固体火箭冲压发动机补燃室掺混段硅基绝热层冲蚀分析

合集下载

富氧环境模拟绝热层烧蚀试验方法

ｃｎｉｏＳａｅｅｔｎｏｓａｉｎｆｒｌｄａｌｔｎｍｅｈｉｍｖｓｇｔｎｃｎｂａｒｅｕ．ｏｄｔｎ。Ｏｔｔｌｃｉｆｉｕｔｏｍｕａａａｉｃａｓｉｅｔａｉａｅｃｒｉｄｏｔｉｈｓｏｎｌｏｎｂｏｎｎｉｏ
目前固冲发动机整体式固冲发动机一次流与空气在补燃室内进行拟固冲发动机内的富氧环境。因此，ｊ而掺混燃烧，局部可能出现氧含量较高的状态。因此，要补燃室热防护研究只能依赖于固冲发动机试验，作为绝热层求补燃室绝热层具有很强的抗烧蚀能力¨ 。另外，为固冲发动机地面试验系统由于设备复杂，烧蚀单项研究试验，既耗时且费用昂贵Ｈ。因此，需要了提高燃烧效率，固冲发动机空燃比一般较大，这就更
（．ｏ８０ＩｓｔｔｏＡＴ，ｈｎｈｉ０１５Ｃｉａ１Ｎ．１ｔｕｅｆＳＳａｇａｎｉＳ２０２，ｈ；ｎ
２ＣｉｆｓｏａｔｓＮｒｗｓｒｏｔｈｉｌｎｖ，ｉ７ｅｔｎＰｌｅｎｃｉＸｌｌＡｒｉｈｅｙｃａＵ．ｍ１０２，ｈｎ）
ｗｒｅｔｄｕｄｒｏｙｅ —ｉｈｃｎｉｏ．ｈｅｕｔｓｏｈｔｔｅｅｐｒｎａｙｔｍａｅｕｅｒｓｍｕａｉｎｏｘｇｎｒｈｅｅｔｓｅｎｅｘｇｎｒｏｄｔｎＴｅｒｓｓｈｗｔａｈｘｅｉｃｉｌｍｅｔｓｓｅＣｂｓｄｆｉｌｔｆｏｙｅ — ｃｌｎｏｏｉ
江陈剑，
２ｏ２；．０１５２西北工业大学航天学院，西安７０７）１２０

固体火箭发动机内绝热层烧蚀试验研究综述

和绝热材料自身的组成成份。烧蚀环境参数主要后的氧乙炔线烧蚀率为０．０７２６ｍｍ／ｓ。氧乙炔火焰
指燃气的温度、流速、压力、粒子浓度、粒子速度、以烧蚀法由于经济实用，作为一种材料耐烧蚀考核试
及燃气成份，根据不同燃气参数作用下，可将绝热验方法在绝热材料研制过程得广泛应用Ｈ。
第２７卷第３期２０１３年９月
南昌航空大学学报：自然科学版
ＪｏｕｒｎａｌｏｆＮａｎｅｈａｎｇＨａｎｇｋｏｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ：ＮａｔｕｒａｌＳｃｉｅｎｃｅｓ
Ｖｏ１．２７Ｎｏ．３Ｓｅｐ．，２０１３
固体火箭发动机内绝热层烧蚀试验研究综述
徐本恩徐义华
材料烧蚀方式划分为三种模式：热化学烧蚀，燃气
流机械剥蚀和粒子流机械侵蚀。
为了最优设计固体火箭发动机热结构，筛选出
合适的绝热材料、探索绝热材料在不同环境下的烧
蚀机理、以及为绝热材料烧蚀数值计算模型提供实
验校核参数，国内外广泛开展了绝热材料烧蚀试验
［中图分类号］Ｖ４３５．１４
［文献标志码］Ａ
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
ｄｏｉ：１０．３９６９／ｊ．ｉｓｓｎ．１００１－４９２６．２０１３．０９．００１
［文章编号］１００１—４９２６（２０１３）０３—０００１—１２
ＲｅｖｉｅｗｏｆＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌＲｅｓｅａｒｃｈｏｎＩｎｓｕｌａｔｉｏｎＭａｔｅｒｉａｌｉｎＳｅｌｉｄ‘ＲｏｃｋｅｔＭｏｔｏｒ

