噴管喉襯背壁絕熱層后效傳熱炭化分析①

蘇建河，陸賀建，白彥軍，唐 敏

(中國航天科技集團(tuán)公司四院四十一所固體火箭發(fā)動機(jī)燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710025)

噴管喉襯背壁絕熱層后效傳熱炭化分析①

蘇建河，陸賀建，白彥軍，唐 敏

(中國航天科技集團(tuán)公司四院四十一所固體火箭發(fā)動機(jī)燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710025)

針對目前噴管喉襯背壁絕熱層后效傳熱炭化缺乏定量分析的現(xiàn)狀，通過材料模型、載荷模型的研究工作，建立能夠滿足噴管后效傳熱分析精度要求的噴管溫度場有限元計(jì)算方法，并通過縮比試驗(yàn)噴管溫度場計(jì)算與試驗(yàn)測試結(jié)果的對比分析進(jìn)行驗(yàn)證。在此基礎(chǔ)上，開展了背壁絕熱層后效傳熱的仿真分析，掌握了后效傳熱炭化分析方法，并得到了解剖測試結(jié)果的驗(yàn)證。研究結(jié)果表明，背壁絕熱層的炭化大部分發(fā)生在后效傳熱期間。利用該方法進(jìn)行了全尺寸噴管的背壁絕熱層后效炭化分析工作，提出了根據(jù)溫度計(jì)算結(jié)果進(jìn)行裕度評估的方法。評估結(jié)果表明，全尺寸噴管的背壁絕熱層設(shè)計(jì)厚度有減薄空間。

噴管；背壁絕熱層；后效傳熱；炭化

0 引言

近年來，隨著固體發(fā)動機(jī)技術(shù)的發(fā)展，一方面對長時間工作固體火箭發(fā)動機(jī)的需求越來越多，另一方面對噴管結(jié)構(gòu)質(zhì)量的要求越來越苛刻。在此情況下，對喉襯背壁絕熱層厚度的精細(xì)化設(shè)計(jì)越來越受到重視。國內(nèi)在背壁絕熱層的傳熱、炭化機(jī)理方面開展了大量的研究工作[1-6]，促進(jìn)了噴管溫度場計(jì)算精度的提高，但一般只重視發(fā)動機(jī)工作期間的傳熱計(jì)算，對后效傳熱及后效傳熱炭化的研究很少。工程研制中，一般都會對試車后的背壁絕熱層進(jìn)行解剖。解剖發(fā)現(xiàn)，背壁絕熱層往往炭化非常嚴(yán)重，甚至有的型號背壁絕熱層全部炭化。目前，已認(rèn)識到噴管的后效傳熱對喉襯背壁絕熱層的炭化影響很大，但對于有多少炭化發(fā)生在后效傳熱期間尚未建立定量分析方法，導(dǎo)致無法對背壁絕熱層設(shè)計(jì)裕度進(jìn)行精確評估。

本文總結(jié)前人噴管傳熱研究中的經(jīng)驗(yàn)，通過建立考慮熱解和隨溫度變化的物性參數(shù)的材料模型、隨時間變化的熱載荷模型，以進(jìn)一步提高溫度場計(jì)算精度，并通過縮比試驗(yàn)噴管的溫度有限元計(jì)算與試驗(yàn)測試的對比分析對計(jì)算精度進(jìn)行驗(yàn)證。開展縮比試驗(yàn)噴管的后效傳熱計(jì)算，建立一種根據(jù)后效傳熱計(jì)算結(jié)果進(jìn)行后效傳熱炭化定量分析的方法，并通過背壁絕熱層解剖結(jié)果對該分析方法的合理性進(jìn)行驗(yàn)證。在此基礎(chǔ)上，進(jìn)行全尺寸噴管的后效傳熱仿真計(jì)算及后效傳熱炭化分析，對后效傳熱炭化的定量分析方法進(jìn)一步驗(yàn)證，并提出一種有效的背壁絕熱層設(shè)計(jì)裕度評估方法。

1 噴管溫度場有限元分析方法

1.1 材料模型

早期進(jìn)行噴管溫度場計(jì)算時，非金屬材料熱物理性能按常溫測試得到的數(shù)據(jù)選取，且未考慮熱解等效應(yīng)，溫度計(jì)算結(jié)果比試驗(yàn)測試結(jié)果要高很多，偏差很大。近幾年在絕熱材料的高溫?zé)嵛锢硇阅堋峤獾确矫骈_展了大量研究工作[1-5]，取得了一定進(jìn)展。

