白龍騰，成來飛，楊曉輝,，曹 晶，王 毅

(1 西北工業(yè)大學(xué)，西安 710072；2 西安航天動力研究所，西安 710010)

連續(xù)纖維增韌碳化硅陶瓷基復(fù)合材料(C/SiC)是一種新型的耐高溫結(jié)構(gòu)材料，具有低密度(1.8～2.0 g/cm3)、抗氧化、高比模、抗燒蝕、耐沖刷、抗熱震和低熱膨脹系數(shù)等優(yōu)異性能，在航天飛機熱防護系統(tǒng)尤其是火箭姿軌控發(fā)動機噴管等領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用發(fā)展[1-5]。目前，C/SiC復(fù)合材料預(yù)制體結(jié)構(gòu)主要有2D碳布疊層、2.5D機織和3D編織結(jié)構(gòu)等。其中，2D碳布疊層C/SiC復(fù)合材料具有較好的面內(nèi)力學(xué)性能，但其層間力學(xué)性能低、易分層的缺點限制了其應(yīng)用范圍；2.5D機織的層間強度略好于2D碳布疊層，但制備效率較高；3D編織結(jié)構(gòu)顯著改善復(fù)合材料的層間力學(xué)性能，也保留了面內(nèi)力學(xué)性能優(yōu)異的特點，已成為復(fù)合材料噴管應(yīng)用的主要預(yù)制體結(jié)構(gòu)。C/SiC復(fù)合材料噴管抗燒蝕性能的好壞直接決定發(fā)動機比沖、推力等關(guān)鍵性能指標，間接影響噴管產(chǎn)品的工作效能及其使用壽命[6]。目前，國內(nèi)外評價C/SiC復(fù)合材料燒蝕性能的主要測試方法有氧-乙炔噴吹[7-9]、等離子風(fēng)洞[10-12]和電弧加熱等[13]。其中，氧-乙炔噴吹法具有裝置簡單、成本低、操作方便等優(yōu)點，但其火焰組分與火箭發(fā)動機燃氣組分存在較大差異，火焰溫度與壓力分布也不均勻，并且其燒蝕中心區(qū)往往會有一個較大的燒蝕凹坑。等離子風(fēng)洞和電弧電熱兩種測試方法也同樣存在模擬環(huán)境與真實工作環(huán)境不同的本身缺陷。由于各種客觀原因所限，對C/SiC陶瓷基復(fù)合材料燒蝕性能的研究工作絕大多數(shù)均停留在以上3種實驗測試方法，導(dǎo)致獲得的材料燒蝕性能數(shù)據(jù)并不能真實、準確地反映實際應(yīng)用環(huán)境下C/SiC陶瓷基復(fù)合材料的燒蝕行為，嚴重制約C/SiC陶瓷基復(fù)合材料在液體動力用噴管及相關(guān)熱端部件等領(lǐng)域的發(fā)展。

為進一步積累C/SiC陶瓷基復(fù)合材料在液體動力工作環(huán)境下的燒蝕性能數(shù)據(jù)，探索C/SiC復(fù)合材料的燒蝕行為特點，提高C/SiC復(fù)合材料噴管等熱結(jié)構(gòu)部件工作可靠性，本工作以甲基肼/四氧化二氮為燃料及氧化劑，通過開展C/SiC復(fù)合材料噴管在雙組元液體火箭發(fā)動機實際試車情況考核，重點研究3D編織結(jié)構(gòu)C/SiC復(fù)合材料噴管在該環(huán)境的燒蝕性能，并分析其燒蝕機理。

1 實驗材料與方法

1.1 3D C/SiC復(fù)合材料噴管制備

本實驗中的3D C/SiC陶瓷基復(fù)合材料噴管制備工藝主要采取“PIP+CVD”的工藝路線。具體步驟：首先，采用三維四向編織方式制備噴管碳纖維預(yù)制體。然后，通過CVD工藝在噴管預(yù)制體碳纖維表面沉積厚度合適的熱解碳界面層，再通過重復(fù)多次PIP工藝進行SiC基體致密化。最后，通過CVD工藝等在產(chǎn)品表面制備SiC抗氧化涂層。其中，在噴管產(chǎn)品制備過程，需要根據(jù)不同的浸漬-裂解周期次數(shù)，對產(chǎn)品部分外型面及裝配尺寸進行機械加工，具體結(jié)構(gòu)示意圖如圖1所示。