固冲发动机补燃室冷流掺混效果与燃烧效率对比研究

ａｔｒｕｎｎｈｍｂｒｏｌｏｋｔｒｊｔｆｂｒｉｇｃａｅｆｓｉｒｃｅａｅｅｏｄｍ
ＨＵＯｎ — ｉｇ，ｏｑａＤｏｇｘｎＨＥＧｕ — ｉｎｇ，ＣＨＥＮｎｑａＬＩＮｉｓｅｇ，Ｌｉ — ｕｎ，Ｕ —ｈｎＹＥｎｇｙｕＤｉ —ｏ
霍东兴何国强陈林泉刘霓生叶定友，，，，
（．１西北工业大学航天学院，西安７０７；．１０２２中国航天科技集团公司四院，西安７Ｏ２）ｌＯ５
摘要：在燃气参数相同的条件下，定量分析了多种空气进气形式下的冷流掺混效果和燃烧效率，对其反应流场进行模拟，得到各自的燃烧效率曲线。通过掺混效果和燃烧效率的对比研究，结果表明，冷流掺混效果并不能完全反映二次燃烧
效率，因在于冷流流场分析仅考虑了纯气相流场的掺混效果，原而未考虑两相流作用；金属粒子滞留时间对燃烧效率有很
大影响。研究结果还表明，高补燃室燃烧效率，提除改善掺混效果外，应设法延长金属粒子滞留时间。还
关键词：固体火箭冲压发动机；混流场；掺燃烧效率
维普资讯
固体火箭技术第２９卷第５期
ＪｕｎｌｏｏｉｏｋｔＴｃｎｌｇｏｒａｆＳｌＲｃｅｅｈｏｏｙｄＶ０．９Ｎｏ５２ｏ１２．０６
固冲发动机补燃室冷流掺混效果与燃烧效率对比研究 ①
（、ｏｅｅｏＡｔｎｕｃ，ｏｈｅｔｎＰｌｔｈｉｎｅｓｙＸｋ７０７，ｈｎ；１ＣｌｇｆｓｏａｔｓＮｒｗｓｒｏｅｎａＵｉｒｔ，ｉｎ０２Ｃｉａｌｒｉｔｅｙｅｅｌｖｉ１２ＴｅＩｓｔｔｏｅＦｕｔｃｄｍｆＡＣ，ｉ．ｈｎｔｕｅｆｈｏｒＡａｅｙｏＣＳ）ｉｔｈ（７０２，ｈｎ）１０５Ｃｉａ

高过载条件下固体发动机内流场及绝热层冲蚀研究

格的体积; N ph 是一个计算粒子所代表的物理粒子
的数目; Q 中的求和是针对一个网格中所有计算粒
子求和的; F p 为拖曳力。
颗粒相的瞬时速度运动公式[ 2 ]
→
mp
d vp dt
=
→
F p +
→
F g +
→
F o
(2)
→
→
→
F o =
m
pg
x
i
+
m
p
g
y
jLeabharlann →F p =P 8
Qd
p2CD
→
ßv
中图分类号: V 430 文献标识码: A
tud ina l and tran sverse accelera tion, and the effect of these accelera tion s on p a rticle tra jecto ry and agg lom era tion zone ana lyzed. Cha rring ero sion of in su la to r and tw o 2p ha se p a r2 ticle hea tflux increm en t m odel w a s app lied to ana lyze ero2 sion ra te of in su la to r under va riou s long itud ina l and tran s2 verse accelera tion. B a sed on the exp erim en ta l resu lts of test m o to r 5 315mm , the p a ram eters u sed in the ero sion ca lcu la tion w ere m od ified to p red ict the 32D tw o2p ha se flow field and cha rring ero sion ra te. T he effect of a lum in i2 um p ercen tage on p a rticle agg lom era tion den sity and ero2 sion ra te w a s ana lyzed under 35g n accelera tion. T he ca lcu2 la tion resu lts p rovide som e theo retica l dep endencies to fa il2 u re ana lysis of fu ll sca le m o to r and testing resu lts a ssess2 m en t.

模拟固冲条件下绝热材料烧蚀实验及影响规律研究

响固冲发动机绝热层烧蚀的参数（表１，别取燃见）分果，至今未能有突破性进展，以建立科学的设计理气温度最大、但难氧成分含量最大和气流速度最大几种情论和预示方法。目前，固冲发动机所采用的绝热层都况，以此来确定实验模拟的参数范围。
ＹＡＮＣｏｇＬＩＹａｇＳｎ，Ｕｎ，ＵＮ — ｈａ，ＤｅｃｕｎＨＥｏｑａｇＳＧｕ — ｉｎ，ＵＮａｇｙ，ＵｈｆｎＸｉｎ．ｕＨＳｕ—ａｇ
（．ＣｌｇｆｓｏａｔｓＮｒｗｓｒｏｔｈｉａＵｉｒｔ，ｉｎ７０７，ｈａ１ｏｌｅｏＡｔｎｕｃ，ｏｔｅｔＰｌｅｎｃｌｎｅｓｙＸａ１０２Ｃｉ；ｅｒｉｈｅｎｙｃｖｉｎ２ｈｉｈＡａｅｙＣＳＣ，ｕｅａｔ０００，ｈｎ）．ＴｅＳｔｃｄｍ，ＡＩＨｈｈｏ１００Ｃｉａｘｅ
严聪刘，洋孙得川何国强孙翔宇胡淑芳，，，，
７０７：１０２
０００）１００
（．西北工业大学燃烧、１流动和热结构国家级重点实验室，西安
２．中国航天科工集团公司六院，和浩特呼
摘要：已有的富氧条件下绝热材料烧蚀系统的基础上，取了典型固冲发动机补燃室内绝热材料的烧蚀边界参数，在提
①
收稿日期：０１Ｄ５修回１期：０１０ — 。２１一４；３２１－５２７

