背壁熱解效應(yīng)對(duì)喉襯組件溫度場(chǎng)的影響*

閆寶任,史宏斌,唐 敏,李書(shū)良

(西安航天動(dòng)力技術(shù)研究所,西安 710025)

背壁熱解效應(yīng)對(duì)喉襯組件溫度場(chǎng)的影響*

閆寶任,史宏斌,唐 敏,李書(shū)良

(西安航天動(dòng)力技術(shù)研究所,西安 710025)

文中以固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合噴管為研究對(duì)象,測(cè)試了背壁材料的熱解響應(yīng)特性及隨溫度及壓強(qiáng)變化的接觸熱阻,用有限元法進(jìn)行了二維軸對(duì)稱(chēng)噴管瞬態(tài)熱分析。然后給出考慮與不考慮背壁熱解效應(yīng)情況下的溫度場(chǎng)計(jì)算結(jié)果,并進(jìn)行了驗(yàn)證試驗(yàn)。最終將計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較,結(jié)果表明,背壁熱解效應(yīng)可以降低喉襯組件的溫度,考慮背壁熱解效應(yīng)的喉襯組件溫度場(chǎng)分析更符合實(shí)驗(yàn)值。

喉襯組件;背壁;溫度場(chǎng);熱解

0 引言

喉襯組件是維持固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室預(yù)定工作壓強(qiáng),產(chǎn)生推力的關(guān)鍵功能部件之一,其工作環(huán)境惡劣,對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的性能影響明顯,喉襯破壞將直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作;背壁延緩喉襯溫度向外部傳遞的絕熱部件,是確保噴管殼體溫度在許用范圍的重要措施[1-2]。

目前,國(guó)內(nèi)外在喉襯溫度場(chǎng)分析方面已經(jīng)取得了較大的成績(jī),國(guó)內(nèi),孫冰[3]用有限元法計(jì)算了邊界移動(dòng)的噴管溫度場(chǎng)?？蝴惥闧4]利用有限元軟件對(duì)復(fù)合噴管全域瞬態(tài)溫度場(chǎng)進(jìn)行了有限元計(jì)算分析。田四朋[5]等人通過(guò)計(jì)算溫度場(chǎng)和應(yīng)力場(chǎng),分析了噴管在發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中的結(jié)構(gòu)完整性。國(guó)外,Kearney W.J.[6]、JohnW.Edwards[7]、Maw,J.F.[8]和Alhama F[9]等人均對(duì)噴管熱分析做過(guò)深入研究,特別是JohnW.Edwards對(duì)ASRM噴管的傳熱分析進(jìn)行了深入細(xì)致的工作。R.RameshKumar[10]等人針對(duì)噴管的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)進(jìn)行了熱力耦合分析?？傮w上看,受固體發(fā)動(dòng)機(jī)熱流環(huán)境、邊界條件、材料參數(shù)和熱反應(yīng)模型等復(fù)雜因素的制約,國(guó)內(nèi)針對(duì)熱載荷下喉襯組件的溫度場(chǎng)計(jì)算,誤差達(dá)到30%以上。

綜上可知國(guó)內(nèi)外文獻(xiàn)中關(guān)于背壁熱解效應(yīng)對(duì)喉襯組件溫度場(chǎng)的影響分析較少,因此文中在接觸熱阻隨溫度及壓強(qiáng)變化的基礎(chǔ)上建立了含熱解喉襯組件的傳熱模型,通過(guò)ABAQUS軟件,建立一套工程可用的數(shù)值模擬方法,并進(jìn)行實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證,對(duì)比喉襯組件的溫度場(chǎng)計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)測(cè)試結(jié)果,驗(yàn)證算法精度,研究更為準(zhǔn)確的喉襯組件邊界仿真方法。

1 含熱解喉襯組件的傳熱模型

圖1為喉襯組件燒蝕和傳熱模型,根據(jù)Fourier定律,一維圓柱坐標(biāo)多層復(fù)合結(jié)構(gòu)的非穩(wěn)態(tài)傳熱方程如式(1)所示,多數(shù)文獻(xiàn)中將熱解氣體流過(guò)時(shí)所帶走的熱量Q1,i忽略,使得溫度場(chǎng)計(jì)算誤差較大,文中主要考慮Q1,i對(duì)喉襯組件溫度場(chǎng)的影響:

(1)

式中:下標(biāo)i=0,1,2,…,5分別對(duì)應(yīng)喉襯燒蝕層、喉襯原始層、背壁碳化層、背壁熱解層(或熱界面)、原始材料層和金屬殼體層;k為導(dǎo)熱系數(shù);ρ為密度;C為比熱;Q1為熱解氣體流過(guò)時(shí)所帶走(輸入)的熱量;Q2為熱解潛熱。

