固体火箭喷管烧蚀控制机制的判别
Discrimination for ablative control mechanism in solid-propellant rocket nozzle作者机构：北京交通大学工程力学研究所北京100044 中国航天空气动力技术研究院北京100074
出 版 物：《中国科学（E辑）》 (Science in China(Series E))
年 卷 期：2009年第39卷第9期
页 面：1558-1563页
核心收录：
学科分类：080703[工学-动力机械及工程] 082502[工学-航空宇航推进理论与工程] 08[工学] 0807[工学-动力工程及工程热物理] 0825[工学-航空宇航科学与技术]
基 金：国家自然科学基金项目(批准号:10572020)资助
摘 要：固体火箭喷管喉衬材料的烧蚀是化学反应与传热、传质相耦合的过程.基于气动热力学、热化学动力学和传热学,建立了热化学烧蚀模型;并对H2含量、频率因子、活化能引起喷管内热流场与化学烧蚀的变化进行了数值模拟.计算结果表明:在高温高压燃烧环境下,H2频率因子与活化能的变化引起烧蚀机制的改变,但H2频率因子的变化影响并不明显;固体火箭喷管烧蚀控制机制的判别应由喷管内燃气中H2的含量与烧蚀环境下H2活化能来决定.该研究结果为固体火箭的热防护设计提供参考.
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