用于冲压发动机补燃室热防护的硅橡胶绝热层研究

ｓｌｏｕｂｒａｄｔｅｃｓｆｔｅｒｍｊｔｆｅｂｒｅｒｔｄｅａｄｔｅｅｆｃｓｏｏｐｉｇａｅｔｎｔｅｂｎｉｇｉｃｎｒｂｅｎｈａｅｏｈａｅｔｒｕｎｒｗｅｅｓｕｉｄ，ｎｈｆｅｔｆｕｌｇｎｈｏｄｎｉａｃｎｏ
ｅｈｎｅｄａｔａｌ．Ａａｉｆｒｌｔｎｏｎｕａｉｎｕｅｓｈｒｌｐｏｅｔｎｏａｅｆｅｂｒｅｓｎａｃｒｍａｉｌｃｙｂｓｃｏｍｕａｉｆｉｓｌｔｓｄａｔｅｍａｒｔｃｉｆｒｍｊｔａｔｒｕｎｒｗａｏｏｏ
维普资讯
第３Ｏ卷第３期
２００７年６月
火炸药学报
ＣｈｎｓｏｒａｆＥｘｌｓｖｓ＆ＰｏｅｌｎｓｉｅｅＪｕｎｌｏｐｏｉｅｒｐｌｔａ６５
用于冲压发动机补燃室热防护的硅橡胶绝热层研究
中图分类号：Ｊ５Ｖ４０Ｔ５；３文献标志码：Ａ文章编号：０７７１（０７０—０５０１０８２２０）３０６～４
ＳｕｙｏｔｄｎＴｈｅｍａｏｅｔｏｆＳｌபைடு நூலகம் ｎＲｕｂｅｎｕａｉｎｒｌＰｒｔｃｉｎｏｉｉｏｂｒＩｓｌｔｏ
Ａｂｔａｔｓｒｃ：Ｔｈａｔｒｆｃｉｇｔｅｐｏｅｔｆｉｓｌｔｎｍａｅｉｌｕｅｎｔｅｒｍｊｔａｔｒｕｎｒｗｅｅａａｙｅ．ｅｆｃｏｓａｆｔｈｒｐｒｙｏｎｕａｉｔｒｓｄｉｈａｅｆｅｂｒｅｒｎｌｚｄｅｎｏａ

固体火箭冲压发动机绝热层烧蚀及结构参数对烧蚀的影响研究

固体火箭冲压发动机绝热层烧蚀及结构参数对烧蚀的影响研究固体火箭冲压发动机以其高速、大比冲和机动能力强的特点成为了现代战争中极具发展前景的武器动力装置之一。

热防护是固冲火箭发动机研制过程中的一大关键技术问题，也是多年来制约固冲发动机发展的问题。

开展固冲发动机烧蚀机理研究对推动固冲发动机发展具有相当的理论和工程意义。

本文以采用硅基绝热层的冲压发动机为研究对象，以理论分析，数值计算和试验分析相结合的方法对硅基绝热层的烧蚀问题进行研究，并以相关研究结论为依据对进气道进行了优化设计，使进气道获得最大总压恢复和最小绝热层烧蚀率。

首先，以经典传热理论为基础建立了硅基绝热层热化学烧蚀模型。

二维数值模拟结果表明温度控制了发动机绝热层的烧蚀速度。

温度的不均匀性分布是导致烧蚀坑出现的主要原因之一。

以CVT插值方法实现了流固耦合的边界数据交换，对发动机烧蚀问题进行了三维数值模拟。

在进气道进口两侧的高温区逐渐形成了由化学反应引起的烧蚀坑。

而在补燃室下游区域，由于近壁面气流温度下降较快，烧蚀则不明显。

当碳化层形成后，绝热层烧蚀现象增速很快。

在碳化层形成后，在稳定的流场环境下，化学烧蚀即趋于稳定。

根据硅基绝热层的特点，分析了硅基绝热层烧蚀的三种形式，包括气动冲蚀，颗粒剥蚀和热化学烧蚀。

在硅化物生成率是稳态的假设条件下，建立了补燃室绝热层的烧蚀模型。

对试车试验工况下的发动机进行了数值模拟，分别计算了化学烧蚀率，气动冲蚀率和颗粒剥蚀率。

综合计算结果，对于硅基绝热层，在硅化物形成后发生的气动冲蚀率是造成补燃室绝热层失效的主要原因之一。

气动冲蚀效应较强的区域是进气道开口后半段两侧及紧靠进气道的部分区域。

分析了颗粒相与壁面碰撞后的运动形式，分别模拟了固相与液相颗粒对绝热层的影响。

颗粒相对绝热层的影响主要是强化绝热层传热和颗粒冲蚀两个方面。

对绝热层热增量有较大影响的颗粒是粒径较大，速度较快的液相颗粒，与壁面碰撞后的运动形式为飞溅形态。

对颗粒冲蚀效应有较大影响的仍然是粒径较大的颗粒。

固体发动机绝热材料烧蚀研究进展

两相流边界层流动：
辐射
力学气流剥浊
对流粒 $ 热增童！ i粒子侵缉浊埋」
:炭层孔隙|*«*•*•*•
|中的流动
：S | i
流动
传热
丨 • 化学 1
图 1 绝热材料烧蚀涉及的物理化学过程 Fig. 1 Physical and chemical processes involved in
ablation process of insulation materials
烧蚀问题非常复杂,但在热防护中又非常重要。首先,只有深人掌握绝热材料的烧蚀机理，才能提高绝热材料的研制水平。传统的绝热材料研制，主要依靠经验和半经验的方法。这种方式在继承型和改进型研制中是很有效的，但对于新型绝热材料，尤其是包含新机理的情况，这种方式往往效率很低，有时候会付出一定的代价。因此，只有不断提高对绝热材料科学的理论和方法，才能科学有效的指导绝热材料的研制，实现从经验型向理论指导与经验相结合的转变，提高研制效率和水平。再者，只有建立科学准确的烧蚀预示方法，才能提高发动机的设计水平，满足未来先进发动机研制的需求。而要建立科学准确的烧蚀预示方法，必须对烧蚀规律和机理有深刻的认识,建立更加精细化的模型。
断增加，绝热材料烧蚀研究将面临一些新的挑战，也将迎来新的发展机遇。
关键词：绝热材料；固体火箭发动机；烧蚀机理；烧蚀模型
中图分类号：V435
文献标识码： A
文章编号：1000-1328(2019)10-1146-11
DOI: 10. 3 873/j.issn. 1000-1328.2019. 10.005