圖1 C/SiC復(fù)合材料噴管示意圖Fig.1 Schematic diagram of C/SiC composite nozzle

1.2 熱試車實驗考核

為考核上述制備工藝路線制備得到的3D C/SiC陶瓷基復(fù)合材料噴管在液體動力工作環(huán)境下的燒蝕特性，對該噴管進行多種不同工況條件熱試車考核，具體發(fā)動機熱試車工作條件如表1所示。在產(chǎn)品熱試車考核實驗過程中，采取Raytek紅外測溫儀對噴管外部收斂段中部和喉部兩個位置進行溫度記錄。

表1 熱試車考核工作條件Table 1 Test conditions of hot test vehicle

此外，采用合適測量工具準確獲得試車考核前后產(chǎn)品的喉部尺寸變化，材料的線燒蝕率φ為單位時間內(nèi)噴管喉部尺寸的平均變化量，由式(1)計算得到。

(1)

式中：l1為熱試車考核后復(fù)合材料噴管的喉部尺寸；l0為熱試車考核前復(fù)合材料噴管的喉部尺寸；t為熱試車考核時間。

1.3 微觀結(jié)構(gòu)分析

采用JSM-6700F掃描電鏡觀察分析熱試車考核后C/SiC陶瓷基復(fù)合材料微觀組織形貌；用Rigaku-D/max-2400 X射線衍射儀分析噴管燒蝕產(chǎn)物物相，入射波CuKα；用EDS表面能譜儀分析熱試車實驗后噴管產(chǎn)品表面的化學(xué)元素組成及其變化情況。

2 結(jié)果與分析

2.1 燃氣環(huán)境

熱試車考核實驗推進劑為甲基肼/四氧化二氮，二者充分燃燒，化學(xué)反應(yīng)式如式(2)所示。

4CH3NHNH2(l)+5N2O4(l)→

4CO2(g)+12H2O(g)+9N2(g)

(2)

從式(2)可以看出，甲基肼/四氧化二氮雙組元推進劑燃燒反應(yīng)的主要產(chǎn)物有CO2，H2O和N2，但這兩種推進劑在火箭發(fā)動機中的燃燒是一個極其復(fù)雜的化學(xué)、物理變化過程，燃燒過程還存在多種反應(yīng)平衡，燃氣也包含多種組分。借用NASA-CEA程序，計算出噴管喉部燃氣平衡組分的摩爾分數(shù)，具體方法依據(jù)化學(xué)平衡/相平衡假設(shè)、絕熱燃燒/等壓燃燒假設(shè)以及完全氣體假設(shè)等，建立絕熱-化學(xué)平衡模型與平衡組分控制方程、質(zhì)量守恒方程和化學(xué)平衡方程(式(3)～(6))：(1)根據(jù)推進劑中含有元素的情況(燃料為C，H和N，氧化劑為N，O)，確定燃燒產(chǎn)物中含有組分的種類(CO2，CO，H2O，OH，O2，H2，H，O)；(2)根據(jù)燃燒產(chǎn)物中含有的組分，給出分壓形式的連續(xù)方程和化學(xué)反應(yīng)方程；(3)在給定溫度和壓強條件下，建立計算平衡組分的控制方程組；(4)求解控制方程組。

(1)液膜熱平衡方程

(3)

式中：qg-lf為燃氣與液膜之間的對流換熱熱流密度；qlf-w為液膜與壁面之間的對流換熱熱流密度；d為燃燒室直徑；Δx為計算空間步長；m為質(zhì)量流量；Cp為比定壓熱容；Tlf為液膜溫度，上標x，x-Δx分別為本節(jié)點坐標和前一個節(jié)點坐標；ηlf為液膜冷卻效率。

(2)壁面熱平衡方程

(4)

式中：qΣ為氣壁面接受的總熱流；qg-w為燃氣與壁面之間的對流換熱熱流密度；qrad為燃氣輻射熱流；λw為壁面導(dǎo)熱系數(shù)；Twg為壁面氣壁溫；Twl為壁面液壁溫；δw為壁面厚度。

(3)氣膜冷卻效率ηgf

(5)

式中：Cpg為燃氣比定壓熱容；Cpgf為氣膜比定壓熱容；ρg為燃氣密度；ug為燃氣速度；μg為燃氣黏度；mgf為氣膜質(zhì)量流量。

(4)絕熱壁溫Tad

Tad=Tg-ηgf(Tg-Tgf,0)

(6)

