高温熔融氧化铝沉积条件下绝热材料传热和烧蚀机理研究

The ablation process and mechanism of EPDM (Ethylene-Propylene-Diene Monomer) insulator in SRM (Solid Rocket Motor) under molten alumina deposition condition is focused. The influence of deposited alumina on temperature, pressure and ablation rate of EPDM is studied theoretically and experimentally. The micron CT, micron 3D imager, XRD and SEM are used to analyze the melting layer and charred layer of post-test EPDM specimen. The reaction kinetics of fused alumina and charred layer in high temperature and high pressure condition, the contact thermal conduction model based on surface roughness, and the pyrolysis model of thermal insulator covered by molten alumina are established. Thus, the unified ablation model of porous media is obtained, and the intrinsic ablation mechanism of EPDM insulator under molten alumina deposition condition is revealed.

本项目以准确描述固体火箭发动机内高温熔融氧化铝沉积条件下三元乙丙绝热材料的传热与烧蚀过程，深入揭示其烧蚀机理为研究目的，采用理论分析和实验研究相结合的手段，建立能够模拟发动机颗粒沉积状态的实验装置，开展不同沉积状态对绝热材料内部温度、压力影响以及烧蚀率影响的实验研究，并采用微米CT、微米三维成像仪、XRD、电镜分析等先进设备，对试验后熔融层和炭化层进行详细分析测量，分别建立基于炭化层表面真实粗糙度的接触热传导模型、熔融氧化铝和炭化层内的Al-O-C反应动力学模型、熔融氧化铝覆盖条件下的绝热层热分解和炭化模型，最终形成能够准确描述熔融氧化铝沉积下绝热层传热和烧蚀过程的耦合模型，最终建立基于多孔介质特征的统一模型并进行实验验证和修正，揭示高温高压熔融氧化铝沉积条件下，熔融层与炭化层之间如何传热，发生什么化学反应、材料如何热解等传热和烧蚀的本质问题。

本项目以重型运载和长时间小过载工作条件下固体火箭发动机内高温熔融氧化铝沉积导致热防护层异常传热和烧蚀的共性基础问题为研究对象，以准确描述固体火箭发动机内高温熔融氧化铝沉积条件下三元乙丙绝热材料的传热与烧蚀过程，深入揭示其烧蚀机理为研究目的。项目采用理论分析和实验研究相结合的手段，建立了能够模拟发动机颗粒沉积状态的实验装置，开展不同沉积状态下绝热材料内部温度、压力影响以及烧蚀率影响的实验研究，通过测量氧化铝熔融层厚度实时变化、绝热材料试件的温度响应和炭化烧蚀率等参数，获得了熔融氧化铝沉积状态和绝热材料传热烧蚀的宏观规律；并采用微米CT、微米三维成像仪、XRD、电镜分析等先进设备，对试验后熔融层和炭化层进行详细分析测量，分别建立基于炭化层表面真实粗糙度的接触热传导模型、熔融氧化铝和炭化层内的Al-O-C反应动力学模型、熔融氧化铝覆盖条件下的绝热层热分解和炭化模型，实现了能够准确描述熔融氧化铝沉积下绝热层传热和烧蚀耦合模型的集成，最终建立基于多孔介质特征的统一模型并进行实验验证和修正，揭示了高温高压熔融氧化铝沉积条件下，熔融层与炭化层之间的接触传热机理、融沉积层覆盖条件下绝热材料热分解以及气相沉积机理、Al-O-C体系反应机理等本质问题，全面实现了项目的预期研究目标。公开发表学术论文22篇，其中SCI索引14篇，学术会议论文8篇，授权专利4项，培养硕博研究生11人，其中7人毕业。研究成果支撑了某JKW基础加强项目的顺利立项和研制，并在多型战术导弹发动机飞行失利故障归零中得到应用，取得良好效果，未来将逐步向热防护结构精细化设计方面推广和应用。

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