冲压式气动激光器掺混燃烧数值分析及优化

ｓｒｓａａｓｄｂｓｇｔｅｔｌｏｕｅｉｌｉｕａｏ．Ｔｅａｅｅｒｄｐｅｅｄｓｎｎｅｎｌｅｙｕｉｏｓｆｍｒａｓｌｉｎｈｍｍｄｔｏｉａｏｔｉｔｅｉ，ａｄｉｙｎｈｏｎｃｍｔｊｈｙｓｄｎｈｇ
ＷＡＧＺｎ－ｕ，Ａａ —ａｇＺＡＧＸａ・ｉＡＧＹ・ｉＮｅｇｈｉＮＢｏｊｎ，ＨＮｉｗｅ，ＮｕｘｎＮｉｏＹ
（ａｉｎｌｅａｏａｒｏｂｓｏ，ｌｗａｄＴｅｏｓｕｔｒ，ｈ２ｔｎｔｕｅＮｔａＫｙＬｂｒｔｙｏＣｍｕｔｎＦｏｎｈｒ — ｒｃｅＴｅｓＩｓｔｔｏｏｆｉｍｔｕ４ｉ
Ｋｅｒｓ：ｇｓｄｎｍｉａｅ；ｎｍｅｉａｉｌｔｎ；ｎｎ— ｒｍｉｅｏｕｔｏｙｗｏｄａ — ｙａｃｌｓｒｕｒｃｌｓｍｕａｉｏｏｐｅｘｄｃｍｂｓｉｎ
０引言
固体火箭发动机驱动高能激光器技术属于固体燃料气动激光中的一种 ¨ ２。掺混燃烧室是气动激光的Ｉ重要组成部分，中在三维计算模型的基础上，文对其掺混燃烧室内流场建立了三维超音速反应流模型，某对推进剂配方和掺混燃烧室进行了数值模拟，研究了掺混燃烧室的设计和优化，可为气动激光器的实验设计提供借鉴。
ｆｈａｅｙｏＣｉａＡｒｐｃｃｎｅａｄＴｃｎｌｙＣｒｒｔｎｏｔｅｃｄｍｈｎｅｓａｅＳｉｃｎｅｈｏｇｏｏａｉ，Ｘｎ７０２，ＣｉａＡｆｏｅｏｐｏｉ１０５ｈｎ）ａ

用于冲压发动机补燃室热防护的硅橡胶绝热层研究

用于冲压发动机补燃室热防护的硅橡胶绝热层研究张　艳,陈国辉,王吉贵(西安近代化学研究所,陕西西安710065)摘　要:通过分析影响冲压发动机补燃室热防护层性能的因素,研究了粉状填料和纤维填料对硅橡胶绝热层耐烧蚀性能的影响和填料的组合作用;研究了硅橡胶绝热层与发动机壳体的粘接性能,将几种偶联剂对绝热层与壳体粘接性能的影响进行了对比。

结果表明,通过有机填料与无机填料以及纤维的共同作用,可以显著提高硅橡胶绝热层的耐烧蚀性能,降低其烧蚀率;W D260偶联剂可显著提高硅橡胶与钢的粘接强度。

初步探索出适合于冲压发动机补燃室热防护所用的硅橡胶绝热层配方。

关键词:应用化学;冲压发动机;硅橡胶;热防护中图分类号:TJ55;V430 文献标志码:A 文章编号:100727812(2007)0320065204Study on Therma l Protection of Sil icon Rubber I n sula tionUsed i n the Ram jet Af terburnerZHAN G Yan,CH EN Guo2hu i,W AN G J i2gu i(X i′an M odern Chem istry R esearch In stitu te,X i′an710065Ch ina)Abstract:T he facto rs affecting the p roperty of in su lati on m aterial u sed in the ram jet afterbu rner w ere analyzed. T he effects of several k inds of filler,including pow der filler and fiber filler,on the ab lati on p roperty of silicon rub2 ber in su lati on m aterial,and the synergistic effects of the fillers w ere investigated.Bonding p roperties betw een sili2 con rubber and the case of the ram jet afterbu rner w ere studied,and the effects of coup ling agen t on the bonding p roperties betw een the in su lati on and the case w ere compared.T he resu lts show that the comp rehen sive effects of o rgan ic fillers,ino rgan ic fillers and fiber fillers m ake the ab lati on p roperty of silicon rubber in su lati on enhance and the ab lati on rate low er.T he coup ling agen tW D260m akes the bonding strength betw een silicon rubber and steel en2 hance dram atically.A basic fo rm u lati on of in su lati on u sed as therm al p ro tecti on of ram jet afterbu rner w as p resen t2 ed.Key words:app lied chem istry;ram jet;silicon rubber;heat in su lati on引　言冲压发动机补燃室的热防护是冲压发动机的关键技术之一。

过载条件下固体火箭发动机内流场及绝热层烧蚀研究

过载条件下固体火箭发动机内流场及绝热层烧蚀研究作者：邢志浩刘燕宾王虎干张泽远来源：《航空兵器》2013年第04期摘要：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。

