火箭耐烧蚀纳米复合材料的工艺、组织及性能

描述了一种火箭新型耐烧蚀纳米复合材料（NRAM）的研制。评估了高岭土（MMT）纳米粘土、纳米碳纤维（CNF）,多面体齐聚物POSS等纳米粒子与酚醛树脂SC-1008的结合性。用不同含量纳米粒子代替现有耐烧蚀材料MX-4926中的碳黑制造了几种NRAM。用燃烧煤油和氧气的一台亚尺寸超声速液体燃料火箭发动机来研究耐烧蚀材料的烧蚀和鲍热性能。这种模拟的固体火箭发动机（SSRM）亚尺寸烧蚀试验结果表明,NRAM比MX-4926在侵蚀率和吸热温度方面性能提高,成功验证了火箭喷管组件中使用NRAM的可行性。     

固体火箭发动机用高性能有机硅烧蚀材料研究

本文讨论了有机硅树脂的结构(R/Si,Me/Ph,分子链形态和共聚单体的组成)对材料热稳定性和烧蚀性能的影响。采用特殊的合成工艺和正确的配方设计,可以合成出具有线型支化结构的树脂。它热失重小、成炭率高、炭化层强度大、耐冲刷性能好。利用填料之间在高温下发生吸热化学反应来设计材料配方,可有效地降低冷壁温度,改善烧蚀性能。     

固体火箭发动机用低成本、低烧蚀喉衬材料

在战略导弹上使用的高性能固体火箭发动机很多都采用三维柱面形编织碳－碳合成材料作为整体式喉部和入口段（ＩＴＥ）的材料，以便减少喉部烧蚀，从而使其性能最佳。最近，对一种低成本四维编织结构碳一碳材料进行了试验，并证明其适用于战略和战术固体火箭发动机。在相同的点火条件下，这种材料与三维柱面形编织部件相比，抗烧蚀性能有所提高。     

在缩比垂直发射系统上进行的烧蚀和压力响应的实验研究

用一个１：１６的缩比固体推进剂发射装置，逼真。模拟了全尺寸垂直发射系统（ＶＬＳ）的瞬时压力和材料烧蚀特性的试验。在火箭发动机中测得的瞬时压力曲线，用四阶勒恩－库塔法的分块参数进行了验证。发射装置其它部件上的瞬时压力曲线与火箭发动机内的压力相似。为模拟全尺寸ＶＬＳ的喷管群，用２孔和４孔喷管分别作了试验，以研究喷管构型对压力和烧蚀材料的影响。喷管喉部面积较小，发射持续过程就较短并产生较高的质量流率。这些质量流从火箭发动机流入增压室。对烧蚀材料腐蚀深度的轮廓线的重复试验表明，已被烧蚀的表面比材料还未烧蚀的平整表面有更好的防烧蚀作用。烧蚀材料的烧蚀主要取决于从喷管喷出的质量流率和烧蚀材料的结构。     

烧蚀试验用的缩比管道发射装置的研制

为试验烧蚀材料在固体火箭发动机排气中的抗烧蚀能力，发展了一种新的缩比试验装置，这种缩比管道发射装置能提供同全尺寸管道发射装置相似的火箭排气流环境。对许多要评定的烧蚀材料，这是一种检修快，成本低的试验装置，至今已进行了１５次发动机点火。对５０余种候选烧蚀材料做了评定。     

新型防热抗烧蚀材料在火箭喷管上的应用

研制出了高碳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。     

过载条件下固体火箭发动机内流场及绝热层烧蚀研究

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。     

固体火箭燃气舵的结构分析

该文根据充分的试验数据,从材料的耐烧蚀性能和舵的几何尺寸及形状等方面,讨论了固体火箭燃气舵的结构设计要求和结构形式对烧蚀率的显著影响。     

喷管内衬烧蚀研究的进展

分析固体火箭发动机喷管内衬烧蚀研究的现状和还需进一步解决的问题。对国内外喷管内衬的烧蚀模型进行评述。概要地介绍以气动热化学烧蚀为基础的碳基或硅基材料的几种烧蚀模型。     

某点火器本体和螺套的热设计应用

根据某点火器螺套在某固体火箭发动机地面热试车中被烧蚀的情况,建立了该点火器热设计模型,核算了该固体火箭发动机中安装点火器部位的换热系数,以此为条件,计算了该点火器本体材料由钛合金改为铝合金和螺套材料由钛合金改为钢45的热防护要求,结果达到了应用热设计理论优化产品设计的目的,改进设计的点火器成功通过固体火箭发动机试验。     

