝热层烧蚀影响很大。凹坑最大烧蚀部位与数值模拟得到的粒子浓度最大部位基本吻合。 展开更多
关键词 高加速度 固体推进剂火箭发动机 绝热层 烧蚀
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强冲蚀条件下SRM绝热层烧蚀特性实验分析 被引量:13
13
作者 刘洋 何国强 +2 位作者 李江 陈剑 娄永春 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第6期746-749,共4页
利用高过载收缩管实验发动机,开展了强冲蚀条件下的绝热层烧蚀特性研究。实验结果表明:颗粒冲蚀区的炭化层厚度明显薄于非冲蚀区,且炭化层抗剪切能力较弱。通过机理分析,认为高浓度颗粒流的强冲蚀对炭化层具有强烈的剥蚀作用。结合数值... 利用高过载收缩管实验发动机,开展了强冲蚀条件下的绝热层烧蚀特性研究。实验结果表明:颗粒冲蚀区的炭化层厚度明显薄于非冲蚀区,且炭化层抗剪切能力较弱。通过机理分析,认为高浓度颗粒流的强冲蚀对炭化层具有强烈的剥蚀作用。结合数值计算方法,发展了一种利用少量烧蚀实验结果,获取大量烧蚀规律和信息的数据分析方法。建立了实验条件下的高硅氧酚醛材料的烧蚀量和颗粒冲蚀状态之间的函数形式,并给出了颗粒冲蚀状态与烧蚀率之间的经验公式,具有较强的工程实用价值。 展开更多
关键词 高浓度颗粒 固体火箭发动机(SRM) 绝热材料 烧蚀
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颗粒冲刷条件下硅橡胶绝热材料烧蚀特性实验研究 被引量:10
14
作者 刘洋 关轶文 +3 位作者 吴育飞 李江 陈剑 王敏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第1期227-234,共8页
为了研究颗粒冲刷条件下硅橡胶绝热材料的烧蚀规律和特性,采用一种颗粒冲刷状态可调的实验发动机,以添加有短切碳纤维和高硅氧玻璃纤维的硅橡胶为研究对象,开展了颗粒聚集浓度范围为34.5~75.3kg/m3,冲刷速度为9.4~35.9m/s,角度为19.3... 为了研究颗粒冲刷条件下硅橡胶绝热材料的烧蚀规律和特性,采用一种颗粒冲刷状态可调的实验发动机,以添加有短切碳纤维和高硅氧玻璃纤维的硅橡胶为研究对象,开展了颗粒聚集浓度范围为34.5~75.3kg/m3,冲刷速度为9.4~35.9m/s,角度为19.3°~55.5°条件下的13次热试车实验,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,通过对试验后试件的宏观形貌和微观结构特征进行分析,初步探讨了硅橡胶绝热材料的烧蚀机理。研究结果表明:(1)和EPDM绝热材料的烧蚀规律和特性不同,实验条件下硅橡胶炭化层更厚且致密,硅橡胶材料的最大烧蚀率随颗粒聚集浓度变化较为敏感,当超过50kg/m3临界浓度值时,烧蚀率随浓度的增加而急剧增大。最大烧蚀率随颗粒冲刷速度增加而增大,并呈现出先急剧增加后缓慢增加的趋势;(2)在颗粒冲刷速度较低条件下,硅橡胶材料烧蚀率要高于EPDM的,在颗粒冲刷速度较高条件下,硅橡胶耐冲刷性能要略优于EPDM的;(3)硅橡胶的热分解温度区间约为623~989K,在烧蚀过程中,高硅氧纤维和硅橡胶分解产生的Si O2会渗透到炭化层骨架中,进一步和C反应形成Si C,从而使炭化层致密化,具备耐冲刷特性;(4)通过分析烧蚀形貌和微观特征,初步提出了三层一面(基体层,热解层,炭化层,冲刷面)的烧蚀物理模型。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 硅橡胶 绝热层 烧蚀特性 烧实验
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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
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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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三元乙丙橡胶绝热层在固体火箭发动机中的应用 被引量:22
16
