組合推進劑下凝相燃燒產物對噴管壁面溫度的影響

許 濤，楊德敏，吳 秋,3

(1.海軍裝備部，西安 710025；2.中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025；3.西北工業(yè)大學，西安 710072)

0 引言

為獲得固體發(fā)動機更高比沖，在推進劑中添加金屬Al粒子和高含能材料(如HMX等)是其主要的方法，導致燃燒室內燃燒溫度越來越高，給噴管的熱防護帶來困難。為降低燃燒產物對喉襯的燒蝕，國內外開展了大量的研究，一個主要的方向是開展燒蝕機理研究[1-4]。由于測試手段不完善，無法詳細對喉襯燒蝕過程進行微觀觀測及研究，理論上也還無法完全解釋喉襯壁面的所有過程。另一主要方向為開發(fā)新型抗燒蝕材料，提高材料的燒蝕性能，喉襯材料先后經歷了難熔金屬、陶瓷、石墨、纖維增強樹脂及多維C/C復合材料等一系列材料的發(fā)展[5-7]。但這些材料或密度大、或不耐熱沖擊、或燒蝕率大，給噴管帶來了較大的消極質量。

鑒于燒蝕機理復雜、新型燒蝕材料研究難度大的情況，國內外學者開展了基于邊界層控制方法降低喉襯溫度，從而降低喉襯燒蝕的研究[8-11]。該方法效果明顯，內容集中在通過使用低燃溫燃料降低喉襯表面氧化組分濃度，進而降低喉襯燒蝕率。而關于凝相燃燒產物對壁面的作用還未見報道，因此本文采用組合裝藥方式，開展凝相燃燒產物對噴管壁面溫度的仿真及試驗分析。

1 粒子對噴管內壁面溫度的仿真分析

1.1 計算方法

采用Fluent軟件，湍流模型采用Realizableκ-ε兩方程湍流模型。噴管壁面采用壁面流體速度V=0。溫度采用絕熱壁條件dT/dn=0，其中n為壁面法向。入口采用質量流量入口。對于軸對稱結構的噴管，認為只有軸向和徑向熱流，無環(huán)向熱流，噴管的三維傳熱問題可簡化為二維傳熱問題。因此，將流場做如下假設：(1) 燃氣簡化為理想氣體；(2) 流場為穩(wěn)態(tài)流場；(3) 粒子采用顆粒軌道模型；(4) 粒子與壁面的碰撞按照黏附模型處理。

1.2 不同低燃溫推進劑含量下粒子對壁面的影響

使用二維模型對發(fā)動機內流場進行計算，二維結構示意圖見圖1，使用的低燃溫、高燃溫推進劑分別澆注在噴管收斂段及燃燒室筒段。

表1給出了計算用的燃氣參數(shù)。在計算過程中，假設凝相燃燒產物粒子均Al2O3。粒子熱增量與粒子直徑、撞擊速度、壁面溫度等有關。這里做一定的簡化處理，將粒子動能的70%作為粒子的熱增量值[12]。

圖2給出了不同低燃溫推進劑含量時，高燃溫推進劑中有無粒子時噴管喉襯內壁面溫度差值，相同低燃溫推進劑含量時，兩者之間溫度相差最大值為152 K，最小值47 K，該差異由粒子與壁面碰撞不同導致的，粒子與壁面碰撞減少，使得喉部溫度降低，相對值為105 K。而高燃溫推進劑不含粒子時，不同低燃溫推進劑含量導致喉襯內壁面溫度最大差值為71 K。低燃溫推進劑燃氣自身及保護壁面不受粒子碰撞對壁面的溫降作用相當。

