This study investigates the ablation resistance of C/C-SiC composites using the ground simulation internal flow-field supersonic oxygen-rich ablation test technology. The microstructure evolution and ablation mechanism of the composites in a supersonic oxygen-rich environment were explored by examining the macroscopic and microscopic ablation morphologies of the composites before and after the test. The results demonstrate that C/C-SiC composites exhibit excellent ablation resistance, with mass and linear ablation rates of .46 x 10-2 g/s and .42 x 10-2 mm/s, respectively, after 120 s of ablation in a low gas temperature and high oxygen-rich ablation thermal environment. As the gas temperature increases, the mass and linear ablation rates of C/C-SiC composites gradually increase, even though the oxygen enrichment within the gas components decreases. When the gas temperature reaches 2178-2491 K, the mass and linear ablation rates increase to 1.31 x 10-2 g/s and .84 x 10-2 mm/s, respectively. Furthermore, at high temperatures above 2650 K, the mass and linear ablation rates of the composites exhibit a geometric multiple increase, reaching 4.73 x 10-2 g/s and 1.89 x 10-2 mm/s, respectively. These findings indicate that the ablation resistance of C/C-SiC composites in the supersonic oxygen-rich ablation environment is more sensitive to gas temperature than oxygen enrichment. The main factors contributing to the increased ablation rate of C/C-SiC composites in the supersonic oxygen-rich ablation process include the formation of a glass SiO2 oxide film, transition to molten SiO2, erosion of molten SiO2, and high-temperature sublimation of the SiC matrix. The graphical abstract image briefly introduced the system composition of the ground simulation supersonic internal flow-field ablation environment. Then, the ablation thermal environment during the supersonic oxygen-enriched ablation test was analyzed. And further analysis was conducted on the evolution of microstructure and ablation mechanism of C/C-SiC composites under different supersonic oxygen-enriched ablation environment. image
根据柔性接头弹性件的实际工况,采用有限元方法模拟哑铃试样和四重片试样的循环受载情况,预估不同应变条件下试样的疲劳寿命.分析仿真结果发现,四重片试样在结构及受力状态等方面更符合柔性接头摆动疲劳测试工况.选取四重片为柔性接头寿命表征件,并对其开展剪切疲劳寿命试验,发现随着应变增加橡胶的疲劳寿命减小.对比有限元预估试样件寿命与试验结果,循环次数相差 13%以内,验证了该有限元寿命预估方法的正确性.文中所提出的有限元预估寿命方法可进一步应用于多种载荷情况下柔性接头的寿命预估,可节省试验成本,为柔性接头摆动寿命测试提供参考.
裂纹扩展特性是含缺陷发动机药柱结构完整性分析的前提.利用非固有内聚力模型,在有限元方法的基础上结合网格拓扑操作,发展了裂纹扩展仿真方法.以圆管发动机为例,研究了指数型点火压力作用下裂纹扩展的规律.研究结果表明,裂纹张开位移、裂尖横向位置在加载初期增速较大,加载末期增速较缓;随着压力因子绝对值、初始裂纹深度的增加,以及内表面均布裂纹数量的减少,裂纹张开位移会增大;压力因子绝对值越大,点火压力越大,裂纹也越容易提前扩展.初始裂纹深度的增加会在加载初期提前导致裂纹的扩展,在加载的后期,初始裂纹深度的增加反而会延迟裂纹扩展的时间.在加载的后期,尽管裂纹累计扩展次数一致,但裂纹数的增加会导致裂纹张开位移的减小,进而延迟裂纹扩展的时间.