式中：Tg為燃氣靜溫；Tgf,0為氣膜初始溫度。

在給定溫度與壓強條件下，噴管喉部燃氣平衡組分的摩爾分數(shù)如圖2所示?？梢钥闯觯琀2O，N2，H2，CO，CO2，H，OH依次為摩爾分數(shù)居前幾位的燃氣組分，而由于H2O，OH，CO等組分均具有極強的氧化性，說明3D C/SiC復(fù)合材料噴管在雙組元液體火箭發(fā)動機的工作氛圍為富氧環(huán)境。

圖2 噴管喉部燃氣平衡組分的摩爾分數(shù)Fig.2 Molar fraction of the gas balance component of the nozzle throat

為進一步明確3D C/SiC復(fù)合材料噴管工作環(huán)境，根據(jù)氣體動力學(xué)一維噴管等熵膨脹原理和熱流密度連續(xù)性原理，計算得到3D C/SiC復(fù)合材料噴管無燒蝕穩(wěn)態(tài)工作時不同燃氣參數(shù)沿噴管軸線的分布情況，如圖3所示。其中，計算過程中進行以下假設(shè)：(1)液膜沿推力室圓周方向均勻分布并緊貼壁面，熱燃氣與推力室壁面不直接接觸；(2)液膜、氣膜與主流燃氣間不發(fā)生化學(xué)反應(yīng)；(3)忽略液膜對熱燃氣輻射熱流的吸收；(4)只考慮推力室壁面的徑向?qū)?，不考慮推力室壁面的軸線導(dǎo)熱、推力室內(nèi)壁通過噴管出口對環(huán)境的熱輻射和壁面間的輻射換熱。為便于分析，對C/SiC復(fù)合材料噴管尺寸分別按照噴管全長和入口半徑進行歸一化，圖3中L為噴管全長，R為噴管入口半徑，r為距離噴管入口截面x處的半徑，r/R代表隨軸線x變化的不同位置處半徑與入口半徑的比值，x/L代表距離噴管入口截面的遠近程度。從圖3(a)計算結(jié)果可以看出，隨著x/L的增大，3D C/SiC復(fù)合材料噴管沿軸線的單純氣相燃氣溫度不斷下降。而從圖3(b)可以看出，隨著x/L的增大，3D C/SiC復(fù)合材料噴管沿軸線的燃氣壓強不斷降低，但噴管內(nèi)部的燃氣流速逐漸增大。從圖3(c)可以看出，隨著x/L的增大，3D C/SiC復(fù)合材料噴管對流換熱系數(shù)出現(xiàn)先增大而后減小的變化規(guī)律，大約在噴管喉部位置的換熱系數(shù)hg最大。

圖3 不同燃氣參數(shù)沿噴管軸線的分布(a)燃氣溫度；(b)燃氣壓強和速度；(c)對流換熱系數(shù)Fig.3 Distribution of combustion gas parameters along the axis of the nozzle(a)combustion gas temperature;(b)combustion gas pressure and velocity;(c)convective heat transfer coefficient

本實驗過程中推力室裝置共計完成點火12次(累計工作230 s)，隨著噴管推力、混合比不斷增大，噴管工作溫度會逐漸升高，故僅選擇具有代表性的6種工況條件，對6種工況條件下3D C/SiC復(fù)合材料噴管收斂段中部、喉部溫度紅外測量值及計算值進行匯總，如表2所示?？芍?，3D C/SiC復(fù)合材料噴管收斂段中部溫度實測值均高于喉部位置溫度，且噴管收斂段中段和喉部在6#極限工況條件下的工作溫度最高，其表面、內(nèi)壁的測量和計算溫度最高分別為1423，1727 ℃和1290，1509 ℃。

表2 熱試車噴管身部溫度統(tǒng)計Table 2 Body temperature statistics of hot test nozzles

圖4為6#極限工況條件下3D C/SiC復(fù)合材料噴管紅外熱成像記錄情況?？梢钥闯觯?D C/SiC復(fù)合材料噴管表面溫度在入口圓柱段區(qū)域較低，隨著不斷靠近喉部區(qū)域，溫度逐漸升高，局部表面最高溫度已接近1840 ℃，高于表2中實驗測試溫度數(shù)據(jù)及C/SiC復(fù)合材料1650 ℃長時間服役溫度。

圖4 6#極限工況條件下3D C/SiC復(fù)合材料噴管紅外熱成像記錄情況Fig.4 Infrared thermal imaging recording of 3D C/SiC composite nozzle under 6# extreme working conditions