圖1 喉襯組件燒蝕和傳熱模型

2 理論模型和邊界條件

2.1 理論模型

喉襯組件的軸對(duì)稱(chēng)結(jié)構(gòu)如圖2,喉襯采用石墨材料,背壁采用5-Ⅱ石棉酚醛模壓材料,收斂段采用高硅氧/酚醛材料,擴(kuò)張段采用C/C材料,金屬殼體采用鋼材料。T1、T2分別為距喉襯內(nèi)邊界20 mm、34 mm計(jì)算溫度點(diǎn)。

圖2 喉襯組件的軸對(duì)稱(chēng)結(jié)構(gòu)

2.2 流場(chǎng)特性

由傳熱學(xué)知識(shí)可知,發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后,噴管壁內(nèi)各點(diǎn)的溫度實(shí)際上是時(shí)間和空間坐標(biāo)的函數(shù)。但由于噴管的幾何形狀是軸對(duì)稱(chēng)的,受載荷邊界條件也是軸對(duì)稱(chēng)的。考慮到所用材料的特點(diǎn),因材料本身的缺陷所產(chǎn)生的周向熱流是很小的,可以忽略不計(jì)。這樣,可將實(shí)際上的三維空間問(wèn)題,簡(jiǎn)化為軸對(duì)稱(chēng)二維空間不穩(wěn)定導(dǎo)熱問(wèn)題[11]。并在分析求解時(shí)作如下假設(shè):

1)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)工作,燃?xì)鈪?shù)(壓強(qiáng)和溫度等)不隨時(shí)間變化;

2)進(jìn)行溫度計(jì)算時(shí),不計(jì)噴管內(nèi)壁燒蝕;

3)不考慮輻射傳熱和顆粒接觸傳熱;

4)計(jì)算中考慮隨溫度及壓強(qiáng)變化的接觸熱阻。

2.3 燃?xì)鈪?shù)

為便于進(jìn)行溫度分析,假定燃?xì)饬鲃?dòng)是穩(wěn)態(tài)的;燃燒產(chǎn)物是組分均勻的完全氣體;流動(dòng)是等熵的。實(shí)踐證明,在噴管型面選定后,采用一維等熵流分析噴管流場(chǎng)即可滿(mǎn)足要求。燃?xì)鈱?duì)流換熱可由式(2)表示:

(2)

式中:q表示熱流(W/m2);hg表示對(duì)流換熱系數(shù),可由巴茲公式確定(W/(m2·K));T?w表示燃?xì)鉁囟?Twg表示噴管內(nèi)壁溫度。巴茲公式可寫(xiě)為:

(3)

式中:dt為噴管喉部直徑(m);μ為燃?xì)怵ば韵禂?shù)(kg·s/m2);cpg為燃?xì)舛▔罕葻崛?kcal/(kg·K));Pr為燃?xì)馄绽侍財(cái)?shù);c*為燃?xì)馓卣魉俣?m/s);rc為噴管喉部曲率半徑(m);At為噴管喉部面積(m2);A為噴管擴(kuò)張段某計(jì)算截面的面積(m2);σ1為邊界層修正系數(shù)。

文中,取滯止溫度T0為2 751 ℃,可獲得溫度、對(duì)流換熱系數(shù)隨噴管軸向的變化情況,如圖3所示。其中,h0為噴管喉部的燃?xì)鈱?duì)流換熱系數(shù)。

圖3 溫度、對(duì)流換熱系數(shù)隨噴管軸向變化曲線(xiàn)

2.4 接觸熱阻試驗(yàn)

本實(shí)驗(yàn)所使用的試件為長(zhǎng)方體,邊長(zhǎng)為30 mm×30 mm×90 mm。加工M8×0.75的螺紋洞,深度為20 mm。各個(gè)孔心保持在一條直線(xiàn)上。本實(shí)驗(yàn)由兩部分組成,一是碳/碳復(fù)合材料和酚醛樹(shù)脂的溫度與界面接觸熱阻的關(guān)系試驗(yàn),另一組是界面接觸應(yīng)力與界面接觸熱阻的試驗(yàn)。表1給出了通過(guò)靜態(tài)熱流法測(cè)得的接觸熱阻隨溫度及壓強(qiáng)變化的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。

表1 接觸熱阻隨溫度及壓強(qiáng)變化實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)

