候晓
,
程文
,
陈妮
,
周红英
新型炭材料
doi:10.1016/S1872-5805(13)60088-8
为适应高性能固体火箭发动机使用的苛刻条件,如高压和大流量,通过预成型设计和致密化过程改性,制备一种三维和四向炭纤维增强结构的新型炭/炭(C/C)复合材料.同时,探讨影响该喉衬材料关键性能的主要过程并进行性能评价.最后描述某些固体火箭发动机喷管的C/C复合材料的应用现状.结果表明,所制C/C复合材料具有优良的力学和热性能,其烧蚀率相当于整体毡预制体C/C复合材料织物,较径向炭棒法C/C复合材料织物低60％.
关键词:
炭/炭复合材料
,
喉衬
,
固体火箭发动机
,
轴炭棒
曹翠微
,
陈伟民
,
蔡体敏
,
李敏
宇航材料工艺
doi:10.3969/j.issn.1007-2330.2005.06.008
针对固体火箭发动机柔性接头中的橡胶材料,研究了在进行这种橡胶结构有限元计算中橡胶材料的力学行为的表征.进行了单轴拉伸与简单剪切材料力学性能试验,根据不同材料模型对试验曲线进行了拟合,并用MSC/Marc软件模拟了超弹性材料的单轴拉伸与简单剪切变形过程.结果表明:采用单轴拉伸试验数据预测材料剪切性能会造成明显误差,而简单剪切试验得到的模型可以比较准确描述材料的拉伸和剪切变形,针对柔性接头这种以剪切变形为主的结构,应选取剪切试验数据;当应变大于150%时,不同材料模型与试验数据的选用范围对计算结果具有明显影响.
关键词:
超弹性
,
橡胶
,
力学性能
,
有限元模拟
,
固体火箭发动机
沈学涛
,
李克智
,
李贺军
,
冯涛
,
张磊磊
,
王斌
无机材料学报
doi:10.3724/SP.J.1077.2011.00427
采用小型固体火箭发动机研究了碳化铪(HfC)改性炭/炭复合材料喉衬的热化学烧蚀. 借助基于最小自由能原理的NASA-CEA程序计算了燃气组成, 借助化学热力学软件FactSage计算了燃气组分与碳、 HfC的化学反应. 结果表明, 燃气中的H2O 、CO2和OH是碳和HfC的主要氧化组分, 使材料发生热化学烧蚀; 纤维-基体界面是烧蚀的薄弱环节, 烧蚀沿着界面分别向碳纤维和基体方向推进. 热化学作用(氧化)造成纤维变细, 顶端呈锥状, 基体变薄, 呈壳状.
关键词:
固体火箭发动机
,
carbon/carbon composites
,
hafnium carbide
,
erosion
罗婕
,
路宏年
宇航材料工艺
doi:10.3969/j.issn.1007-2330.2007.01.020
针对火箭发动机界面胶接质量检测中的回波信号微弱问题,通过利用兰姆波在单层各项同性介质中的位移分布公式,讨论了S0、A0、S1和A1这四种模式兰姆波在发动机钢壳中传播时的能量分布情况,并从理论上和实验中证明了S0和A0模式的声波能量集中于钢壳表面,且横波分量占主要成分,能够将声能最大限度地传入内部包覆层中.因此选择S0和A0模式兰姆波进行检测,能够增强深层回波信号能量,为胶接质量分析提供更有效的信息.
关键词:
固体火箭发动机
,
胶接结构
,
兰姆波模式
,
能量分布
曲家惠
,
魏岩峻
,
卢凤生
,
郭策安
稀有金属
doi:10.13373/j.cnki.cjrm.2014.04.013
固体火箭发动机喷管在工作过程中其内部要承受高温、高压以及高速燃气所携带的固体颗粒冲刷,这些因素会引起喷管内部的烧蚀,进而直接影响其弹道性能,因此喷管喉衬材料的烧蚀性能是固体火箭发动机研究的主要方向之一.金属钼具有抗烧蚀、力学性能好等一系列优良的性能,同时钼喉衬的制备工艺简单,是低温推进剂难熔金属喉衬的首选材料.采用小型固体火箭发动机静态实验台研究钼喉衬在双钴1-a推进剂下沿轴向方向上的平均线烧蚀率,利用扫描电镜(SEM)及其所配置的能谱(EDX)分析钼喉衬的烧蚀特征及其机制.结果表明:在双钴1-a推进剂下钼喉衬烧蚀程度沿轴向方向不断变化,喉衬各部位烧蚀形貌存在明显差别.在收敛段末段区域及整个喉部区域烧蚀最为严重,其主要为热化学烧蚀和粒子剧烈冲蚀,平均最大线烧蚀率为0.1475mm·s-1;收敛段大部分主要为热化学烧蚀和粒子轻微冲蚀;扩散段主要为热化学烧蚀.钼喉衬5 s后的平均烧蚀量约为喉径面积的4.92％,未超过喉径面积的5％,可满足在试验工况下固体火箭发动机的工作要求.
关键词:
钼喉衬
,
固体火箭发动机
,
烧蚀率
,
烧蚀机制
张崇耿
,
张新航
,
李强
,
张海鹏
,
赵荣
宇航材料工艺
doi:10.3969/j.issn.1007-2330.2007.03.010
针对某型号固体火箭发动机的防热要求,采用芳纶纤维、卤锑阻燃体系研制了新三元乙丙橡胶绝热层,配方中加入不饱和羧酸金属盐和某烷基酚醛树脂,拉伸强度和断裂伸长率分别提高了3 MPa和200%.同时采用纳米陶瓷粉体提高了碳层的致密性,线烧蚀率由原来的0.12～0.14 mm/s,降为0.086～0.12 mm/s,最终研制的J210-8绝热层已成功应用于30 s固体火箭发动机的燃烧室防热中.
关键词:
三元乙丙橡胶
,
绝热层
,
固体火箭发动机
,
燃烧室
杨喜军
,
王谨
,
程慧
,
张涛
,
朱涛
宇航材料工艺
利用某硅橡胶密封圈加速老化性能数据,采用逐次逼近以及数据拟合方法,推导出幂指数老化模型参数,获得该硅橡胶老化反应速率以及老化性能规律,该硅橡胶材料100℃下老化约30 d相当于常温(25℃)下贮存15 a；开展了压缩永久变形状态下密封圈应力分析,获得密封圈老化后应力分布,密封圈有压缩永久变形时最大接触应力小于无压缩永久变形时,30％压缩量、30％压缩永久变形率时最大接触应力水平与25％压缩量、无压缩永久变形时基本一致；建立不同老化状态与应力状态相关性,以30％压缩永久变形率为老化指标,该硅橡胶密封圈的贮存寿命约为12.4 a.
关键词:
固体火箭发动机
,
硅橡胶
,
密封圈
,
贮存寿命