2.2 燒蝕性能

熱試車前后采用量具測量3D C/SiC復(fù)合材料噴管喉部直徑尺寸，發(fā)現(xiàn)實驗后噴管喉部尺寸為φ18.35 mm，而實驗前尺寸為φ18.17 mm，按照式(1)進行計算，獲得本次熱試車考核累計工作230 s的3D C/SiC復(fù)合材料噴管喉部單邊線燒蝕率為3.92×10-4mm/s。對比文獻[14-18]C/SiC復(fù)合材料氧-乙炔、等離子等燒蝕性能數(shù)據(jù)(見表3)，可以發(fā)現(xiàn)，在近似燒蝕溫度條件下，雙組元液體動力環(huán)境3D C/SiC復(fù)合材料線燒蝕率更大，這主要由于雙組元液體發(fā)動機地面熱燒蝕環(huán)境與氧乙炔、等離子燒蝕環(huán)境明顯不同，主要表現(xiàn)為燒蝕氧化組分、燃氣流速存在較大差異，而隨著燒蝕溫度的增加(對比文獻[16]，[18])，材料線燒蝕率急劇增大，這在一定程度上解釋了C/SiC復(fù)合材料噴管喉部易于燒蝕的原因。

表3 3D C/SiC復(fù)合材料燒蝕性能數(shù)據(jù)Table 3 Ablation performance data of 3D C/SiC composites

2.3 燒蝕形貌

2.3.1 宏觀燒蝕形貌

圖5為熱試車考核后3D C/SiC復(fù)合材料噴管產(chǎn)品內(nèi)外型面的宏觀照片?？梢钥闯觯瑢嶒灪?D C/SiC陶瓷基復(fù)合材料噴管入口圓柱段、收斂段、喉部及擴張段外表面均殘留有大量的白色氧化物(經(jīng)分析認為是CVD-SiC氧化生成的SiO2)。

圖5 燒蝕實驗后C/SiC復(fù)合材料噴管不同區(qū)域宏觀照片(a)外表面;(b)出口段;(c)內(nèi)壁面;(d)入口段Fig.5 Macrophotos of different areas of C/SiC composites nozzle after ablation test(a)outer surface;(b)exit section;(c)inner surface;(d)inlet section

其中，3D C/SiC復(fù)合材料噴管喉部和擴張段外表面白色氧化物均出現(xiàn)一定程度的龜裂脫落現(xiàn)象，且喉部白色氧化物脫落尤為明顯。這主要是由于熱試車過程中不同區(qū)域高低溫交替形成的熱沖擊作用程度不同，而喉部區(qū)域燒蝕溫度較高，其表面形成的SiO2薄膜與基底之間產(chǎn)生的熱應(yīng)力勢必更大，最終導(dǎo)致SiO2薄膜更易剝落。此外，從圖5(b)中還可以看到，3D C/SiC復(fù)合材料噴管產(chǎn)品僅在喉部附近(箭頭位置)出現(xiàn)明顯的燒蝕坑洞現(xiàn)象。與3D C/SiC復(fù)合材料噴管產(chǎn)品外表面狀態(tài)明顯不同，其內(nèi)型面的白色物質(zhì)殘留較少，僅在局部區(qū)域(圖5(c)中箭頭所指位置)出現(xiàn)有少量SiO2。分析認為，這主要是由于3D C/SiC復(fù)合材料噴管內(nèi)壁面需直接接觸高溫燃氣，而根據(jù)2.1可知，3D C/SiC復(fù)合材料噴管燃氣溫度最高約為1840 ℃，而該溫度勢必會促使SiC發(fā)生主動氧化反應(yīng)，進而降低SiO2黏度，加之高速燃氣的連續(xù)性沖刷，使得大多數(shù)白色氧化物SiO2難以附著在產(chǎn)品內(nèi)表面上。

另外，可以發(fā)現(xiàn)，C/SiC復(fù)合材料噴管收斂段中部沿噴管軸線方向一定區(qū)域范圍內(nèi)(圖5(c)中圓圈，對應(yīng)圖5(d)中1#象限位置)發(fā)生明顯氧化燒蝕現(xiàn)象，而在其他Ⅲ，Ⅳ兩個象限(見圖5(d)中2#，3#箭頭所指位置)亦出現(xiàn)類似氧化燒蝕現(xiàn)象。其中，1#位置的燒蝕程度要強于2#，3#位置，1#位置與噴管喉部燒蝕凹坑位置基本屬于同一條噴管軸線上，且1#，2#，3#三處燒蝕起始位置x/L值基本接近，故推測認為出現(xiàn)上述情況主要原因為熱試車實驗過程中噴霧場分布不均勻，導(dǎo)致C/SiC復(fù)合材料噴管在不同象限燃氣流場產(chǎn)生差異，使得C/SiC復(fù)合材料噴管在第Ⅱ象限內(nèi)出現(xiàn)高溫?zé)g駐點，誘發(fā)強沖刷燒蝕現(xiàn)象，最終迫使3D C/SiC復(fù)合材料噴管在喉部區(qū)域出現(xiàn)燒蝕凹坑現(xiàn)象。