航天飞机先进固体发动机1．2m缩尺模型材料的碳布酚醛烧蚀试验

用ＮＡＳＡ马歇尔航天飞行中心（ＭＳＦＣ）１．２ｍ发动机试车台，对航天飞机先进固体火箭发动机（ＡＳＲＭ）喷管材料进行烧蚀评估。对各种碳布酚醛（ＣＣＰ）材料在相同构形和同一发动机工作条件下进行了试验。讨论了以经验构造材料模型的方法。材料模型的试验通过在不同对流环境下计算烧蚀值，并将测量值与计算值进行比较而完成。１．２ｍ缩尺模型经验数据取自喷管的最小粒子冲击区，目的是减少机械磨蚀对分析模型的影响。     

过载对固体火箭发动机影响的研究

通过发动机的地面旋转过载试验,获得了在旋转过载条件下固体火箭发动机的性能曲线及绝热层的烧蚀率,经与地面静止点火试验数据对比分析后认为:降低推进剂的铝粉含量,可以减轻粒子流对绝热层的烧蚀、冲刷作用;同时优化喷管型面,可以减少粒子沉积,减轻粒子流对喷管的烧蚀冲刷作用。     

固体火箭发动机燃烧室绝热层的设计与研究

通过对固体火箭发动机燃烧室绝热层作用、种类及其隔热机理的研究,分析了绝热层材料的性能特点,论述了绝热层配方选择与结构设计的过程,并给出了较优的材料选择和结构设计方法,对绝热层的具体工艺实施阶段具有一定的指导意义。     

固体火箭发动机长尾喷管内衬烧蚀流场分析

为了给固体火箭发动机长尾喷管的热防护设计和改进提供理论依据和有益的参考,文中通过解剖某固体火箭发动机长尾喷管试验残骸,并对长尾喷管内衬残骸进行了测量和分析,给出了长尾喷管内衬的烧蚀规律。利用流场仿真的方法对长尾喷管流场进行了理论计算和分析,分析了长尾喷管内衬的烧蚀机理,分析表明凝相粒子的侵蚀是长尾喷管内衬局部烧蚀严重的主要原因。     

隔热抗烧蚀材料及制备设备的研究进展

对隔热抗烧蚀材料及制备设备的研究进展进行了全面的评述，包括难熔金属材料、树脂基复合材料、陶瓷基复合材料和碳基复合材料，同时还就烧蚀材料烧蚀性能的检测方法进行了评价。     

浅谈玻璃钢在火箭技术中的现状及动态

本文论述了用玻璃钢材料代替金属材料制造火箭发动机零部件对火箭的性能所产生的影响,以及出现问题的处理方法,并对玻璃钢材料的前景进行了预测。     

钨渗铜燃气舵化学烧蚀计算

固体火箭发动机燃气舵的烧蚀主要包括 Al2 O3颗粒冲刷、化学烧蚀,采用商业软件 FLUENT 对某型号的固体火箭发动机尾流场和钨渗铜燃气舵的流场进行模拟,通过气固双向耦合计算稳态和瞬态的燃气舵的内部温度场分布和变化过程;编写插入 UDF 函数计算燃气舵与高温气流发生反应造成的化学烧蚀,计算燃气舵的化学烧蚀量。     

固体火箭发动机长尾管烧蚀机理研究

长尾管的热防护问题是端面燃烧固体火箭发动机研制中最突出的技术关键之一。本文从理论分析、流场计算和实验研究三个方面研究了端面燃烧固体火箭发动机长尾管的热防护问题。揭示出造成长尾管内衬材料局部烧蚀增强的主要机理。数值计算给出了燃气在长尾管内的流线图、压力、温度、密度、湍动能以及湍动能的耗散率。测定了型号发动机在热试车时长尾管壳体外壁面温度分布，以及试车后内衬材料的烧蚀与碳化厚度。另外，还专门设计了模拟     

低特征信号绝热衬层材料的发展

论述了在固体火箭发动机设计中，低特征信号绝热衬层材料的重要性，特征信号及其形成机理，国内外的研制和应用状况，部分配方的性能，目前存在的不足以及发展方向。     

国外固液发动机喷管用烧蚀材料试验研究

本文论述了国外对固液发动机喷管用烧蚀材料的烧蚀机理的研究，以及碳／酚醛，二乳化硅／酚醛，碳／碳的测试与分析，结果表明分析测试方法对喷管设计是有效的，由于燃烧产物的影响，同种材料在固液发动机中的烧蚀率要高于固体发动机。