采用热重-差示扫描量热法(TG-DSC)、热重-红外光谱实验(TF-IR)研究 1,1-二氨基-2,2-二硝基乙烯(FOX-7)的热分解过程、热分解产物以及金属氧化物V2O5 对FOX-7热分解过程、热分解产物的影响,并通过Gaussian 09 进行量子化学计算,得出一条FOX-7热分解途径.实验研究表明,FOX-7热分解分为两个阶段,产物有NO2、HNCO、CO2 和少量的NO,其中首先生成产物是NO2,含量最高是HNCO;V2O5 催化剂能使FOX-7 热分解峰温提前,添加催化剂后,FOX-7 热分解第二阶段放热量增加,放热量超过第一阶段并且FOX-7热分解产物中不再有HCN和N2O,说明V2O5 能够影响FOX-7 热分解.计算结果表明,FOX-7热分解首先生成NO2,并且1 mol FOX-7生成2 mol HNCO和1 mol NO2,实验结果和理论计算结果一致.
对于上支撑式导轨发射装置,由于火箭质心超出前滑块之外,起竖后需要发射电气分离机构具有较大的补偿量,而带有套接结构缓冲插头的脱落电连接器要求机构赋予其较大的插拔力和较短的分离时间.因此,结合近年来发射系统和火箭发展状态,介绍了一种新型电气分离机构基本构成和工作程序,以及关键技术参数的计算与仿真分析.通过自适应偏差补偿设计机理和四连杆运动情况动力学仿真计算,完成机构主要参数和结构优化设计,并经过地面试验和飞行试验验证.测试结果表明,该机构选择合理的机构尺寸和运动参数,采用弹簧浮板结构对箭上脱落插座位置进行补偿调整方案合理可行,解决了特种电连接器分离问题;连杆和拨动杆组合实现总分离时间 0.11 s,避免出现火箭较大直径的助推段和机构碰撞干涉.对该电气分离机构的技术优点进行了综合评析,对于同类产品的设计和应用有一定借鉴作用.
环形槽药柱结构能有效降低药柱内部的应力水平,在相同装填比条件下提高固体火箭发动机药柱结构完整性.该文对含有可燃芯模结构的环形槽药柱结构完整性进行了分析,给出了可燃芯模的实现途径,研究了芯模材料参数对药柱结构完整性的影响,分析了增加芯模后药柱内部最大等效应变减小的原因.仿真分析结果表明:采用含可燃芯模结构的环形槽药柱结构与传统的环形槽药柱结构相比,在硫化降温载荷作用下,药柱内部的最大等效应变降低约 26%,点火建压载荷作用下,最大等效应变下降约 27.7%.通过分析可知,药柱内部的最大等效应变随着可燃芯模材料强度的增加先减小后增大,选择合适的芯模材料可以进一步降低药柱的等效应变,该结果可以为芯模材料的选择提供参考.
为实现参数化驱动的固体火箭发动机结构设计、零件装配及其与平行层燃面退移的一体化集成,以Pro/E族表技术为核心,利用WinForm框架和XML等技术,提出了实现固体火箭发动机结构参数化模装设计和整机自动化装配的技术途径,实现了发动机各零部件三维模型的参数化驱动及发动机整机的自动化装配,实现了复杂三维药柱退移过程中的拓扑结构变化.该研究开发完成固体火箭发动机结构参数化模装设计软件系统,系统中包含 29 个发动机零件,通过灵活设定结构参数,可自动化构建多达 720 种不同结构形式的发动机结构实体模型,实现平行层燃面退移,得到发动机工作过程中的动态结构质量特性,同时计算出发动机的内弹道性能,并且具有可扩展性.该技术能够为进一步研究固体火箭发动机的设计、仿真、优化的一体化系统奠定基础.