2.3.2 微觀燒蝕形貌

圖6為燒蝕實驗后3D C/SiC復(fù)合材料噴管內(nèi)型面入口圓柱段、收斂段、喉部及擴張段區(qū)域微觀形貌及EDS元素分析。可以看到，熱試車燒蝕實驗后噴管入口圓柱段、收斂段、喉部及擴張段三部分表面仍保留有典型“菜花”狀CVD-SiC涂層形貌，說明CVD-SiC涂層對3D C/SiC復(fù)合材料噴管材料在此高溫、高速燃氣環(huán)境下的正常服役工作起到較好的保護作用，而表面氧化燒蝕產(chǎn)物SiO2大部分均是由于CVD-SiC涂層在熱試車過程中被高溫燃氣氧化形成。此外，還可以看出3D C/SiC復(fù)合材料噴管表面未形成連續(xù)的SiO2保護膜，這主要是由于在噴管燒蝕實驗過程中，高速燃氣強烈沖刷使得表面形成的SiO2薄膜難以附著在其表面，導(dǎo)致噴管內(nèi)型面僅有少量的SiO2殘渣。

圖6 燒蝕實驗后3D C/SiC復(fù)合材料噴管微觀形貌(1)及EDS分析(2)(a)入口圓柱段；(b)收斂段；(c)喉部及擴張段Fig.6 Micro-morphologies(1) and EDS analysis(2) of 3D C/SiC composite nozzle after ablation test(a)inlet cylindrical section;(b)convergence section;(c)throat and expansion section

通過分析圖6中EDS譜圖可以發(fā)現(xiàn)，噴管入口圓柱段相比于收斂段與喉部及擴張段兩部分，其表面氧含量明顯較低(16.12%，原子分數(shù))，這主要是因為噴管入口圓柱段區(qū)域液膜冷卻比較充分，導(dǎo)致其熱試車溫度較低，噴管表面CVD-SiC涂層在較低溫度條件下保持穩(wěn)定，難以發(fā)生氧化燒蝕，這與圖5中燒蝕后3D C/SiC復(fù)合材料噴管宏觀照片結(jié)果基本一致，說明CVD-SiC涂層有利于提升C/SiC復(fù)合材料基底材料的抗氧化作用。但是，從圖6(c-1)可以看出，CVD-SiC涂層表面因制備熱應(yīng)力工藝等原因會伴隨出現(xiàn)裂紋，而這些裂紋的存在會導(dǎo)致氧化性燃氣組分進入C/SiC復(fù)合材料內(nèi)部，促使基體SiC和碳纖維的氧化，進而降低C/SiC復(fù)合材料力學(xué)及耐燒蝕性能。

2.4 燒蝕機理

由雙組元液體發(fā)動機燃氣環(huán)境分析中得到的結(jié)果可知，3D C/SiC復(fù)合材料噴管工作燃氣組分主要為H2O和CO2，同時還伴隨有少量分子和游離氧等組分，而根據(jù)文獻[17-20]，可知C/SiC復(fù)合材料在高溫環(huán)境下會發(fā)生反應(yīng)(式(7)～(14))。

C(s)+H2O(g)→CO(g)+H2(g)

(7)

(8)

C(s)+CO2(g)→2CO(g)

(9)

SiC(s)+3H2O(g)→SiO2(s)+CO(g)+3H2(g)

(10)

SiC(s)+3CO2(g)→SiO2(s)+4CO(g)

(11)

SiO2(s)+2H2O(g)→Si(OH)4(g)

(12)

SiO2(s)+CO(g)→SiO(g)+CO2(g)

(13)

SiO2(s)+H2(g)→SiO(g)+H2O(g)

(14)

