固體火箭發動機內絕熱材料燒蝕機理與模型 何國強 李江 孫翔宇 9787030738165 【台灣高等教育出版社】

內容簡介
《固體火箭發動機內絕熱材料燒蝕機理與模型》主要介紹固體火箭發動機內絕熱材料燒蝕機理和模型方面的研究成果。《固體火箭發動機內絕熱材料燒蝕機理與模型》共9章，第1章介紹固體火箭發動機熱防護和絕熱層燒蝕的基本概念，以及燒蝕材料的研究進展與展望；第2章介紹絕熱材料與燒蝕實驗方法；第3～5章分別從熱分解與熱化學燒蝕、炭化層特性、氣流剝蝕和粒子侵蝕等方面深入闡述絕熱材料的燒蝕機理；第6章介紹基於分層結構的熱化學燒蝕模型；第7章介紹基於多孔介質的熱化學體燒蝕模型；第8章介紹絕熱材料的侵蝕／燒蝕耦合模型；第9章介紹高溫氧化鋁沉積下的絕熱材料燒蝕機理與模型。

目錄

目錄
第1章 緒論 1
1 1 固體火箭發動機的熱防護 1
1 2 固體火箭發動機絕熱層的燒蝕 2
1 2 1 燒蝕的概念 2
1 2 2 燒蝕的分類 2
1 2 3 絕熱材料燒蝕問題的複雜性 3
1 2 4 絕熱材料燒蝕研究的重要性 3
1 3 絕熱材料燒蝕研究進展 4
1 3 1 燒蝕實驗方法與裝置 4
1 3 2 燒蝕特性與機理 9
1 3 3 燒蝕模型 13
1 3 4 研究現狀的總結 16
1 4 絕熱材料燒蝕研究展望 16
參考文獻 17
第2章 絕熱材料與燒蝕實驗方法 21
2 1 固體發動機絕熱層的作用和要求 21
2 2 絕熱材料的分類與發展 22
2 3 絕熱材料的製備方法 23
2 3 1 共混法 23
2 3 2 溶膠凝膠法 25
2 3 3 原位聚合法 25
2 4 絕熱材料常用填料 25
2 4 1 炭黑 26
2 4 2 白炭黑 26
2 4 3 纖維 26
2 4 4 硫化劑 26
2 5 常用絕熱材料 27
2 5 1 丁腈橡膠絕熱材料 27
2 5 2 三元乙丙絕熱材料 28
2 5 3 硅橡膠絕熱材料 29
2 6 燒蝕實驗方法 31
2 6 1 氧乙炔燒蝕法 31
2 6 2 燒蝕實驗發動機法 33
2 6 3 燒蝕率 34
參考文獻 35
第3章 絕熱材料熱分解與熱化學燒蝕 36
3 1 熱分解 36
3 1 1 概述 36
3 1 2 測試方法 37
3 1 3 EPDM絕熱材料熱分解特性 39
3 1 4 EPDM絕熱材料熱分解機理與動力學 41
3 2 熱化學燒蝕 45
3 2 1 SiC的原位生成與消耗反應 46
3 2 2 熱化學主導反應式 47
3 2 3 熱化學反應熱力學分析 48
3 2 4 熱化學反應動力學分析 49
參考文獻 53
第4章 炭化層特性 54
4 1 炭化層制樣方法 54
4 2 炭化層的物理特性 54
4 2 1 密度和孔隙率 55
4 2 2 黑度 56
4 2 3 導熱係數和比熱容 57
4 3 炭化層化學特性 58
4 4 炭化層力學特性 59
4 4 1 硬度與模量 59
4 4 2 抗壓縮性能 60
4 4 3 耐磨耗性能 61
4 5 炭化層結構特性 61
4 5 1 微觀形貌 61
4 5 2 微觀結構及孔徑分佈 63
4 5 3 比表面積 64
4 6 炭化層中的組分遷移 65
4 7 炭化層中的緻密/疏鬆結構 68
4 7 1 炭化層孔隙結構對燒蝕的影響 68
4 7 2 炭化層緻密/疏鬆現象 68
4 7 3 炭化層緻密/疏鬆結構的形成機理 70
參考文獻 72
第5章 氣流剝蝕與粒子侵蝕 73
5 1 氣流剝蝕 73
5 1 1 燃氣速度對燒蝕的影響 73
5 1 2 炭化層冷流剝蝕實驗研究 77
5 1 3 氣流剝蝕機理的總結 88
5 2 粒子侵蝕 88
5 2 1 稠密粒子侵蝕條件下絕熱材料燒蝕特性 89
5 2 2 粒子侵蝕的熱增量 101
5 2 3 冷態粒子侵蝕條件下炭化層的強度特性 112
5 2 4 粒子侵蝕機理的總結 119
參考文獻 119
第6章 基於分層結構的熱化學燒蝕模型 121
6 1 物理模型 121