2.5 5-Ⅱ材料的熱解響應(yīng)特性

圖4為采用NETZSCH DSC404 F3差示掃描量熱儀進(jìn)行的潛熱測(cè)試結(jié)果。試驗(yàn)在氬氣保護(hù)下進(jìn)行,升溫速率為20 ℃/min,試樣質(zhì)量3.7 mg,采用Al2O3坩堝盛放試樣,最高溫度升至900 ℃。

測(cè)試結(jié)果顯示,與熱失重分析的結(jié)果類(lèi)似,熱解反應(yīng)也分3個(gè)階段:

第一階段為放熱反應(yīng),反應(yīng)開(kāi)始的溫度在355 ℃左右,結(jié)束溫度在390 ℃左右,放出的熱量為19.62 J/g;

第二階段反應(yīng)為吸熱反應(yīng),反應(yīng)開(kāi)始的溫度在390 ℃左右,結(jié)束溫度在690 ℃左右,吸收的熱量為1 214 J/g;

第三階段反應(yīng)為放熱反應(yīng),反應(yīng)開(kāi)始的溫度在785 ℃左右,結(jié)束溫度在845 ℃左右,放出的熱量為109.3 J/g。

測(cè)試材料受熱時(shí)有3個(gè)明顯的反應(yīng)區(qū)間,第一次反應(yīng)發(fā)生在400 ℃附近,第2次發(fā)生在600 ℃附近,第3次發(fā)生在800 ℃附近。

圖4 石棉酚醛的DSC曲線(xiàn)

通過(guò)ABAQUS STANDER求解器HEAT TRANSFER分析步對(duì)喉襯組件進(jìn)行熱傳導(dǎo)分析,分析共分兩步,分析時(shí)間分別為8 s和90 s,用于模擬發(fā)動(dòng)機(jī)的工作過(guò)程和其后的自然冷卻過(guò)程。噴管的初始溫度為室溫(20 ℃);外界大氣壓為一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)大氣壓,溫度為室溫;外壁與空氣進(jìn)行自然對(duì)流換熱,對(duì)流換熱系數(shù)為5 W/(m2·K),接觸熱阻隨溫度及壓強(qiáng)變化如表一,計(jì)算時(shí)考慮背壁材料的潛熱,5-Ⅱ材料的熱解主要發(fā)生在390 ℃～690 ℃,潛熱為1 214 J/g。

3 計(jì)算結(jié)果及分析

由圖5可以看出,T1點(diǎn)處加潛熱與無(wú)潛熱計(jì)算溫度隨時(shí)間變化趨勢(shì)相同,25 s前T1點(diǎn)隨時(shí)間增加溫度快速升高,到達(dá)25 s后,溫度變化較小,趨于平緩,55 s時(shí)加潛熱與無(wú)潛熱溫度達(dá)到最高值,加潛熱最高溫度為712.01 ℃,無(wú)潛熱最高溫度為811.08 ℃。無(wú)潛熱溫度值高于加潛熱溫度值主要是由背壁中的酚醛成分熱解吸收熱量所致。

由圖6可以看出,T2點(diǎn)處無(wú)潛熱計(jì)算溫度隨時(shí)間增加迅速升高,20 s時(shí)溫度達(dá)到最高,最高溫度為499.1 ℃,隨后溫度降低,但變化較為平緩,T2點(diǎn)處加潛熱計(jì)算溫度隨時(shí)間增加溫度快速升高,到達(dá)20 s時(shí)溫度達(dá)到最高,最高溫度為415.51 ℃,隨后溫度突然降低,直至30 s時(shí)溫度繼續(xù)降低,但變化較為平緩,30 s后T2點(diǎn)處加潛熱與無(wú)潛熱溫度變化趨勢(shì)相同。造成20 s時(shí)T2點(diǎn)處加潛熱溫度突然降低的原因?yàn)楸潮诓牧现写罅糠尤?shù)脂發(fā)生分解反應(yīng),分子鏈裂解產(chǎn)生H2O、CH4、H2、CO和CO2吸熱所致。

圖5 T1處計(jì)算結(jié)果

圖6 T2處計(jì)算結(jié)果

4 驗(yàn)證試驗(yàn)

本實(shí)驗(yàn)在Φ340標(biāo)準(zhǔn)試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行,發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間約為8 s,滯止壓強(qiáng)為10.6 MPa。采用在喉襯上打孔安裝熱電偶的方式來(lái)測(cè)試噴管溫度,分別在距喉襯內(nèi)邊界20 mm、34 mm處插入兩個(gè)熱電偶T1、T2如圖7,測(cè)試出T1、T2兩點(diǎn)溫度隨時(shí)間變化規(guī)律。試驗(yàn)中用鉑銠熱電偶進(jìn)行溫度測(cè)試,采用了螺紋卡套連接結(jié)構(gòu)固定熱電偶,使熱電偶與測(cè)試部位緊密接觸,減弱了發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)帶來(lái)的影響。測(cè)試所用熱電偶如圖8所示,測(cè)溫孔與熱電偶連接螺紋的密封采用高溫氧化銅膠。