为研究三扰流片推力矢量发动机进行推力调节时的矢量特性,采用重叠网格技术对三扰流片推力矢量装置展开数值模拟;将数值结果采用RBF(Radial Basis Function Neural Network)神经网络方法进行拟合,提出了一种依据舵机位移计算主推力和侧向力的推力矢量计算方法;最后,进行了原理样机推力开环试验.数值研究结果表明,舵机位移在12.5 mm以内时,发动机主推力曲线台阶变化明显;舵机位移为 10.5 mm时,喷管尾部流场内开始出现斜激波交会形成马赫盘,马赫盘前移逐渐贴附于喷管口的现象.从拟合得到的侧向力计算式可以看出,三扰流片组合差动受到的侧向力,以及喷管内流动不对称产生的喷管内侧向力均为驱动扰流片旋转的舵机位移的函数.点火试验结果表明,拟合计算得到的发动机主推力和侧向力与试验实测值之间的偏差在 4%以内,验证了所提出的推力矢量计算方法的正确性.
固体火箭发动机尾焰中存在浓密的小尺寸颗粒和稀疏的大尺寸颗粒.利用高速相机直接对尾焰进行拍摄,采用粒子轨迹法对尾焰中大颗粒速度测量.粒子轨迹法测速的关键是正确识别粒子轨迹并确定其长度,为此发展了从图像中判别粒子轨迹的算法,提出了确定轨迹长度的一维拟合算法.通过对模拟粒子轨迹图像的计算分析,检验了一维拟合算法的计算效率和精度.利用文中发展的粒子轨迹法对固体火箭发动机尾焰中大尺寸颗粒进行了全流场速度测量.测量结果展示了尾焰中粒子速度随时间的演化,揭示了在超音速尾焰中大尺寸粒子速度随着距喷管出口距离的增加而衰减的定量特征.在全部测量区域内及测量时间内,没有观察到粒子速度的突变,这表明大颗粒的运动速度没有受到尾焰中激波的影响.该测量手段为固体火箭发动机尾焰中大尺寸颗粒的速度测量提供了新的选择.
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.
固化降温工艺对固化降温过程固体发动机药柱的温度场和应力场有显著影响.为准确评估固化降温过程固体发动机药柱的结构完整性水平,优化固化降温工艺,采用数值模拟方法对某碳纤维复合材料壳体发动机药柱在 6 种固化降温工艺条件下的温度场和结构完整性进行计算,计算过程考虑壳体表面对流换热系数的动态变化和热辐射效应,极大提高了降温过程热载荷引起的药柱结构响应的计算精度.计算得到了不同工艺条件下药柱的温度场及变化规律、应力应变响应规律,评估了药柱的结构完整性.结果表明,通过监测壳体表面温度,并结合温差变化规律和药柱温度平衡时滞可估算药柱内的温度及其平衡时间.通过调整降温工艺参数,可提高药柱的安全系数.降温初期缓慢降温可降低药柱应力应变增长速率,同时可降低药柱的累积损伤水平.
为研究端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂力学性能非均匀性对药柱结构完整性的影响,针对HTPB推进剂在定应变载荷作用下的两类典型本构响应特性构建药柱力学性能非均匀场,采用梯度有限元法开展药柱在点火增压载荷作用下的结构完整性评估.结果表明,HTPB推进剂力学性能的非均匀性引起的药柱等效应变响应的变化,以及定应变引起的药柱最大延伸率的非均匀分布是影响药柱结构完整性的两个直接因素;药柱中模量的不均匀分布是影响其在点火增压载荷下应变响应的主要因素;药柱力学性能的非均匀分布对其在点火增压载荷下的安全系数有较大的影响.考虑药柱力学性能非均匀性时,Ⅰ型推进剂药柱安全系数由 2.32 上升到 3.14,上升幅度约为 35.34%;Ⅱ型推进剂药柱安全系数由 2.13 下降到 1.48,下降幅度为 30.52%,其中药柱等效应变响应的变化对两型推进剂药柱安全系数的影响度分别为-10.15%与31.63%,最大延伸率的变化对两型推进剂药柱安全系数的影响度分别为 110.15%与 68.37%.药柱安全系数变化主要由推进剂最大延伸率变化决定.