1.3 不同粒徑對噴管壁面溫度的影響

對含5%低燃溫推進劑且高燃溫推進劑燃氣中凝相產物粒徑不同時的粒子軌跡進行分析，獲得了粒子粒徑為1、5、10 μm時的粒子極限軌跡在噴管內的分布。表2列出了粒子極限跡線離喉部的距離，由于存在湍流擴散效應，“無粒子區(qū)”應為“稀薄粒子區(qū)”。從表2可看出，粒徑越大，粒子極限跡線力噴管喉襯越遠。

圖3給出了在不同粒徑下噴管壁面沿軸向的溫度曲線，在粒子質量相同的條件下，粒徑越大，噴管溫度越高，喉部溫度最大相差43 K。

表1 燃氣參數(shù)

粒子粒徑/μm12510離喉襯距離/mm0．70．751．051．4

2 組合裝藥溫度測試試驗及流固耦合計算

2.1 組合裝藥下溫度測試試驗

開展高低燃溫推進劑組合試驗發(fā)動機試驗研究，推進劑參數(shù)見表3，低燃溫推進劑不含鋁粉。發(fā)動機結構示意圖見圖4。在噴管外壁面布置4個測溫點，測點位置分別在距喉部起點位置前5 mm、后5 mm、后10 mm及后20 mm處，溫度測點示意圖見圖5，分別對應測點1～測點4。為便于對比，設計2發(fā)試驗，1#為組合推進劑發(fā)動機，2#為高燃溫推進劑發(fā)動機。

項目燃燒溫度/K質量分數(shù)/%高燃溫推進劑345093．2低燃溫推進劑17006．8

圖6給出了兩臺發(fā)動機噴管外壁面4個測點的溫度曲線，使用低燃溫推進劑時，1#發(fā)動機4個測點溫度均有明顯降低。選取位于喉部位置的測點2進行溫度比較， 1#發(fā)動機測點2最高溫度為75.1 ℃，2#發(fā)動機測點2最高溫度為126.3 ℃，以2#發(fā)動機為基準，測點2最高溫度下降40.5%。因此可得出，低燃溫推進劑燃氣能有效降低噴管結構溫度，阻礙了高燃溫推進劑燃氣向噴管的熱量傳遞。

2.2 組合裝藥下流固耦合計算

根據(jù)試驗結果，開展試驗發(fā)動機噴管二維軸對稱瞬態(tài)流固耦合計算。采用Ansys workbench+CFX方式計算噴管結構的溫度場及溫度隨時間的變化[13]。耦合計算時噴管內表面只考慮與燃氣的對流換熱，不考慮表面炭化、燒蝕和熱輻射；噴管外表面只考慮與空氣的對流換熱；忽略噴管各部件之間的接觸熱阻。

噴管由金屬殼體、收斂段、擴展段、喉襯組成。外殼體材料為鋼，收斂段炭布/酚醛復合材料，擴張段為高硅氧/酚醛復合材料，喉襯為C/C復合材料。表4給出不同材料的物性參數(shù)。為簡化計算，外壁面與空氣對流換熱系數(shù)取5 W/(m2·K)。

根據(jù)試驗過程中的壓強、工作時間等試驗數(shù)據(jù)，將燃氣簡化為理想氣體，流量由實驗發(fā)動機壓強、喉徑及特征速度進行計算：

其中，特征速度C*=1550 m/s，噴管流場計算域為質量入口，壓力出口，噴管內壁面為耦合面，燃氣溫度與表3相同。并取測點2位置試驗曲線與仿真結果進行對比。

表4 各材料的物性參數(shù)

圖7給出了兩臺試驗發(fā)動機測點2溫度計算值與試驗值的對比結果。從圖7可看出,計算值和試驗值基本吻合，計算分析模型能夠基本反映試驗狀態(tài)。

3 結論

(1)使用低燃溫推進劑時，低燃溫燃氣一方面能有效降低喉襯壁面溫度，另一方面也減少了粒子對壁面的碰撞，兩者對壁面的降溫作用相當。

(2)通過試驗驗證，低燃溫推進劑能有效降低噴管結構溫度，當?shù)腿紲赝七M劑質量含量為6.8%時，測點2外壁溫度下降40.5%。

(3)通過流固耦合計算結果與試驗數(shù)據(jù)對比，初步驗證了數(shù)值計算方法正確可靠。

[1] Acharya R,Kuo K K.Effect of pressure and propellant composition on graphite rocket nozzle erosion rate[J].Journal of Propulsion and Power,2007,23(6):1242-1254.