對于長時間工作的發(fā)動機(jī)，其背壁絕熱層有更大的區(qū)域進(jìn)入熱解、炭化狀態(tài)。因此，在進(jìn)行溫度場計(jì)算時，必須考慮熱解、炭化的影響。在ANSYS中可通過定義材料屬性中隨溫度變化的焓值來模擬熱解等吸熱、放熱效應(yīng)。圖1(a)為本文所采用的模壓石棉/酚醛隨溫度變化的焓值曲線，圖1(b)為考慮材料熱解潛熱和不考慮潛熱的溫度場計(jì)算結(jié)果對比曲線?？煽闯?，如果不考慮熱解潛熱等因素，計(jì)算結(jié)果存在很大偏差，為保證計(jì)算精度，在材料模型中，利用熱焓引入潛熱是必須的。同時材料模型還定義了隨溫度變化的導(dǎo)熱系數(shù)、比熱容等熱物理參數(shù)，以進(jìn)一步提高仿真計(jì)算精度。

1.2 載荷模型

噴管承受的熱載荷主要包括內(nèi)壁面燃?xì)獾膶α?、輻射和顆粒接觸傳熱，以及外壁面的空氣對流和輻射傳熱等。其中，最主要的熱載荷是燃?xì)夂蛧姽軆?nèi)壁面間的對流換熱載荷，可利用巴茲(Bartz)公式進(jìn)行對流換熱系數(shù)的計(jì)算[7]。

根據(jù)彈總體的不同需求，固體火箭發(fā)動機(jī)的內(nèi)彈道性能差異很大，一般隨時間變化很大，為提高計(jì)算精度，需施加隨時間變化的熱載荷。為便于計(jì)算，編制了ANSYS熱載荷計(jì)算命令流，輸入內(nèi)彈道離散數(shù)據(jù)后，命令流將依據(jù)巴茲公式計(jì)算得到各離散時間點(diǎn)的對流載荷，包括對流換熱系數(shù)和燃?xì)鉁囟?，并將?jì)算得到的對流載荷生成表格型數(shù)組，各時刻的熱載荷ANSYS將自動根據(jù)表格型數(shù)組進(jìn)行插值。圖2(a)為某縮比試驗(yàn)發(fā)動機(jī)壓強(qiáng)離散結(jié)果，根據(jù)該曲線計(jì)算得到的喉部位置對流換熱系數(shù)隨時間的變化曲線見圖2(b)。

1.3 仿真分析方法試驗(yàn)驗(yàn)證

為對噴管溫度場仿真計(jì)算結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證，進(jìn)行了一發(fā)長時間工作的縮比試驗(yàn)噴管研制及地面試車考核，工作時間達(dá)到122 s。該噴管背壁絕熱層前、后段采用不同的絕熱材料，前段采用模壓石棉/酚醛，后段采用高硅氧布/酚醛纏繞。在距喉襯與背壁絕熱層界面5、10 mm處分別安裝了熱電偶來進(jìn)行工作過程背壁絕熱層的溫度進(jìn)行測量，測試位置見圖3，每個測點(diǎn)沿周向布置2個。該噴管為軸對稱結(jié)構(gòu)，且承受的對流載荷也是軸對稱的。因此，為簡化計(jì)算，采用了二維軸對稱的有限元模型，見圖4。

根據(jù)前面的材料模型、載荷模型及有限元模型，進(jìn)行了試驗(yàn)噴管的溫度場計(jì)算，122 s時刻噴管溫度云圖見圖5，各測點(diǎn)溫度計(jì)算值與試驗(yàn)值的比較見圖6?？煽闯?，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本吻合，但由于噴管熱載荷變化、材料性能變化、燒蝕邊界等非常復(fù)雜，在曲線細(xì)節(jié)上存在一定差異。

2 背壁絕熱層后效炭化分析

2.1 常用背壁絕熱層材料及其熱解性能

國內(nèi)早期固體發(fā)動機(jī)噴管背壁絕熱層材料大多采用模壓石棉/酚醛材料，但由于其存在生產(chǎn)過程會危害人體健康等問題，新研的噴管在逐步禁止該材料的使用。高硅氧布/酚醛纏繞材料具有結(jié)構(gòu)強(qiáng)度高、有相當(dāng)或更優(yōu)的絕熱效果，已在更多的噴管上得到應(yīng)用。

