固体火箭冲压发动机燃烧室热防护层烧蚀计算

为了研究冲压发动机燃烧室的热防护性能,用类比法计算了整体式固体火箭冲压发动机燃烧室壁面的烧蚀,其中考虑了热解气流对烧蚀的影响,并将国外有关固体火箭发动机喷管烧蚀计算时所用经验参数(指前因子)通过换算转换到冲压发动机燃烧室烧蚀计算中,计算结果符合物理规律,并与试验结果符合较好,该项研究为冲压发动机燃烧室热防护层的设计提供了有效的分析手段。

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20 0 2年 1 0月

推进技术J RN F P/ U I N I C OL Y OU AL O I OP O ' HN OG E

0c . 0 2 t2 0 Vo . 3 No. 12 5

第2 3卷第 5期

固体火箭冲压发动机燃烧室热防护层烧蚀计算孙冰。刘小勇，,林小树，蔡国飙。( .京航空航天大学宇航学院，北京 10 8;2航天科工集团公司 3所，北京 10 7 ) 1北 003 . 1 0 0 4

摘要：为 r研究冲压发动机燃烧室的热防护性能，

类比法计算了整体式固体火箭冲压发动机燃烧室壁面

的烧蚀，其中考虑了热解气流对烧蚀的影响，并将国外有关固体火箭发动机喷管烧蚀计算时所用经验参数 (前因指子 )通过换算转换到冲压发动机燃烧室烧蚀计算中。计算结果符合物理规律，并与试验结果符合较好。该项研究为

冲压发动机燃烧室热防护层的设计提供了有效的分析手段关键词：类比法；烧蚀性能；热防护；冲压进气燃烧室；碳酚醛材料中图分类号：V 3 . 45 1 4文献标识码：A 文章编号： 1O—0 5 ( 0 2 50 7—4 O 1 5 2 0 )0—3 50 4

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1引言 固体火箭冲压发动机常采用固体火箭助推器和冲压主发动机共用燃烧室的设计方案。在设计这种冲压发动机的燃烧室时，不仅要考虑固体助推器所必不可少的热防护措施，需要着重考虑燃烧室壳体结还构是否能够在主发动机变工况、时『的作过程长 H J

计算的文献报道很少见，文借用固体火箭发动机喷本

管烧蚀计算的经验参数，类比法研究了固体火箭冲用压发动机热防护层的烧蚀计算问题。

2烧

蚀模型本文研究的发动机燃烧室热防护结构由金属壳体和碳/酚醛烧蚀材料组成，燃气流温度在 20 其 0 0K左右，气中含有 N,, C, C H, 组分，燃 H 0, O, O, 0等以 l0i S右的速度沿着内壁面 (蚀层外缘 ) 0/左 n烧向喷管外流动发动机工作过程中，燃烧室内表面的烧蚀材

中，能可靠地保持结构的完整性。由于固体火箭助仍推器的燃烧室工作压强较高，整体式冲压发动机燃且

烧室需要热防护的内表面很大，便采用如液体火箭不发动机燃烧室或航空发动机燃烧室所使用的主动式热防护措施，要求采用由烧蚀材料和隔热材料所构而成的被动式热防护措施’由于这类热防护层烧蚀 。

料接燃气接触，表面除了在高温、速燃气所该高产生的对流、辐射热流作用下，断地将烧蚀层加热，不 并向壳体传导，得壳体除温度不断升高外，要经使还

收稿日期：2 0—53;修订日期：2 0—62。基金项目：同家“五”重点预研项日 ( 6 4 1A 6 0 1 2。 0 2 0—0 0 20—6儿 2 . ./ 9 0 3 - ) 0

作者简介：孙

冰 (9O )女，博士，副教授，研究领域为发动机热防护。 16一，

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