喉衬是固体火箭发动机非常关键的部件.自20世纪60年代起,碳/碳复合材料即在固体火箭发动机中得到广泛应用.喉衬材料不仅要承受热负荷、力学负荷和热冲击,还要经受化学侵蚀.喉衬的烧蚀规律,尤其是烧蚀速率及烧蚀机理,对于火箭的研制具有重要意义.采用理论分析、数值仿真及试验研究相结合的方法,具体分析了某固体火箭发动机碳/碳喉衬的烧蚀过程.理论方面,将烧蚀划分为热化学烧蚀及机械剥蚀,建立能量平衡方程.借助商业软件MSCMarc,建立简化的边界条件,采用精确的材料参数,获得了喉衬的烧蚀速率.结果表明,喉部前端烧蚀最为严重,平均烧蚀率约为0.068 mm/s.采用微米CT三维重构技术,获得了试验前后喉衬形貌,得到了喉衬各点烧蚀率.数值结果同试验结果最大误差约为20％.考虑到数值模拟忽略了点火阶段及拖尾段对喉衬的烧蚀作用较小,数值分析得到的烧蚀率应大于实际.
喉衬 碳/碳复合材料 烧蚀 表面能量平衡 数值分析 微米CT