石棉/酚醛、高硅氧布/酚醛均為酚醛樹脂基復(fù)合材料，其熱解炭化過程的實(shí)質(zhì)就是酚醛樹脂發(fā)生熱解并形成殘?zhí)窟^程。酚醛樹脂熱解的起始溫度在360 ℃左右，并在500～600 ℃時為熱解失重的主要階段[2]。進(jìn)行仿真分析時，溫度達(dá)到360 ℃以上的區(qū)域認(rèn)為已開始熱解，溫度達(dá)到600 ℃以上的區(qū)域認(rèn)為已炭化，可將背壁絕熱層分為炭化區(qū)、熱解區(qū)、傳熱區(qū)3個區(qū)域，傳熱過程物理模型見圖7。

2.2 縮比試驗(yàn)噴管的后效傳熱仿真分析及解剖驗(yàn)證

噴管后效傳熱是一個漫長的過程，為對后效傳熱過程的炭化情況進(jìn)行分析，需通過溫度曲線來判斷背壁絕熱層發(fā)生炭化的主要時間段。發(fā)動機(jī)工作結(jié)束后，在噴管內(nèi)外表面施加空氣對流換熱載荷，進(jìn)行了數(shù)小時的后效傳熱計(jì)算，圖8為背壁絕熱層不同深度的溫度曲線。可看出，在1600 s左右溫度已經(jīng)接近平衡，尤其高溫區(qū)域溫度已經(jīng)結(jié)束上升，此刻后效傳熱的炭化已基本完成。發(fā)動機(jī)工作結(jié)束時刻(122 s)和1600 s背壁絕熱層溫度場見圖9。

由圖9可看出，在122 s背壁絕熱層中間最薄處超過600 ℃的厚度約3 mm，1600 s時超過600 ℃的厚度約12 mm。背壁絕熱層解剖照片見圖10，雖然由于后效載荷邊界偏差、未考慮燒蝕、材料模型偏差等因素，計(jì)算存在一定偏差，但計(jì)算結(jié)果與解剖結(jié)果基本相符，背壁絕熱層的炭化70%以上都發(fā)生在后效傳熱過程中。

2.3 某大型噴管背壁絕熱層的后效傳熱分析及解剖驗(yàn)證

利用縮比試驗(yàn)噴管得到的材料模型和分析方法，進(jìn)行了某全尺寸大型噴管背壁絕熱層的后效傳熱分析，圖11(a)為背壁絕熱層不同深度處的溫度曲線。可看出，尺寸增加后，尤其隨著喉襯厚度大幅增加，噴管溫度場在6500 s左右才基本接近平衡，比縮比試驗(yàn)噴管大幅增加。發(fā)動機(jī)工作結(jié)束(115 s)和6500 s時的背壁絕熱層溫度場見圖12，中間最薄處115 s時超過600 ℃的厚度小于1 mm左右，6500 s時達(dá)到了14 mm左右，全尺寸噴管的后效傳熱炭化更為嚴(yán)重，背壁絕熱層的炭化基本都發(fā)生在后效傳熱過程。圖13為根據(jù)解剖結(jié)果繪制的炭化示意圖，測試結(jié)果與計(jì)算結(jié)果基本相符。縮比試驗(yàn)噴管和全尺寸噴管的后效傳熱分析表明，背壁絕熱層的炭化大部分發(fā)生在后效傳熱區(qū)間。因此，進(jìn)行背壁絕熱層裕度評估時，不能根據(jù)炭化的解剖結(jié)果來進(jìn)行，而應(yīng)根據(jù)發(fā)動機(jī)工作結(jié)束時刻的溫度分布情況來進(jìn)行。

背壁絕熱層設(shè)計(jì)裕度需從膠粘劑性能、金屬件高溫性能、總體特殊要求等方面進(jìn)行分析：(1)確保與金屬件的界面溫度滿足密封和粘接可靠性要求；(2)金屬結(jié)構(gòu)件溫度不發(fā)生失強(qiáng)；(3)滿足總體對金屬外壁溫特殊要求等。對于一般的噴管設(shè)計(jì)，只要背壁絕熱層與金屬件的膠粘劑不發(fā)生軟化，基本能夠確保噴管的結(jié)構(gòu)完整性。對于不同的膠粘劑其高溫性能存在差別，一般能允許與金屬件的粘接界面有約100～200 ℃的溫升。假設(shè)粘接界面允許的溫度為Ty，背壁絕熱層徑向設(shè)計(jì)厚度為H0，溫度場計(jì)算獲得的背壁絕熱層達(dá)到溫度Ty時的背壁絕熱層徑向深度為Hy，則背壁絕熱層的安全系數(shù)n=H0/Hy。由于復(fù)合材料性能波動較大、發(fā)動機(jī)工作時間存在偏差等原因，需考慮較大的安全系數(shù)，建議n=1.5～2.0。