针对内压作用下的中空轴编C/C复合材料设计问题,提出依据复合材料均匀化理论,将中空结构简化为功能梯度材料圆筒的构想,构建了轴编C/C复合材料细观结构与宏观应力分布的理论关联模型.以中空结构等应力分布为设计目标,采用所建立的关联模型设计获得轴编C/C复合材料的编织工艺方案,并通过有限元仿真验证了方案的正确性.结果表明,建立的关联模型为轴编C/C复合材料喉衬的编织工艺设计提供了理论支撑,通过对碳棒和纤维束排布规律等细观结构的设计,喉衬内外周向应力差减小了 24.58%.
三氢化铝具有高储氢量、燃烧产物相对分子质量相对较小和快速释氢的特点,近年来成为推进剂、炸药组分和燃料电池的氢源研究热点.三氢化铝的合成方法有很多,其中固相化学法是一种利用原材料进行固相反应合成三氢化铝的方法,制备过程中避免了溶剂的使用,操作简便,危险性小.对近年来固相化学法合成三氢化铝的研究进展进行综述,简要分析了固相反应机理及合成工艺条件的影响,并提出一些固相化学法制备三氢化铝亟待解决的问题.
AP/Al/PBT推进剂中的填料-基体界面的良好粘接可有效发挥基体粘弹性和填料增强作用,是保持推进剂优良力学性能的关键.采用分子动力学方法和反相气相色谱法研究了PBT推进剂中填料-基体界面作用机制.此外,为探索长期贮存条件下PBT推进剂的主要失效模式,开展了高温条件下PBT推进剂加速老化试验.基于单轴拉伸试验,得到了PBT推进剂的宏观力学性能劣化特征规律,采用接触角法和超景深光学显微镜研究了填料-基体粘接性能的演化规律.结果表明:Al-PBT基体界面结合能高于AP-PBT基体界面结合能,Al-PBT基体界面的酸碱作用比AP-PBT基体界面的酸碱作用更强;PBT推进剂高温加速老化过程中Al-PBT基体界面粘接增强而AP-PBT基体界面粘接减弱,40、60、70℃老化 360 d后Al-PBT基体界面综合粘接性能参数由初始的7.6 分别增大至13.1、18.8、36.0,而AP-PBT基体界面综合粘接性能参数由初始的 36.1 分别下降至 25.2、16.9 和 11.0;老化过程中,PBT推进剂拉伸断面上裸露的AP颗粒投影面积占比与初始模量表现出良好的线性相关性,AP-基体界面粘接的弱化是引起PBT推进剂初始模量下降的重要原因.
针对精确描述不同工况下固体火箭发动机药柱结构完整性的需求,基于并行流变框架理论(Yeoh-Boyce)提出了一种能表征HTPB推进剂力学性能变化的非线性本构模型.首先开展了非线性本构模型对不同温度、速率和压力条件下推进剂力学性能的预示能力分析,进而基于所构建推进剂非线性本构模型重点对固化降温后点火增压的固体火箭发动机药柱结构完整性进行分析,并将所得计算结果与工程常用Prony级数线粘弹性本构模型计算结果对比,得到了非线性本构模型与Prony级数线粘弹性本构模型两种模型下的固体火箭发动机药柱工作安全系数.结果表明,所提本构模型对推进剂力学性能预示结果与实验数据符合较好,并且使用Von Mises应变为药柱失效准则时,非线性本构模型计算固化降温后点火增压的固体火箭发动机药柱工作安全系数为 1.35,Prony级数线粘弹性本构模型计算结果为 1.75.以上结果表明,非线性本构模型计算所得工作安全系数远小于Prony级数线粘弹性本构模型计算结果.