6 2 表面能量和質量守恆方程 123
6 3 氣相層流邊界層方程及數值解 126
6 3 1 層流邊界層方程 126
6 3 2 微分方程的無因次變化 127
6 3 3 常微分方程的數值解 129
6 4 氣膜分析法 130
6 5 材料內部熱響應 132
6 5 1 材料熱響應控制方程 132
6 5 2 數值處理 133
6 6 表面化學反應熱效應和組分方程 138
6 6 1 表面化學反應熱效應 138
6 6 2 表面組分守恆方程 139
6 7 計算方法 141
6 7 1 非線性方程組解法 141
6 7 2 計算流程 143
6 8 算例及驗證 145
參考文獻 148
第7章 基於多孔介質的熱化學體燒蝕模型 149
7 1 物理模型 149
7 1 1 絕熱材料燒蝕過程 149
7 1 2 體燒蝕模型概念 150
7 1 3 炭化層多孔介質物理模型 151
7 1 4 基本假設 152
7 2 數學模型 153
7 2 1 體平均控制方程 153
7 2 2 氣體組分擴散模型 159
7 2 3 初始及邊界條件 160
7 2 4 燒蝕表面熱流密度 160
7 2 5 熱化學燒蝕模型 161
7 3 數值計算方法 165
7 3 1 控制方程的一般形式 165
7 3 2 一般輸運方程的離散化 166
7 3 3 計算步驟 168
7 4 算例 169
參考文獻 172
第8章 絕熱材料的侵蝕/燒蝕耦合模型 173
8 1 侵蝕與熱化學燒蝕的耦合關係 173
8 2 基於臨界孔隙率的侵蝕/燒蝕耦合模型 174
8 2 1 建模思想 174
8 2 2 侵蝕臨界孔隙率關係式 174
8 2 3 計算流程 175
8 2 4 模型驗證及結果分析 176
8 3 基於炭化層破壞的侵蝕/燒蝕耦合模型 179
8 3 1 炭化層等效幾何單元模型 179
8 3 2 炭化層力學參數表徵 180
8 3 3 粒子對炭化層的侵蝕模型 189
8 3 4 耦合計算程序 198
8 3 5 模型驗證與計算分析 200
參考文獻 207
第9章 高溫氧化鋁沉積下絕熱材料燒蝕機理與模型 209
9 1 概述 209
9 1 1 研究背景 209
9 1 2 關鍵問題 210
9 1 3 研究思路 211
9 2 固體發動機氧化鋁沉積計算 212
9 2 1 兩相流動數值模型 212
9 2 2 液滴壁面碰撞模型 214
9 2 3 典型發動機氧化鋁沉積數值模擬 215
9 3 氧化鋁沉積實驗 217
9 3 1 實驗與測試方法 217
9 3 2 實驗結果與分析 221
9 4 氧化鋁沉積熱流的反演計算 226
9 4 1 導熱反問題數值求解方法 226
9 4 2 計算模型的檢驗 231
9 4 3 沉積熱流的反演計算 232
9 4 4 氧化鋁沉積的傳熱特性分析 234
9 5 高溫氧化鋁與炭化層的反應特性研究 236
9 5 1 氧化鋁與炭化層反應的熱力學分析 236
9 5 2 氧化鋁與炭化層反應動力學研究 240
9 5 3 高溫氧化鋁與炭化層的反應機理總結 250
9 6 氧化鋁沉積條件下絕熱材料燒蝕模型 251
9 6 1 沉積燒蝕模型 251
9 6 2 沉積燒蝕計算程序 253
9 6 3 模型的檢驗與修正 254
參考文獻 261

精彩書摘
第1章緒論
1 1固體火箭發動機的熱防護
固體火箭發動機（以下簡稱固體發動機）工作時，內部溫度很高（目前很多固體發動機的內部溫度在3000K以上），固體發動機殼體無法承受如此高溫，因此需要採取必要的熱防護措施。燃燒室一般通過在內壁粘貼軟質絕熱層的方式進行熱防護。噴管喉部的氣流速度很高，熱流密度很大，為了保證喉部的型面，一般採用石墨、C/C複合材料等熱結構材料。噴管收斂段和擴張段通常採用高硅氧/酚醛複合材料、碳/酚醛複合材料等硬質絕熱材料。