关键词：固体火箭发动机；过载；发动机两相流；绝热层烧蚀中图分类号：V435 文献标识码：A 文章编号：1673-5048（2013）04-0037-04InvestigationonInternalFlowandInsulatorErosionof SRMunderOverloadXINGZhihao1，LIUYanbin1，WANGHugan1，2，ZHANGZeyuan1，2（1.ChinaAirborneMissileAcademy，Luoyang471009，China；2.AviationKeyLaboratoryof ScienceandTechnologyonAirborneGuidedWeapons，Luoyang471009，China）Abstract：Toresearchtheinfluenceregularoftheoverloadtotheinternalflowfieldandtheablation ofinsulator，thenumericalsimulationandrotatingoverloadtestofsolidrocketmotorunderthecondition ofoverloadisdone.ThesimulationandtestresultsshowthatthemagnitudeofoverloadandtheAluminiumcont entarethemainreasonstoinfluencethecollectionconcentrationofparticlesandtheareaofthe seriousinsulatorablation，whichshouldbeconsideredfullyinthedesignofsolidrocketmotortoguaranteethesafetyandreliabilityunder workingcondition.Keywords：solidrocketmotor；overload；twophaseflow；insulaatorerosion0 引言当前发达国家先进在役中远程空空导弹已属于第四代，以美国的“阿姆拉姆”AIM-120为典型代表，其推进系统具有高加速、强机动能力。

火箭发动机绝热层的烧蚀率

火箭发动机绝热层的烧蚀率引言火箭发动机是航天器的重要组成部分，负责提供推力以克服重力和空气阻力，使航天器进入预定轨道。

而火箭发动机中的绝热层则起到了保护发动机结构和提高燃料效率的重要作用。

本文将对火箭发动机绝热层的烧蚀率进行全面详细、完整且深入的探讨。

什么是绝热层？绝热层是火箭发动机内部的一层材料，位于燃气与外界环境之间。

它主要由耐高温、耐腐蚀的材料构成，如碳复合材料、陶瓷材料等。

绝热层不仅具有良好的隔热性能，还能够承受高温和高压环境下产生的剧烈冲击和振动。

火箭发动机绝热层的作用1.隔离高温：在火箭发动机工作过程中，产生大量高温气体。

绝热层能够有效隔离高温气体，防止其对发动机结构和其他部件的损害。

2.提高燃料效率：绝热层能够减少燃气流失和燃料的过早燃烧，提高火箭发动机的燃料效率。

3.保护结构：火箭发动机内部存在复杂的结构，如涡轮、喷嘴等。

绝热层能够保护这些结构不受高温气体的侵蚀和损坏。

火箭发动机绝热层的烧蚀现象在火箭发动机工作过程中，由于高温气体的冲击和侵蚀，绝热层会出现不同程度的烧蚀现象。

这是因为高温气体对绝热层材料产生化学反应，导致材料表面被剥落或溶解。

这种现象会逐渐降低绝热层的隔离性能，并可能引起其他不良后果。

影响绝热层烧蚀率的因素1.材料性能：不同材料的耐高温、耐腐蚀性能不同，会直接影响绝热层的烧蚀率。

一般来说，材料的熔点越高、化学稳定性越好，其烧蚀率就越低。

2.工作条件：火箭发动机的工作条件包括温度、压力、速度等因素。

这些因素会直接影响高温气体对绝热层的冲击和侵蚀程度，从而影响烧蚀率。

3.燃料选择：不同的燃料在燃烧过程中产生的高温气体成分不同，对绝热层的侵蚀程度也会有所差异。

在设计火箭发动机时需要考虑合适的燃料选择，以降低绝热层的烧蚀率。

火箭发动机绝热层的测试与评估为了准确评估火箭发动机绝热层的性能和预测其寿命，需要进行一系列测试与评估工作。

1.实验室测试：通过在实验室中模拟火箭发动机工作条件，对绝热层材料进行烧蚀性能测试。

固体火箭发动机内绝热层烧蚀质量损失计算

固体火箭发动机内绝热层烧蚀质量损失计算
徐善玮;侯晓;张宏安
【期刊名称】《固体火箭技术》
【年(卷),期】2003(026)003
【摘要】运用较完备的烧蚀模型,采用了动边界显式差分格式,对固体火箭发动机内绝热层的烧蚀及其温度场进行了耦合计算.计算得到烧蚀率、炭化率、烧蚀厚度和炭化厚度,以及根据绝热层的工作时间计算出内绝热层的质量损失及发动机工作完成后一段时间内后效炭化质量损失.采用该方法不仅能使内绝热层设计更为合理,而且为后效推力的研究打下了基础.
【总页数】4页(P28-31)
【作者】徐善玮;侯晓;张宏安
【作者单位】中国航天科技集团公司第四研究院,西安,710025;中国航天科技集团公司第四研究院,西安,710025;中国航天科技集团公司第四研究院,西安,710025【正文语种】中文
【中图分类】V435
【相关文献】
1.固体火箭发动机内绝热层烧蚀试验研究综述 [J], 徐本恩;徐义华
2.固体火箭冲压发动机补燃室绝热层烧蚀试验研究 [J], 李岩芳;陈林泉;严利民;叶定友
3.过载条件下固体火箭发动机内流场及绝热层烧蚀研究 [J], 邢志浩;刘燕宾;王虎干;张泽远
4.某固体火箭冲压发动机绝热层传热烧蚀数值仿真研究 [J], 曹军;房雷;吴川
5.固体火箭发动机内绝热层烧蚀率实验研究 [J], 何国强;陈景蕙;季成伍;邝勇;伍中华
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