[2] Cavallini E,Bianchi D,Favinizand B,et al.Propellant effects on SRM upper stage internal ballistics and performance with nozzle erosion characterization [R].AIAA 2012-3887.

[3] Kuo K K,Brezinsky K,Hanagud S,et al.Fundamental understanding of propellant/nozzle interaction for rocket nozzle erosion minimization under very high pressure conditions[R].AIAA 2005-456.

[4] 鄭權.碳/碳復合材料喉襯熱結構分析及失效行為研究[D].哈爾濱工業(yè)大學,2011.

ZHENG Quan.Therm-structure analysis and failure behavior of C/C composite throat[D].Harbin Institute of Technology,2011.

[5] 解惠貞,崔紅,李瑞珍,等.戰(zhàn)術導彈固體發(fā)動機喉襯材料的發(fā)展趨勢[J].材料導報,2015,29(25):53-56.

JIE Huizhen,CUI Hong,LI Ruizhen,et al.Deveolpment trend of throat material used in SRM of tactical missle[J].Materials Review,2015,29(25):53-56.

[6] 宋桂明,周玉,王玉金,等.固體火箭發(fā)動機喉襯材料[J].固體火箭技術,1998,21(2)：51-55.

SONG Guiming,ZHOU Yu,WANG Yujin,et al.Throat materials for solid rocket motors[J].Journal of Solid Rocket Technology,1998,211(2):51-55.

[7] 左勁旅,張紅波,熊翔,等.喉襯用炭/炭復合材料研究進展[J].炭素技術，2003,114(2):7-10.

ZUO Jinlv,ZHANG Hongbo,XIONG Xiang,et al.Evolve of research of C/C composites used for nozzle thtoat[J].Carbon Techniques,2003,114(2):7-10.

[8] Ju Zhang,Thomas L.High-fidelity multiphysics simulations of erosion in SRM nozzles[R].AIAA 2009-5499.

[9] Kuo K K,Ragini Acharya,Eric Boyd,et al.Pyrolysis/evaporation study of succinic acid/polyvinyl acetate for reducing nozzle erosion[J].Journal of Propulsion and Power,2009,25(3):801-807.

[10] Kuo K K,Brezinsky K,Hanagud S,et al.Fundamental understanding of propellant-nozzle interaction for rocket nozzle erosion minimization under very high pressure conditions[R].ADA439823,2005.

[11] 陳林泉.降低喉襯燒蝕的高低燃溫推進劑組合裝藥技術研究[D].西安:西北工業(yè)大學,2010.

CHEN Linquan.Research on the decease the ablation of the throat by combined the high combustion temperature with low combustion temperature propellants[D].Northwestern Polytechnical University,2010.

[12] 何國強,王國輝,蔡體敏,等.高過載條件下固體發(fā)動機內流場及絕熱層沖蝕研究[J].固體火箭技術,2001,24(4):4-8.

HE Guoqiang,WANG Guohui,CAI Timin,et al.Investigation on internal flow and insulator erosion of SRM under high acceleration[J].Journal of Solid Rocket Technology,2001，24(4):4-8.

[13] 鄭曉亞,陳鳳明,蔡飛超.復合噴管熱結構耦合計算的一種策略 [J].航空動力學報,2011,26(1):223-227.

ZHENG Xiaoya,CHEN Fengming,CAI Feichao,et al.Strategy of thermo-structure coupled computation for composite nozzle[J].Journal of Aerospace Power,2011,26(1):223-227.