良好的进水状态是保证水冲压发动机高效工作的关键,进水适度雾化既易于反应,又具有穿透力,保证与燃气充分掺混燃烧.在发动机燃烧室有限空间内,多喷嘴进水相互干扰,实际雾化效果与有效射程更加复杂.基于此,分别开展了单喷嘴雾化特性与多喷嘴雾化效果试验研究.结果表明,在距离喷嘴出口 60 mm处,进水雾化粒径趋于稳定;多喷嘴同时工作时,雾化液滴在中心线附近再次相互融合,使得轴向喷射距离增加,穿透能力增强,空间上延长了进水与燃气的掺混路径,有利于充分进行化学反应,但喷嘴数量过多时,会形成实心水柱,弱化进水雾化效果,进水系统应当把握好"适度"原则.在内径180 mm的发动机中,喷嘴直径为3.2 mm,供水压差为3～4 MPa工况下,周向均布5 个喷嘴时,轴向喷射距离约为 17 cm,雾化效果较好,有利于促进燃烧.
依据最小自由能原理,采用固体推进剂能量特性计算程序计算了标准条件下含铝锂(Al-Li)合金丁羟(HTPB)推进剂的能量性能,研究了不同Li含量的Al-Li合金粉对HTPB推进剂比冲、密度、密度比冲及特征速度的影响;并采用爆热、爆热残渣粒度分布以及活性铝含量验证了Al-2.5Li(Li质量含量为 2.5%)合金粉对HTPB推进剂能量特性的影响.理论计算结果表明,采用纯Li取代Al粉,HTPB推进剂的标准理论比冲最大可增加 58.11 N·s/kg;当以Al-Li合金的形式取代Al粉时,不同Li含量的Al-Li合金对HTPB推进剂配方的能量性能参数影响不同,标准理论比冲以及特征速度呈现增加的趋势,密度以及密度比冲呈现降低的趋势;当以Al-20Li合金替代Al粉时,HTPB推进剂配方的标准理论比冲最大可提高 39.10 N·s/kg.爆热试验结果表明,含Al-2.5Li合金粉HTPB推进剂的爆热略高于Al粉配方,燃烧残渣粒度d43低于对照配方;含Al-2.5Li合金粉HTPB推进剂燃烧残渣活性铝含量低于对照配方.
为研究喷嘴结构及工艺参数对固体推进剂 3D打印挤出的影响规律,从而更好地指导喷嘴结构优化与挤出工艺改进,实现高质量连续的固体推进剂挤出与成型,以某固体推进剂 3D打印机喷嘴结构为例,开展了固体推进剂 3D打印挤出过程的有限元分析,确定了喷嘴直径、喷嘴收缩角、工艺温度和壁面滑移系数四个因素为设计参数,以出口速度均匀性指数与压力降为目标结果,对固体推进剂 3D打印挤出工艺进行了正交试验设计,并利用灰色关联度分析法和极差分析法对试验结果进行多目标优化处理.结果表明,相比于其他因素壁面滑移系数对优化目标的影响程度最大,并且当喷嘴直径为1.5 mm、喷嘴收缩角为 120°、工艺温度为 60℃、壁面滑移系数为 103 时推进剂药料的挤出成型性能最优,此时的灰色关联度值为 0.8018.
针对 15 MPa内压载荷下某碳纤维复合材料壳体结构优化设计问题,采用代理模型辅助优化算法得到最大沿纤维方向的应变最小的后封头补强模型.基于Python对ABAQUS进行二次开发构建精细化的碳纤维壳体后封头模型并进行仿真分析,预测其破坏位置并得到优化目标参数.以碳纤维缠绕层带宽、纵向缠绕层退移距离和补强位置为优化变量,最大沿纤维方向应变为优化目标,利用LHS(拉丁超立方采样)方法建立关于优化变量的参数化组合样本,结合神经网络代理模型和遗传算法对国产T800 碳纤维缠绕壳体后封头最大沿纤维方向应变进行寻优求解.结果表明,在纵向缠绕层退移半径为 19.98 mm、带宽为 25.96 mm、补强层起始半径为 579.38 mm时,最大沿纤维方向应变可以达到最小的 0.0158,相比未优化设计结构下降了 4.2%,为今后的大型国产碳纤维缠绕壳体封头设计提供了设计方法参考.