固体燃气涡轮火箭发动机掺混燃烧实验方法

固体燃气涡轮火箭发动机掺混燃烧实验方法李江;王伟;刘洋;刘诗昌;杨昀;杨飒【摘要】为研究固体燃气涡轮火箭发动机(SP-ATR)补燃室掺混燃烧规律,建立了一种采用多喉道喷管进行落压模拟的补燃室掺混燃烧实验方法,并利用该方法开展了典型工况下的地面直连实验研究,获取了流道内压强、温度分布、发动机推力等参数.结果表明,文中建立的补燃室掺混燃烧实验方法切实可行；两级喉道喷管可较好实现落压模拟功能；典型工况下补燃室燃烧效率、发动机性能较好；圆孔型掺混器流通面积较为合适,但对补燃室中段温度分布改善有限,为获得较优的发动机性能,还需进一步就掺混燃烧组织方式开展优化研究.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2013(036)002【总页数】5页(P170-174)【关键词】实验方法;掺混燃烧;固体燃气涡轮火箭发动机;多喉道喷管;掺混器【作者】李江;王伟;刘洋;刘诗昌;杨昀;杨飒【作者单位】西北工业大学燃烧、热结构和内流场重点实验室,西安710072;西北工业大学燃烧、热结构和内流场重点实验室,西安710072;西北工业大学燃烧、热结构和内流场重点实验室,西安710072;西北工业大学燃烧、热结构和内流场重点实验室,西安710072;西北工业大学燃烧、热结构和内流场重点实验室,西安710072;西北工业大学燃烧、热结构和内流场重点实验室,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V4370 引言自20世纪30年代以来，美国、俄罗斯、瑞典、丹麦等国针对固体燃气涡轮冲压发动机(Solid Propellant Air Turbo Rocket，SP-ATR)关键技术相继开展了大量有针对性的工作，各项相关技术均取得一系列进展［1－3］。

但随研究进程的逐渐深入，也相继发现存在诸多制约因素，影响其性能的进一步提升，突出表现为富燃燃气功能上的两用性要求SP-ATR推进剂在驱动涡轮、燃烧做功间存在相互匹配性，调节规律也较为复杂。

固体火箭超燃冲压发动机结构

固体火箭超燃冲压发动机结构
1.进气道：进气道负责将空气引入发动机，是超燃冲压发动机的关键部件之一。

2.火箭燃气发生部件：这是固体火箭超燃冲压发动机的核心部分，主要由固体燃料构成。

当固体燃料燃烧时，会产生富燃燃气。

3.燃气调节阀：这个部件负责调节燃气流量和压力，以确保发动机的稳定运行。

4.二次补燃室：补燃室是超燃冲压发动机的重要部分，富燃燃气与由进气道进入的超声速空气在这里混合并进行二次燃烧，形成高温高压燃气。

5.喷管：喷管负责将高温高压燃气喷出，产生推力。

喷管的喉道截面是关键的参数，决定了发动机的推力性能。

炮射固体火箭冲压发动机绝热层传热烧蚀性能研究的开题报告

炮射固体火箭冲压发动机绝热层传热烧蚀性能研究的开题
报告
题目：炮射固体火箭冲压发动机绝热层传热烧蚀性能研究
研究背景：
炮射固体火箭是一种重要的发射载荷的方式，其具有启动时间短、范围广、操作简单等特点。

随着国家对空间科学的加强投入，炮射固体火箭也越来越多地用于载人和非载人飞行器的发射。

冲压发动机具有高效能、简单稳定等特点，在固体火箭中被广泛应用。

然而，在高温高速气流作用下，发动机绝热层存在传热烧蚀问题，严重影响其使用寿命和可靠性。

研究目的：
本研究旨在探究炮射固体火箭冲压发动机绝热层的传热烧蚀性能，为其使用提供科学依据和技术支持。

研究内容：
1.通过文献综述和先前试验研究总结，对冲压发动机绝热层传热烧蚀特点进行建模和分析。

2.在高速火热和高压气流环境下，就绝热层材料的传热烧蚀行为进行定量实验，并针对实验结果进行分析及数据比对。

3.在常见工况条件下，进行绝热层材料烧蚀速度和传热性能模拟计算，并验证模拟结果的准确性。

4.结合实验和计算结果，探讨烧蚀行为特点的原因和机理。

5.提出在固体火箭发动机中绝热层耐热烧蚀性能的增强方式和未来技术研究的方向。

研究意义：
本研究将优化固体火箭冲压发动机的设计，增加其寿命和可靠性，有望促进我国航天事业和国防建设。

固体火箭发动机真实热环境下EPDM绝热层烧蚀计算与试验研究

固体火箭发动机真实热环境下EPDM绝热层烧蚀计算与试验
研究
刘沙石;檀叶;王鹏飞;冯喜平;张雁
【期刊名称】《固体火箭技术》
【年(卷),期】2024(47)1
【摘要】基于Hertz弹性碰撞理论和Thornton弹塑性假设,导出了粒子碰撞炭层过程中的压痕硬度理论表达式,根据弯管试验数据和试件扫描电镜分析提出了临界速度模型,对于三元乙丙橡胶(EPDM)炭化后形成的多孔炭化结构,结合裂纹侵蚀理论提出了两相流非完全弹性碰撞多孔炭化层体烧蚀计算模型。