固體發動機能夠在如此高溫的條件下正常工作，這都是絕熱層和喉襯等熱防護結構的功勞。以絕熱層為例，幾毫米厚的絕熱層就能夠將3000K的高溫隔絕，使殼體保持在許用的溫度範圍內。由於熱防護結構屬於發動機的消極質量，因此發動機熱防護技術是否先進可靠，不但影響發動機的可靠性，而且直接影響發動機的性能。固體發動機發明至今，發生過無數故障，經歷過無數失敗，在這些故障和失敗中，與熱防護失效有關的佔了相當大的比例。
隨著現代戰爭攻防對抗的不斷升級，對導彈固體發動機性能的要求越來越高。在大幅度提升固體發動機的比沖性能越來越困難的前提下，為了提高火箭或者導彈的射程，就需要進一步提高發動機質量比，不斷減小消極質量。這就要求熱防護結構既要具有高可靠性，又要儘可能輕質化，減少熱防護結構設計余量。這就需要更深入認識熱防護失效機理，建立能夠支撐熱防護材料研製和熱防護結構設計的先進理論和方法。此外，隨著發動機要承受的過載越來越大，新的問題逐漸凸顯。在導彈飛行試驗中就曾經多次出現高過載導致的絕熱層燒蝕異常加劇，造成發動機爆炸的嚴重事故。這說明現階段對熱防護結構失效機理的認識不夠深入和全面，相應的預示和考核方法還無法滿足需要。
固體火箭衝壓發動機（以下簡稱固沖發動機）的補燃室通常也採用絕熱材料進行熱防護。由於固沖發動機工作時間長，補燃室的氣流速度高，燃氣往往是富氧狀態，其燒蝕環境與固體發動機有較大不同。在國內早期的研究中，由於對此認識不足，仍然借鑒傳統固體發動機的經驗對補燃室進行選材和熱防護設計，在地面試驗中也出現過絕熱結構失效導致補燃室燒穿的故障。
熱防護是固體發動機設計與研究中的重要內容，熱防護設計的主要目標是追求輕質、抗燒蝕和熱結構性能好，同時要保證具有高可靠性。
例如，對燃燒室絕熱層的主要要求是抗燒蝕和隔熱性能好，同時也要關注與裝葯的相容性、粘接性、工藝性和抗老化性。
1 2固體火箭發動機絕熱層的燒蝕
大多數液體發動機可以通過自身攜帶的燃料來進行主動冷卻，而對於固體發動機來說，只能依靠材料的燒蝕進行被動的熱防護，因此燒蝕是整個熱防護技術的一個關鍵問題。
1 2 1燒蝕的概念
燒蝕簡單地說是指材料在高溫條件下自身質量的消耗過程，通常包括熱分解、熱化學反應、機械剝蝕、升華和汽化等物理化學過程。與燃燒不同，燒蝕一般是吸熱過程，而且吸熱越多越好。例如絕熱層在受熱時，會發生熱分解，產生氣體溢出，造成質量的消耗，同時會吸收大量的熱量。在高溫條件下，絕熱層表面炭化層中的碳（C）會與燃氣中的氧化性組分（CO2、H2O等）發生反應，這種反應會消耗炭化層的質量，同時也會吸收大量熱量，減少對殼體的傳熱。可見絕熱層在燒蝕過程，通過犧牲自身的質量，來吸收大量的熱量，達到熱防護的效果。
1 2 2燒蝕的分類
燒蝕問題目前還沒有非常嚴格的分類方法。為了便於研究，根據固體發動機工作環境、熱防護材料性質以及燒蝕機理的不同，可以將燒蝕分為以下幾種類型。
1 非炭化材料的燒蝕
非炭化材料是指燒蝕過程不發生熱解、形成炭化層的材料，這類材料包括石墨、C/C複合材料等，通常用於噴管喉襯。
2 炭化材料的燒蝕
炭化材料是指那些受熱後會發生熱分解、進而發生炭化、生成炭化層的材料，包括丁腈、三元乙丙橡膠（ethylene propylene diene monomer， EPDM）等軟質絕熱材料，以及碳/酚醛等硬質複合材料。軟質絕熱材料通常用於燃燒室內壁；硬質複合材料一般用於噴管收斂段、擴張段和背壁等部位。
3 表面液體層材料的燒蝕
表面液體層材料是指在燒蝕過程中表面會形成一層液體物質的材料，例如高硅氧/酚醛複合材料，這類材料燒蝕過程中表面會形成一層二氧化硅液體層。早期研究人員將高硅氧/酚醛複合材料按照炭化材料來對待，但在實踐中發現由於在燒蝕過程中表面形成二氧化硅液體層后，其燒蝕規律具有一定的特殊性，採用炭化材料的燒蝕模型很難合理描述和預示，就提出了液體層的燒蝕模型。
1 2 3絕熱材料燒蝕問題的複雜性
固體發動機絕熱層的燒蝕是一個非常複雜的過程，其複雜性主要體現在以下幾個方面。
（1）燒蝕涉及的物理化學現象多而複雜。以橡膠基絕熱材料的燒蝕為例（圖1 1），
就包括複雜的傳熱傳質過程、