圖7 喉襯、背壁結(jié)構(gòu)及熱電偶布置

圖8 測(cè)試用熱電偶及螺紋卡套結(jié)構(gòu)

試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果如圖9,時(shí)間零點(diǎn)為發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)刻,發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間為8 s,發(fā)動(dòng)機(jī)停止工作后讓其自然對(duì)流換熱82 s,最終采集了90 s時(shí)長(zhǎng)的溫度數(shù)據(jù)。B測(cè)點(diǎn)深,靠近喉襯內(nèi)表面,溫升快,在發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后溫度迅速升高,最高溫度639.68 ℃。由于A測(cè)點(diǎn)位置較淺,溫升速率降低,最高溫度出現(xiàn)的時(shí)間為20 s,達(dá)到380.77 ℃。

圖9 T1、T2兩點(diǎn)試驗(yàn)測(cè)溫曲線(xiàn)

5 試驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算結(jié)果的對(duì)比分析

通過(guò)計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比曲線(xiàn)圖10和圖11可知,T1點(diǎn)加潛熱與無(wú)潛熱溫度計(jì)算趨勢(shì)與試驗(yàn)實(shí)測(cè)趨勢(shì)相同,加潛熱計(jì)算值比無(wú)潛熱計(jì)算值更符合試驗(yàn)值。T2點(diǎn)加潛熱溫度計(jì)算趨勢(shì)與試驗(yàn)實(shí)測(cè)趨勢(shì)相同,但T2點(diǎn)無(wú)潛熱溫度計(jì)算值在20 s后趨于平緩,與試驗(yàn)實(shí)測(cè)溫度變化曲線(xiàn)差異較明顯,加潛熱計(jì)算值比無(wú)潛熱計(jì)算值更符合試驗(yàn)值。

圖10 T1處計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比圖

圖11 T2處計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比圖

綜上可知,T1點(diǎn)處加潛熱最高溫度與實(shí)際測(cè)量最高溫度相對(duì)誤差為11.31%,T2點(diǎn)處加潛熱最高溫度與實(shí)際測(cè)量最高溫度相對(duì)誤差為9.12%。理論計(jì)算值高于實(shí)驗(yàn)值的原因:物性參數(shù)的選取會(huì)影響計(jì)算結(jié)果;實(shí)際測(cè)量中,熱電偶的慣性會(huì)使測(cè)量值略低于結(jié)構(gòu)的實(shí)際溫度值。

6 結(jié)論

文中基于二維有限元計(jì)算模型,分析了喉襯組件的瞬態(tài)溫度場(chǎng),考慮了加潛熱與不加潛熱喉襯組件溫度變化規(guī)律,得出以下結(jié)論:

1)背壁熱解吸熱減輕了溫度向噴管外壁的傳遞,降低了喉襯組件的溫度,有利于熱防護(hù)。

2)加潛熱的溫度場(chǎng)理論計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的比較說(shuō)明,加潛熱的計(jì)算模型更符合實(shí)際測(cè)量,結(jié)果更可信。

3)背壁材料的熱解對(duì)溫度場(chǎng)的影響是顯著的,計(jì)算時(shí)需要考慮熱解對(duì)喉襯組件溫度場(chǎng)的影響。

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The Influence of Pyrolytic Effect of the Back Surface on the Temperature Field of Throat Lining Component

YAN Baoren,SHI Hongbin,TANG Min,LI Shuliang

(Xi’an Institute of Aerospace Propulsion Technology, Xi’an 710025, China)

In this paper, composite nozzle of solid rocket motor was considered as research object, pyrolysis characteristics of back surface material and contact thermal resistance changing with temperature and pressure were tested, finite element method was used for transient thermal analysis of two-dimensional axisymmetric nozzle. The pyrolytic effect of the back surface was considered, then calculation results of the temperature field with expected and unexpected pyrolytic effect of the back surface were given, and validation test was done. Finally, the calculated results were compared with the experimental results, the results show that, pyrolysis effect of the back surface can reduce temperature of the throat lining components, and temperature field analysis with consideration of pyrolysis effect of the back surface of the throat lining components accords more with the experimental value.

throat lining component; back surface; temperature field; pyrolysis

2014-07-29

閆寶任(1989-),男,黑龍江人,碩士研究生,研究方向:固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工程力學(xué)。

V435.+14

A