长时间热载下喉衬组件界面密封敏感因素及失效机理研究

发布时间：2018-01-11 19:00

本文关键词：长时间热载下喉衬组件界面密封敏感因素及失效机理研究　出处：《航天动力技术研究院》2015年硕士论文　论文类型：学位论文

【摘要】：目前大幅度延长固体火箭发动机的工作时间,主要是为了满足未来国防科技进步的需求,因此显著增加了高温燃气对喷管的传热,强化了喷管喉衬的热负载、材料相变和表面化学反应,从而使得喉衬组件温度场预示更加困难,同时,喉衬组件界面可靠性严重下降。为了指导长时间工作发动机喉衬组件的设计工作,研究长时间热载下喉衬组件的界面密封失效机理及其敏感因素意义重大。本文从工程实际出发,将研究对象从狭义的喉衬组件间几何界面延伸到喉衬组件几何分界线两侧一定厚度的几何区域。基于工程实际案例,立足于背壁材料在不同热载荷下的响应规律着手进行研究。本文以背壁材料孔隙率的影响因素为突破口,从材料参数、边界条件、计算模型和数值仿真方法等影响因素入手,通过试验测试和理论分析,逐步完善背壁材料含热解的计算模型,为进行喉衬界面密封失效研究提供仿真方法。对轴编炭/炭复合材料及5-II背壁材料的热导率、比热性能进行了试验研究,测试了5-II背壁材料与温度相关的比热、导热系数及热膨胀系数,对5-II背壁材料的热解性能进行了详细的分析,进一步完善了进行热结构计算所需要的参数。在惰性气体环境下,背壁材料受热时有三个明显的反应温度区间,第一和第二阶段为吸热反应,第三阶段为放热反应,5-II背壁材料的活化能约为99.9k J/mol,指前因子约为1.23×108/s。针对长时间工作喉衬组件传热分析的需求,首先,推导了热传导方程的有限元列式;其次,建立了热流边界计算模型;最后,建立了喉衬的烧蚀模型、含热解的喉衬组件热传导模型及接触热阻的计算模型,从而获得了较可行的热流边界计算方法,为开展喉衬组件传热分析准备了边界参数,与此同时,对温度场的分析更加准确。针对某典型长时间工作发动机,基于ABAQUS有限元软件,通过二次开发发展了喉衬组件温度场和背壁热解程度的数值模拟方法,并分析了影响喉衬组件温度场的重要因素。从两个方面考虑,喉衬组件的温度场将会受到CTR的影响:其一,由于CTR的作用,使得喉衬的温度增大;其二,背壁受到CTR的作用温度明显减小。烧蚀可以减小喉衬内表面的对流换热系数,同时还可以带走热量,缓解喉衬的温度梯度。喉衬组件的温度场由于受到背壁热解吸热的作用而减小。采用Mote-Carlo和神经网络模拟方法研究了喉衬组件界面状态的主要敏感参数。影响孔隙率的因素依次为燃气温度、脉冲间隔时间、Ⅰ脉冲工作时间、Ⅱ脉冲工作时间、背壁材料比热、背壁材料密度、喉衬比热、压强、喉衬密度、喉衬径向热导率、背壁热导率、喉衬轴向热导率。在热处理温度不同的条件下,研究了背壁材料和经过长时间试车后的背壁材料的密度、孔隙率和微结构特征,获得了密度、孔隙率随温度的变化关系和在试车过程穿火和不穿火两种情况下背壁材料的微结构特征差异和参数差异,结合喉衬组件的界面密封原理,获得了喉衬组件的界面密封失效机理,得出了背壁材料的密度和孔隙率可作为界面密封状态的表征参量。背壁材料随温度升高,密度总体上呈下降趋势,其变化主要发生在673K到973K之间,而孔隙率变化与密度相反,反映在材料的微观结构特征上为孔隙率大量增加,逐渐形成相互贯通的孔隙体系;喉衬和背壁界面两侧的压差和背壁界面附近大量孔隙的贯通是喉衬组件界面密封失效的主要原因。从喉衬组件界面密封失效的表现特征出发,提出了一种验证界面密封失效的试验方案,验证了喉衬界面密封失效机理的正确性。
[Abstract]:In this paper , the thermal conductivity and thermal expansion coefficient and thermal expansion coefficient of the back wall material are analyzed . The thermal conductivity and thermal expansion coefficient of the throat lining component are analyzed . The thermal conductivity and thermal expansion coefficient of the throat lining component are analyzed . The results show that the density , porosity and microstructure of the back wall materials can be reduced by using Mote - Carlo method and neural network simulation method .

【学位授予单位】：航天动力技术研究院
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2015
【分类号】：V435

【参考文献】