长时间抗强氧化剥蚀固液发动机喷管热结构材料研究

doi:10.13675/j.cnki.tjjs.190131

推进技术 ›› 2020, Vol. 41 ›› Issue (3): 700-706.DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.190131

长时间抗强氧化剥蚀固液发动机喷管热结构材料研究

朱阳¹,孟祥利²,崔红^1,2,张强²,闫联生²,张祎²

1.西北工业大学材料学院，陕西西安710072;2.西安航天复合材料研究所，陕西西安710025

发布日期:2021-08-15
作者简介:朱阳，博士生，研究领域为陶瓷基复合材料。E-mail：zhuyang0826@hotmail.com
基金资助:
国防基础科研项目（JCKY2017203C042）；国防科技创新特区项目（18H86303ZT00501601）；西安航天复合材料研究所预先研究项目（7999900049902）。

Long-Duration Anti-Oxidation Ablation Materials for Nozzle Thermal Structure of Hybrid Rocket Motors

1.School of Materials Science and Engineering,Northwestern Polytechnical University,Xi’an710072,China;2.Xi’an Aerospace Composites Research Institute,Xi’an710025,China

Published:2021-08-15

摘要/Abstract

摘要： 能衔接固体发动机和液体发动机比冲的固液发动机得到广泛研究。由于固液发动机的强氧化剥蚀环境，发动机的主动热防护喷管很难满足长时间工作的需求。利用固液火箭发动机，喷管采用主动热防护方案，完成了工作时间长达200s固液发动机的喷管热结构型式设计、热结构材料制备和热结构材料筛选试验。完成两轮热试验工作。初始状态喷管和改进状态喷管均成功通过长达200s固液发动机热试车考核。研究结果表明：（1）固液发动机喷管的热结构设计与抗强氧化、高温烧蚀和剥蚀的材料制备，是保证喷管长时间稳定可靠工作的两个技术关键。（2）采用复相陶瓷复合材料结构件改进喷管的性能一致性、工作可靠性更高，材料烧蚀率相对更低。（3）改进喷管大幅度地提高固液发动机性能，提升燃烧室内压159%，提高发动机推力43%。

关键词: 固液发动机;喷管;主动热防护;长时间;抗强氧化

Abstract: Hybrid rocket motor (HRM) capable of linking up the specific impulse gap between solid rocket motor (SRM) and liquid rocket motor (LRM) is under extensive research. Some active thermal protection nozzles applied successfully in the SRMs and LRMs could not fulfill the long service requirement (≥200s) of the HRMs due to the strong oxidation and ablation environment. This work employs the typical scheme design of HRM, by using the active thermal protection nozzle for the accomplishment of the thermal structural design, structural material preparation and material selection of HRM nozzle working up to 200s. There are two cycles of firing test described. Both the initial and improved nozzle have successfully passed the firing test lasting 200s. The test results have shown that: （1) The thermal structural design and the preparation of anti-oxidation material resistant to strong oxidation and ablation at higher temperatures are the two key factors to a longer work time of the nozzle of hybrid rocket motor. （2) The use of dual phases ceramic matrix composites could be beneficial to the performance consistency, reliability of hybrid rocket nozzle and relatively lower ablation rate of material. （3) The improved nozzle greatly improved the performance of HRM, which could help the increase of the chamber pressure by 159% while the increase of motor thrust by 43%.

朱阳,孟祥利,崔红,张强,闫联生,张祎. 长时间抗强氧化剥蚀固液发动机喷管热结构材料研究[J]. 推进技术, 2020, 41(3): 700-706.

ZHU Yang¹,MENG Xiang-li²,CUI Hong^1,2,ZHANG Qiang²,YAN Lian-sheng²,ZHANG Yi². Long-Duration Anti-Oxidation Ablation Materials for Nozzle Thermal Structure of Hybrid Rocket Motors[J]. Journal of Propulsion Technology, 2020, 41(3): 700-706.