為進一步研究3D C/SiC復(fù)合材料噴管在雙組元液體火箭發(fā)動機工作條件下的燒蝕機理，對噴管喉部燒蝕駐點坑洞進行微觀形貌觀察與分析，如圖7所示?？梢园l(fā)現(xiàn)，經(jīng)雙組元液體火箭發(fā)動機多種工況熱試車燃氣沖蝕后，3D C/SiC復(fù)合材料噴管碳纖維會因發(fā)生氧化反應(yīng)(式(7)～(10))和燃氣沖刷作用，導(dǎo)致碳纖維束及纖維前端均呈現(xiàn)出典型“針尖狀”結(jié)構(gòu)特征，且“針尖狀”碳纖維之間無明顯SiC基體，取而代之的是大量白色氧化物質(zhì)。經(jīng)EDS分析，認為碳纖維表面附著的白色氧化物質(zhì)主要成分為SiO2，這主要是由于該區(qū)域CVD-SiC涂層消耗殆盡后，失去對C/SiC復(fù)合材料基體的保護作用，使得纖維之間原先SiC基體逐漸被氧化從而生成SiO2。因此，3D C/SiC復(fù)合材料噴管在液體火箭發(fā)動機工作條件下的燒蝕過程為：隨著高溫、高速氧化性燃氣沖刷3D C/SiC復(fù)合材料噴管表面，其表面CVD-SiC涂層會率先氧化生成SiO2(式(11)，(12))。一方面，由于噴管喉部燃氣密度和氧化性組分濃度較高，燃氣與壁面材料對流換熱系數(shù)在噴管喉部達到最大值，根據(jù)傳質(zhì)與傳熱的類比關(guān)系，可知該位置的對流傳質(zhì)系數(shù)亦達到最大，使得高速流動形成的邊界層減小，促使氧化性組分由邊界層向材料本身的擴散通量增大，進而加劇C/SiC復(fù)合材料的氧化燒蝕，導(dǎo)致SiO2會在此區(qū)域與H2O，CO和H2等組分繼續(xù)發(fā)生反應(yīng)(式(13)，(14))，形成氣態(tài)的Si(OH)4，SO。另一方面，因噴管喉部區(qū)域燃氣流速較快，燃氣機械沖刷作用較強，導(dǎo)致生成的SiO2難以附著在產(chǎn)品表面，從而削弱了SiO2對該區(qū)域C/SiC復(fù)合材料的保護作用，使得CVD-SiC涂層再次發(fā)生氧化燒蝕現(xiàn)象，直至CVD-SiC涂層消耗殆盡。當(dāng)3D C/SiC復(fù)合材料開始完全暴露于氧化性燃氣中時，因PIP工藝制備得到的復(fù)合材料SiC基體致密性較差，使得H2O，CO2等氧化性氣氛組元更容易進入基體內(nèi)部，進而與SiC基體和碳纖維發(fā)生氧化反應(yīng)，大幅降低復(fù)合材料本身力學(xué)性能，使得3D C/SiC復(fù)合材料難以承受高溫、高速燃氣的沖刷作用而發(fā)生材料破壞失效，最終形成氧化燒蝕凹坑。綜上所述，說明3D C/SiC復(fù)合材料噴管在雙組元液體火箭發(fā)動機下的燒蝕機理為機械沖刷燒蝕和氧化燒蝕兩種。

圖7 噴管燒蝕坑洞微觀形貌(a)及EDS分析(b)Fig.7 Micro-morphologies(a) and EDS analysis(b) of ablation pit in nozzle

3 結(jié)論

(1)計算得到3D C/SiC復(fù)合材料噴管喉部燃氣平衡組分摩爾分數(shù)居前幾位依次為H2O，N2，H2，CO，CO2，H，OH，說明雙組元液體火箭發(fā)動機的工作環(huán)境氛圍為富氧環(huán)境。

(2)3D C/SiC復(fù)合材料噴管在雙組元液體火箭發(fā)動機工作環(huán)境下具有較好抗燒蝕性能。對比實驗前后噴管喉部尺寸變化情況，計算得到C/SiC復(fù)合材料線燒蝕率為3.92×10-4mm/s，與常規(guī)氧乙炔、等離子燒蝕環(huán)境相比表現(xiàn)出不同的燒蝕性能。

(3)雙組元動力發(fā)動機熱試車燒蝕實驗后，3D C/SiC復(fù)合材料噴管入口圓柱段、收斂段、喉部及擴張段外型面均殘留有大量白色物質(zhì)SiO2。因熱試車實驗過程噴霧場分布不均勻，導(dǎo)致噴管喉部局部出現(xiàn)燒蝕坑洞現(xiàn)象。

(4)3D C/SiC復(fù)合材料噴管在雙組元液體動力發(fā)動機工作環(huán)境下的燒蝕機理為機械沖刷燒蝕和氧化燒蝕。