共查询到17条相似文献,搜索用时 78 毫秒
1.
阐明固体火箭发动机燃烧室材料的X射线吸收特性,给出材料线吸收系数的测试方法,提出固体火箭发动机燃烧室X射线探伤像质计类型、材料和放置的建议。认为建立固体火箭发动机燃烧室X射线探伤像质计标准势在必行。 相似文献
2.
固体火箭发动机高能X射线照相无损检测技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
分析了固体火箭发动机高能X射线照相过程中影响成像质量的因素,并给出了相应的解决方案和能引起固体推进剂性能改变的辐射剂量标准. 相似文献
3.
4.
5.
6.
固体发动机射线检验工艺探讨 总被引:1,自引:0,他引:1
有关文献表明,固体发动机关键区域内,当界面脱粘面积达15cm~2,间隙达0.38mm时,脱粘处推进剂的燃烧,可引起发动机壳体烧穿;药柱内缺陷能增大火焰燃烧面积而引起发动机爆炸。因此,必须对发动机内的缺陷进行有效控制,以保证安全。 相似文献
7.
8.
9.
10.
11.
12.
13.
14.
15.
16.
17.
以高氯酸铵/端羟基聚丁二烯/Al三组元为推进剂,在压强6.5 MPa、工作时间20、60、95 s的烧蚀条件下,进行长时间的固体火箭发动机烧蚀,模拟计算了喷管3D C/C材料喉衬热平衡状态下的对流换热系数、温度场和应力场,结合计算结果分析了喉衬各区的烧蚀特征与机理。结果表明:喉衬收敛段温度最高,烧蚀为氧化组分(H2O、CO2、H2)与表面碳发生的热化学烧蚀;喉径区换热系数最大,温度较高,内表面在应力作用下,烧蚀最为严重,为燃气热化学烧蚀、高速气流机械剥蚀及粒子冲刷的共同作用,表面呈现出微小的沟槽或裂纹,应力与氧化使喉衬在低于材料极限应力下发生分解破坏;出口段应力降低,温度明显下降,烧蚀率显著降低。喉衬烧蚀机理为温度、应力影响下燃气氧化组分与碳的热化学烧蚀、气流机械剥蚀和Al2O3颗粒侵蚀的联合作用。 相似文献