参考文献

[1] 王鹏程,朱浩，蔡国飙.面向成本的固液火箭发动机方案设计优化[J].固体火箭技术，2017，40(5):537-544.
[2] Davydenko N A，Gollender R G，Gubertov A M，et al.Hybrid Rocket Engines: The Benefits and Prospects[J].Aerospace Science and Technology，2007，11(1):55-60.
[3] 蔡国飙.固液混合火箭发动机技术综述与展望[J].推进技术，2012，33(6):831-839.(CAI Guo-biao.Development and Application of Hybrid Rocket Motor Technology: Overview and Prospect[J].Journal of Propulsion Technology，2012，33(6):831-839.)
[4] 胡建新，夏智勋，张钢锤.固液火箭发动机在空间发射上的应用前景[J].导弹与航天运载技术，2002， (3):25-29.
[5] Darren K，Keith J，Michael G，et al.Improvements to the Marketability of Hybrid Propulsion Technologies[R].AIAA2007-6144.
[6] Zhang Y，Wang L，Sun D，et al.Experimental Investigation on Combustion Stability of Hybrid Rocket Motors [J].Journal of Solid Rocket Technology，2010，33(3):265-269.
[7] 李新田，曾鹏，田辉，等.H₂O₂/HTPB缩比固液火箭发动机药柱燃速试验研究[J].固体火箭技术，2011，34(4):457-461.
[8] 杜新，汪亮，葛李虎，等.H₂O₂/PE固液混合火箭发动机试验研究[J].固体火箭技术，2003，26(2):61-64.
[9] 杨玉新，胡春波，何国强，等.固液混合火箭发动机中的关键技术及其发展[J].宇航学报，2008，29(5):1616-1620.
[10] 曹彬彬，蔡国飙，田辉，等.固液火箭发动机矢量控制与喷管效率研究[J].宇航学报，2017，38(10):1124-1130.
[11] 田辉，蔡国飙，王慧玉，等.固液混合火箭发动机燃烧室和喷管流动数值模拟[J].宇航学报，2006，27(2):281-285.
[12] Sutton G P，Biblarz O.Rocket Propulsion Elements [M].New York:John Wiley & Sons，Inc.，2001.
[13] Humble R W，Henry G N，Larson W J.Space Propulsion Analysis and Design[M].New York:McGraw-Hill，1995.
[14] Robert C B，Andrew P.Hybrid Rocket Motor Nozzle Material Predictions and Results [R].AIAA92-3591.
[15] Galfetti L，Nasuti F，Pastrone D，et al.An Italian Network to Improve Hybrid Rocket Performance: Strategy and Results[J].Acta Astronautica，2014，96:246-260.
[16] Daniele B，Francesco N.Numerical Analysis of Nozzle Material Thermochemical Erosion in Hybrid Rocket Engines [J].Journal of Propulsion and Power，2013，29(3):547-558.
[17] 闫联生，崔红，李克智，等.炭纤维针刺预制体增强C/SiC复合材料的制备与性能研究[J].无机材料学报，2008，23(2):223-228.
[18] 宋麦丽，闫联生，杨星，等.界面改性对混杂基C/SiC复合材料性能的影响[J].固体火箭技术，2009，32(5):570-573.
[19] 吴小军，程文，周绍建，等.电耦合CVI制备穿刺C/C喉衬材料的微结构及性能[J].复合材料学报，2018，35(2):391-396.
[20] 杨星，崔红，闫联生，等.陶瓷前驱体配比对C/C-ZrC-SiC复相陶瓷烧蚀性能的影响[J].材料导报，2015，25(1):52-56.
[21] 张强，崔红，朱阳，等.ZrB₂-SiC复相陶瓷涂层制备及其保护C/C-SiC复合材料性能[J].复合材料学报，2018，35(3):640-646.
[22] 朱阳，张祎，闫联生，等.多层沉积SiC涂层的微观结构与烧蚀性能研究[C].大连:第二十届全国复合材料学术会议，2018.
[23] 李林杰，方国东，易法军，等.高硅氧/酚醛复合材料热变形实验测试及表面烧蚀形貌分析[J].固体火箭技术，2015，38(3):445-450.

长时间抗强氧化剥蚀固液发动机喷管热结构材料研究

Long-Duration Anti-Oxidation Ablation Materials for Nozzle Thermal Structure of Hybrid Rocket Motors

PDF

可视化

摘要/Abstract

引用本文

使用本文

参考文献

相关文章 0

编辑推荐

Metrics

本文评价