作者 汪建丽 王红丽 +1 位作者 熊治荣 张崇耿 《宇航材料工艺》 CAS CSCD 北大核心 2009年第2期12-14,24,共4页
从研制固体火箭发动机三元乙丙橡胶绝热层的实际情况出发,围绕三元乙丙橡胶绝热层的关键技术烧蚀和粘接性能的提高,着重分析了绝热层配方组分、粘贴工艺特点、烧蚀性能评价体系,提出了目前国内三元乙丙橡胶绝热层存在的问题及其发展方向。
关键词 三元乙丙橡胶 绝热层 固体火箭发动机
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模拟过载条件下EPDM绝热层烧蚀实验 被引量:11
17
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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长时间小过载条件下发动机流场特征及绝热层烧蚀分析 被引量:10
18
作者 刘洋 吴育飞 +3 位作者 李江 何国强 张仁军 王善金 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第8期1071-1076,共6页
以揭示固体火箭发动机在飞行条件下绝热层的异常烧蚀特性为目的,针对小过载、长作用时间条件下大长径比流道的发动机开展了三维两相流场的数值模拟研究,详细分析了发动机内流道内不同区域的颗粒聚集特征,并结合发动机失效部位处绝热层... 以揭示固体火箭发动机在飞行条件下绝热层的异常烧蚀特性为目的,针对小过载、长作用时间条件下大长径比流道的发动机开展了三维两相流场的数值模拟研究,详细分析了发动机内流道内不同区域的颗粒聚集特征,并结合发动机失效部位处绝热层的烧蚀形貌进行了失效模式分析,针对性地提出了改进措施。研究结果表明:(1)不同过载条件下发动机内颗粒聚集和分布状态受过载大小和发动机流道结构共同作用且影响规律复杂,所引起的绝热层异常烧蚀模式和机理不同,特别是小过载长作用时间条件下的异常烧蚀需要引起设计者重视。(2)颗粒聚集在绝热层表面的换热或冲蚀都将引起绝热层局部烧蚀加剧,形成的"凹坑或凹槽"烧蚀形貌会造成颗粒的二次聚集效应,进而加剧烧蚀过程。(3)通过增加发动机旋转动作和局部绝热层加厚,可以提高发动机的飞行安全性。 展开更多
关键词 固体火箭发动机 绝热层 烧蚀 高过载
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固体火箭发动机绝热层脱粘的红外热波无损检测 被引量:19
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作者 蒋淑芳 郭兴旺 +1 位作者 沈京玲 张存林 《激光与红外》 CAS CSCD 北大核心 2005年第8期584-586,共3页
文章描述了运用红外热波无损检测技术对固体火箭发动机试件绝热层脱粘进行检测的原理和实验过程。实验研究结果表明,该技术可对固体火箭发动机钢筒与绝热层之间的脱粘作快速有效的检测。
关键词 红外热波无损检测 固体火箭发动机 绝热层 脱粘
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温度循环条件下固体装药应力及累积损伤研究 被引量:14
20
作者 王玉峰 邢耀国 +2 位作者 李高春 曲凯 张旭东 《系统仿真学报》 CAS CSCD 北大核心 2012年第5期1132-1137,共6页
为考察外界环境对固体火箭发动机的影响,基于热粘弹性模型,利用有限元方法对其装药进行了温度循环条件下的顺序热应力耦合模拟,给出了温度场和应力场,建立了基于应力的累积损伤模型,研究了其累积损伤及主要影响因素。结果表明,温度循环... 为考察外界环境对固体火箭发动机的影响,基于热粘弹性模型,利用有限元方法对其装药进行了温度循环条件下的顺序热应力耦合模拟,给出了温度场和应力场,建立了基于应力的累积损伤模型,研究了其累积损伤及主要影响因素。结果表明,温度循环条件下,装药内部产生交变应力,导致损伤累积。温度转换期间累积损伤增长较快,特别是在高温向低温转换期间,影响最大,并且随着升降温速率的增加,累积损伤显著增加。这为准确评估外界环境对固体火箭发动机的影响提供了参考。 展开更多
关键词 有限元 温度循环 固体火箭发动机装药 热应力 累积损伤
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