设计了用于验证烧蚀计算模型的模拟发动机旋转过载试验,保证了模拟发动机和真实发动机的天地一致性。

结果表明:在模拟发动机真实飞行过程的热环境下,计算结果与实测结果能够基本吻合。

研究结果对固体火箭发动机绝热结构的设计具有工程指导意义。

【总页数】13页(P99-111)
【作者】刘沙石;檀叶;王鹏飞;冯喜平;张雁
【作者单位】西北工业大学航天学院;西安航天动力技术研究所;北京宇航系统工程研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V435
【相关文献】
1.固体火箭发动机内绝热层烧蚀试验研究综述
2.固体火箭发动机内绝热层烧蚀质量损失计算
3.过载条件下固体火箭发动机内流场及绝热层烧蚀研究
4.飞行加速度对固体火箭发动机前封头绝热层烧蚀特性影响研究
5.固体火箭发动机内绝热层烧蚀率实验研究
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。

Ｍａ为当地马赫数。同时，化物熔融层受燃气流压力和高速流动影硅
响，承受相当大的剪应力，，式（）按６计算：
１．．
１数学模型
１１气相方程．
Ｆ＝÷ｃｇ，＝０６６ｅｒ “ ｃ．４Ｒ￣ｐ：ｆ
化烧蚀模型为主。孙冰等对绝热层相变失效的问题
提动机发展的一个技术瓶颈。固冲发动机补燃室流场结进行了研究，出了有液态层吹除的化学反应烧蚀模但构复杂，不但存在两相流动燃烧，于采用硅基材料作型，研究中对补燃室内的氧化组分及温度都是以假对
（防科技大学航天与材料工程学院，沙国长
摘要：基绝热层在补燃室高温环境中形成的熔融层受到高速气流的剪切作用，渐脱离炭化层，成冲蚀现象。通硅逐形
过建立冲压发动机绝热层气动吹除过程的数学模型，对发动机绝热层的冲蚀过程进行了数值模拟。结果表明，冲蚀强度同
① 收稿日期：００１－４修回日期：０１３０。２１ —１；０２１－－０９
作者简介：理（９３）男，士生，要从事固体火箭冲压发动机相关研究。Ｅｍａ：ｌ９３ｙｈｏｃｒ．ｎ李１８一，博主－ｉｄ１８＠ａｏ．ｏｃｌｉｎ
ｃｌｆｅａｏａｕｌｇｓｆｗ；ｓｒｕｒｓｏｃｕｓｉａｋａｄｐｓｔｎｏｅｉｌｔｉｇｔｉｈｄｌｆｔｏｎｉｈｏｎｅｓｈｕｈｈｇｌｅｏｓｅｏｉｎｏｃｒｎｂｃｗｒｏｉｏｆｔｎｅ，ｆｈｎｔｅｍｉｄｅｏｗｅｇｂｒｉｌｔ；ｔｏｇｉｈｉｈ
，Ｆ＝即
模拟。燃烧模型如式（）所示：３
ｄ＝．一ｆ‘ Ａ１￡。ｔ１８ｐ：
式中
度。
（）３
Ｘ为燃气中氧化组分的摩尔浓度；ｐＴ为颗粒温
采用随机轨道模型模拟颗粒相的运动过程。
及其燃烧产物Ａ颗粒，两者在高温燃气中均以１Ｏ后
经高于Ｉ临界温度，认为内流场与壁面的对流传热可液相形式存在。为了简化模型，这里不考虑固相碳系数变化不大，在因此综合来看绝热层表面的热流密度颗粒，并且Ａ颗粒发生一步反应：ｌ也趋于稳定。绝热层发生的是稳态烧蚀，即熔融物的
Ｋｅｏｄ：ｍｅ；ｌａｐｅｏｉｉｓｌｔｎｅｏｉｙｗｒｓｒｊｔｓｉ／ｈｎｌｎｕａｏ；ｒｓｎａｉｃｃｉｏ
０引言
固冲发动机补燃室热防护问题一直是制约固冲发
效研究 ¨ Ｊ但受条件限制，，研究中的基本模型仍以炭
Ｅｒｓｏｎｌｓｓｏｉｃ／ｐｎｌｎｕａｉｎｏｉｎａａｙｉｆｓＩａｈｅ０ｉｉｓｌｔｉｃｏ
ｉｏｉ・ｏｋｔａｅｆｒｕｎｒｎｓｌｒｃｅｍｊｔａｔｂｒｅｄｒｅ
ＬＩＬｉｒＡＮＧｏ．Ｕｅ．ＴａＬＩＷｉ
（ｏｅｅｆｅｓａｅｎｔａＥｇｅｒｇＵＴ，ｈｎｓａ４０７，ｈｎ）ＣｌｇｒｐｃｄＭａｒｌｎｉｅｎ，ＮＤＣａｇｈ１０３ＣｉａｌｏＡｏａｅｎｉｉ