全尺寸噴管只進(jìn)行了金屬外壁面的溫度測試，喉部位置金屬外壁面溫度計(jì)算結(jié)果和測試結(jié)果基本相符，115 s時無溫升，300 s時溫升3 ℃左右。由此可知，溫度場計(jì)算精度滿足要求。從圖11(b)115 s背壁絕熱層溫度徑向分布結(jié)果看，如取Ty=100 ℃，則Hy=5 mm，而背壁絕熱層設(shè)計(jì)厚度H0=25 mm，由此計(jì)算得到n=5，安全系數(shù)很大，背壁絕熱層存在減薄的空間。

3 結(jié)論

(1)在進(jìn)行噴管溫度場計(jì)算時，需考慮絕熱材料熱解、炭化等影響，可通過定義材料熱焓進(jìn)行模擬。

(2)本文所用噴管溫度場計(jì)算方法和計(jì)算模型經(jīng)過了縮比試驗(yàn)噴管和全尺寸噴管的溫度測試驗(yàn)證，計(jì)算精度能夠滿足后效傳熱分析的要求。

(3)背壁絕熱層的炭化大部分發(fā)生在后效傳熱過程中，背壁絕熱層的裕度分析應(yīng)依據(jù)于溫度而不是炭化厚度。

(4)全尺寸噴管背壁絕熱層設(shè)計(jì)裕度偏大，存在減薄空間。

[1] 王思民,周旭,何洪慶.高硅氧/酚醛噴管擴(kuò)張段的溫度場計(jì)算與測定[J].推進(jìn)技術(shù),1990,11(5):23-29.

[2] 胡良全.結(jié)構(gòu)改性酚醛樹脂基體材料性能研究[J].固體火箭技術(shù),1997,20(1):57-61.

[3] 蔡岸,謝華清,奚同庚.航天器用十一種熱控材料熱物理性質(zhì)及其余顯微組織和工藝因素關(guān)系的研究[J].無機(jī)材料學(xué)報(bào),2006,21(5):1174-1178.

[4] 時圣波,梁軍,劉志剛,等.高硅氧/酚醛復(fù)合材料燒蝕環(huán)境下的吸熱機(jī)理[J].固體火箭技術(shù),2013,36(1):113-118.

[5] 時圣波,梁軍,方國軍.熱物理性能對高硅氧/酚醛復(fù)合材料燒蝕性能的影響[J].固體火箭技術(shù),2011,34(3):354-359.

[6] 閆寶任,史鴻斌,唐敏,等.背壁熱解效應(yīng)對喉襯組件溫度場的影響[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào),2015,35(4):101-104.

[7] 阮崇智,張揚(yáng)中,張鴻濤,等.固體火箭發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)與研究[M].北京:宇航出版社,1992.

[8] 肖虎高,胡春波,張勝敏,等.噴管喉部熱流密度測定實(shí)驗(yàn)研究[J].固體火箭技術(shù),2013,36(1):138-142.

[9] 于泉,胡保朝.熱化學(xué)燒蝕理論在噴管碳酚醛材料上的燒蝕應(yīng)用[J].湖北航天科技,2004(3):138-142.

(編輯：薛永利)

Carbonization analysis on post-effect heat transfer of nozzle throat insulation

SU Jian-he，LU He-jian，BAI Yan-jun，TANG Min

(The Key Lab.of Science and Technology on Combustion,Thermal-structure,Internal Flow Field of Solid Rocket Motor,The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC,Xi’an 710025，China)

Aiming at lack of quantitative analysis of nozzle throat insulation’s carbide by post-effect of heat transfer,a finite element method was established to calculate the temperature field of nozzle by material model and loading model research.To meet post-effect of heat transfer analysis,this method was verified by the comparative analysis of the nozzle temperature field calculation and experiment tests of shrinkage ratio nozzle. On this basis,the simulation analysis of nozzle throat insulation’s carbonization by post-effect of heat transfer was carried out. The method of carbide analysis was mastered and verified by dissection,and the results show that the nozzle throat insulation’s carbonization occurs mostly during the post-effect of heat transfer.By using this method,the analysis on full-size nozzle throat insulation’s carbonization by post-effect of heat transfer was carried out,and the margin evaluation methods of throat insulation based on temperature was also proposed.The evaluation results show that the thickness of throat insulation could be reduced.

nozzle；throat insulation；post-effect heat transfer；carbonization

2016-09-20；

2016-11-25。

蘇建河(1980—)，男，高級工程師，研究方向?yàn)槿嵝試姽芗夹g(shù)。E-mail：sujianhe@126.com

V435

A

1006-2793(2017)04-0420-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2017.04.004