陈莎
- 作品数：5 被引量：13H指数：3
- 供职机构：中国航天科技集团公司中国航天科技集团公司第四研究院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术机械工程兵器科学与技术一般工业技术更多>>
- 高浓度粒子冲刷条件下多向编织C／C材料烧蚀研究被引量：3
- 2013年
- 基于一种粒子速度、浓度可调的高浓度粒子侵蚀发动机,针对多向编织C/C复合材料开展2次粒子侵蚀实验,获得粒子直接撞击模式下C/C材料的烧蚀性能和微观形貌。实验结果表明,高浓度粒子侵蚀发动机可以用于预示全尺寸发动机潜入段的烧蚀环境;粒子侵蚀后的C/C材料部分径向纤维顶端呈现明显的断裂形貌,纤维束出现孔和开槽,整体形貌不再连续一致;轴棒表面出现大小不同的凹坑,形成基体高于单丝的微观孔穴形貌;颗粒速度和浓度是影响C/C材料烧蚀的重要因素,速度越高,浓度越大会导致粒子侵蚀更加严重。
- 陈莎李江刘洋王磊
- 关键词：固体火箭发动机烧蚀
- 分段装药固体火箭发动机限燃层烧蚀实验方法
- 2013年
- 发展了一种能开展分段装药发动机限燃层烧蚀研究的模拟实验方法。研制了限燃层烧蚀实验装置,对实验装置及全尺寸分段装药固体火箭发动机的三维两相流内流场开展了对比数值模拟。结果证明,这种实验装置模拟的限燃层附近粒子低浓度及高速度环境与全尺寸分段装药发动机限燃层附近很接近,说明这种实验方法是可用于研究分段装药发动机限燃层烧蚀的。然后,利用此实验装置开展了限燃层烧蚀实验。实验结果表明,限燃层烧蚀后的马蹄形貌和粒子流的分布吻合;粒子侵蚀在限燃层烧蚀中占主要地位,且粒子浓度是影响烧蚀率的重要因素;烧蚀发动机限燃层烧蚀率与全尺寸发动机限燃层烧蚀率基本一致,分别为1.64 mm/s和1.52 mm/s,即此装置用于研究限燃层烧蚀切实可行;限燃层的烧蚀是从轴向到径向逐渐发展的,即轴向烧蚀率大于径向烧蚀率。
- 杨昀何国强李江刘洋陈莎
- 关键词：分段装药固体火箭发动机烧蚀
- 基于烧蚀理论的固体火箭发动机热结构传热数值模拟被引量：6
- 2013年
- 应用高级传热分析模块MARC-ATAS,以固体火箭发动机喷管喉衬热结构为研究对象,基于表面能量平衡理论,采用流线模型,在热传导、对流和辐射基础上,考虑C/酚醛复合材料的气化、热解和碳化、喉衬表面的三氧化二铝粒子冲击传热影响,数值模拟了喷管喉衬的瞬态烧蚀传热过程,获得了50 s内喷管喉衬温度、烧蚀量、碳化分数和密度的变化规律;其中对于喉衬结构,烧蚀率较小可采用网格松弛法,对于烧蚀率较大的热结构传热计算,可采用网格消除法;建立的固体火箭发动机热防护结构数值模拟方法在固体火箭发动机工程研制中具有指导意义。
- 张研齐歆郭建忠陈莎
- 关键词：固体火箭发动机热结构烧蚀数值模拟
- 大型分段装药发动机绝热环烧蚀特性实验研究被引量：3
- 2014年
- 为了研究大型分段装药发动机绝热环限燃层的烧蚀规律和特性,针对典型发动机开展了不同时刻和限燃层高度条件下三维两相流场的数值模拟,进行了限燃层表面烧蚀环境的特征分析和烧蚀状态参数提取,设计并研制了地面模拟烧蚀实验装置,开展了不同颗粒冲刷状态条件对限燃层烧蚀影响规律的实验研究,并采用扫描电镜分析了限燃层迎风面和背壁面炭化层的微观形貌。研究结果表明:(1)大型分段装药发动机流道中不同位置处绝热环限燃层表面的两相流冲刷状态不同,由于绝热环在流道中的阻碍作用,其表面形成了一种颗粒聚集浓度较低、冲刷速度较高而气相速度较低的烧蚀环境;(2)地面模拟实验结果表明绝热环限燃层的炭化烧蚀率随颗粒冲刷速度增加而增加,且增加幅度逐渐变大;(3)实验后限燃层的核心冲刷区域表面无炭化层残留,其烧蚀模式由机械剥蚀破坏效应主导。
- 刘洋吴育飞李宗岩李江陈莎
- C/C喉衬炭沉积形成机理及抑制方法研究被引量：1
- 2011年
- C/C喉衬在烧蚀后其内表面会出现炭沉积层,沉积层的出现阻碍了喉衬材料微观烧蚀形貌的分析。针对该问题,采用烧蚀实验发动机,在发动机工作末期喷注氮气和减小喷管喉径2种实验方法展开研究,明确了炭沉积层形成机理以及提出抑制该沉积层的方法。通过实验研究证明,炭沉积层成型于发动机工作末期,沉积是由于氧化性燃气中的烃烷类分子在一定的温度和流速条件下分解形成;工作末期喷注氮气起到了抑制沉积的效果,但是骤然冷却,热应力和剪切力使表面部分微观纤维形貌被破坏;由于减少了喉衬处于沉积温度范围内的时间,减小喷管喉径可很好地抑制炭沉积层出现进行微观烧蚀形貌的研究。
- 徐开民李江王磊陈莎
- 关键词：固体火箭发动机C/C喉衬