ＡｂｔａｔＤｅｔｓｅｒｎｃｉｎｏｈｉｈｖｓｏｉａｏｓｒｃ：ｕｏｈａｉｇａｔｆｔｅｈｇ — ｉｓｔｇｓｆｗ，ｔｅｍｅｔｇｌｙｒｆｒｄｏｈｉｃ／ｈｎｌｎｕａｉｎｉｏｃｙｌｈｌｎａｅｏｍｅｎｔｅｓｌａｐｅｏｉｉｓｌｔｎｉｉｃｏ
当地气流温度及流速紧密相关；进气道下游，在两进气道之间绝热层受到的冲蚀作用最强；燃室头部温度较高，是由于补但
气流流速较低，气流冲蚀影响较小。对比表明，流温度与速度共同决定的热流密度控制熔融层的形成速度，于稳定受气对
ｔｍｐｒｔｒｎｔｅｈａｆｔｏｅｅａｕｅｉｈｅｄｏｃｍｂｕｔ，ｔｅｅｏｉｎｔｅｅｉｏｅｙｓｒｏｓｄｏｒｌｔｖｌｏｇｓｖｌｃｔ．Ｃｏｈｅｓｏｒｈｒｓｏｈｒｓｎｔｖｒｅｕｕｅｔｅａｉｅｙｌｗａｅｏｉｙｉｍｐａｉｇｔｅｅｏｒｎｈｒ — ｓｏａｅｔｓｖｒｌｐｓｔｏｎｔｅｃｍｂｕｔｒｔｉｏｌｄｄｔａｈｅｇｓｔｍｐｒｔｅｃｎｒｌｈｅｆｒｕａｉｎｏｉｕｄｓｌｉｅｌｙｉｎｒｔｓａｅｅａｉｉｎｉｈｏｏｓｏ，ｉｓｃｎｃｕｅｈｔｔａｅｅａｕｒｏｔｏｓｔｏｍｌｔｏｆｌｑｉｉｉｄａ — ｃｅ，ｎｄｔａｅｏｉｙｃｔｏｓｔｒｓｏａｅ．ｒａｈｅｇｓｖｌｃｔｏｎｒｌｈｅｅｏｉｎｒｔ
４１０Ａ＋３２＝２１３Ａ２Ｏ（）３
吹除与生成是一个动态平衡过程，熔融层与气相交则界面上剪切力Ｆ与粘附力Ｆ保持平衡
Ｆ。
’ 一
Ａ颗粒的燃烧过程以颗粒液滴粒径的变化进行ｌ
因此有 Ⅱ ：ｃ一，ｐｕｈｆｇ￣
，
假设熔融层内的硅化物流速
ｔｏｓｎｕｒｃｙｓｍｕａｅｉｎｗａｍｅ￣ｌｉｌｔｄ．Ｔｈｅｕｔｈｏｈａｈｎｓｌｔｏｒｓｏｓｈｇｌｓｏａｅｔｅｏｉｎｅｅａｕｒｆｌ— ｉｅｒｓｌｓｓｗｔｔｔｅｉｕａｉｎｅｏｉｎｉｉｈｙａｓｃｉｔｄｗｉｈｖｌｃｔａｄｔｍｐｒｔｅｏｙｏ
善十（）去ｃ十］（被吹除，冲蚀现象。（蠹ｐ：［ｑ５１）咖ｘ）ｊ发生
１２凝相颗粒的燃烧与运动．
由燃气发生器进入补燃室的燃气流中含有大量凝
相颗粒，括不完全燃烧产生的固相碳颗粒、ｌ粒包Ａ颗
ｔｅｒｍｊｔｏｕｔｎｃａｅｎｅｉｈｔｍｐｒｔｒｓａｌｔｄｇａｕｌｗｙｆｍｈａｂｎｚｄｌｙｒ．Ａｍａｈｍａｉａｄｌｈａｅｍｂｓｏｈｍｂｒｕｄｒｈｇ — ｃｉｅｅａｕｅｉｂａｅｒｄａｌａａｒｔｅｃｒｏｉａｅｓｔｅｔｌｙｏｅｃｍｏｅｆｒｐｅｍａｉｅｖｎｒｃｓｆｔｅｉｓｌｔｎｉａｅｃｍｂｓｏｈｍｂｒｓｅｔｂｉｈｄ，ｎｈｒｓｏｒｃｓｓｏｓｌ— ｏｎｕｔｒｍｏｉｇｐｏｅｓｏｎｕａｉｎｒｍｊｔｏｕｔｎｃａｅｓａｌｅａｄｔｅｅｏｉｎｐｏｅｓｆｉｕａｃｈｏｉｗａｓｎ
式中
１
为熔融层的动力粘性系数。
按式（）计算：５
１＝１１３Ｘ１Ｍａ．８０ ’ （５）
化物覆盖，因此该区域上颗粒冲蚀作用不强，文不对本这２种现象进行单独研究。
本文通过建立模型，究了气相输运、相颗粒运研凝动与燃烧及壁面熔融层中硅化物剥蚀的物理现象。式中
－－－— —
４７０ — — － — —
２１０１年８月
李理，：等固体火箭冲压发动机补燃室掺混段硅基绝热层冲蚀分析
第４期
３种烧蚀现象。发生气流冲蚀现象的区域温度较高，
颗粒相大多为液相颗粒，且绝热层表面由熔融的硅并
一
层熔融层。熔融层在补燃室中受到燃气流的剪切作物理过程，括绝热层与燃气中氧化性组分发生化学包用，当其粘附力不足以抗剪时，融层脱落，成气流反应而形成的化学烧蚀、气发生器中形成颗粒相对熔形燃剥蚀。２０世纪９０年代就已经有针对硅基绝热层的失壁面的颗粒流剥蚀、流对绝热层熔融表面的冲蚀等气
固体火箭技术
第３第４期４卷
ＪｕｎｌｆＳｌｃｅｅｈｏｏｙｏｒａｏｉＲｏｋｔｃｎｌｇｏｄＴ
固体绝热层冲蚀分析①
李理，杨涛，刘巍
４０７）１０３
发展的发动机流场，冲蚀作用主要受绝热层气流速度控制。