固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管在聯(lián)合載荷下數(shù)值分析*

龔建良,樊學(xué)忠,李宏巖,舒慧明,邢鵬濤,王春光,許桂陽,鄧 哲

(西安近代化學(xué)研究所,西安 710065)

0 引言

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程是一種高溫高壓的復(fù)雜物理化學(xué)過程,采用現(xiàn)有設(shè)備與實(shí)驗(yàn)平臺(tái),難以精確描述發(fā)動(dòng)機(jī)工作全部過程。借助于現(xiàn)代數(shù)值仿真技術(shù)的快速發(fā)展,固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)仿真計(jì)算作為一種輔助設(shè)計(jì)手段,如結(jié)構(gòu)計(jì)算、流場(chǎng)計(jì)算、多物理場(chǎng)耦合計(jì)算等,在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)中得到普遍使用。固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)計(jì)算作為發(fā)動(dòng)機(jī)安全評(píng)估的重要方面,包括了聯(lián)接強(qiáng)度校核計(jì)算、殼體強(qiáng)度分析、裝藥結(jié)構(gòu)完整性安全評(píng)估、噴管熱結(jié)構(gòu)計(jì)算等[1]。

戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)多采用復(fù)合噴管實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)能量轉(zhuǎn)化,復(fù)合噴管主要由殼體、收斂段絕熱層、喉襯、背襯和擴(kuò)散段絕熱層膠接裝配而成。在高溫主流燃?xì)獬掷m(xù)傳熱下復(fù)合噴管內(nèi)部形成溫度差,產(chǎn)生膨脹變形,熱防護(hù)材料相互擠壓或分離,在高壓流動(dòng)燃?xì)饴?lián)合作用下,熱防護(hù)材料可能產(chǎn)生裂紋,或者材料界面發(fā)生軟化、熱解,甚至發(fā)生搭接界面燃?xì)飧Z火,危及噴管安全工作。

針對(duì)復(fù)合噴管熱結(jié)構(gòu)問題,國(guó)內(nèi)外已經(jīng)開展強(qiáng)度與失效分析。文獻(xiàn)[2]研究了復(fù)合噴管熱與結(jié)構(gòu)耦合分析,表明溫度場(chǎng)對(duì)熱應(yīng)力場(chǎng)具有重要影響。文獻(xiàn)[3]分析了喉襯動(dòng)態(tài)響應(yīng)過程。文獻(xiàn)[4-5]針對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)潛入式復(fù)合噴管,采用三維有限元方法,分析了噴管結(jié)構(gòu)縫隙與接觸應(yīng)力的變化趨勢(shì)。文獻(xiàn)[6]針對(duì)試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管,分析了表面燒蝕、界面接觸熱阻、背壁熱解、界面脫粘對(duì)喉襯溫度場(chǎng)影響。文獻(xiàn)[7]分析了喉襯力學(xué)失效行為。文獻(xiàn)[8]分析了噴管擴(kuò)散段聯(lián)接方式對(duì)擴(kuò)散段應(yīng)力場(chǎng)分布影響。文獻(xiàn)[9]針對(duì)中型復(fù)合噴管,分析了界面摩擦對(duì)溫度場(chǎng)與應(yīng)力場(chǎng)影響。

可知,影響復(fù)合噴管熱結(jié)構(gòu)因素眾多,國(guó)內(nèi)外已經(jīng)展開相關(guān)研究,然而針對(duì)大型戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合噴管強(qiáng)度分析不夠深入,需要深入開展金屬殼體強(qiáng)度、熱防護(hù)材料傳熱、熱防護(hù)材料應(yīng)力耦合分析。文中針對(duì)大直徑固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合噴管,采用三維有限元程序,分析了熱防護(hù)材料內(nèi)部溫度場(chǎng)與應(yīng)力場(chǎng)分布,詳細(xì)討論了熱防護(hù)材料界面間隙與搭接界面對(duì)噴管工作安全性影響。

1 噴管模型與邊界條件

1.1 結(jié)構(gòu)模型及網(wǎng)格劃分

大直徑發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合噴管由多種不同材料膠接而成,金屬殼體為承力部件,采用超高強(qiáng)不銹鋼;噴管熱防護(hù)由收斂段絕熱層、C/C喉襯和擴(kuò)散段組成,內(nèi)表面滿足氣動(dòng)型面要求。由于喉部是噴管熱環(huán)境最為嚴(yán)酷部位,在其外表面鋪設(shè)背襯,緩解了喉襯對(duì)擴(kuò)散段絕熱層擠壓,以及對(duì)金屬殼體起到熱防護(hù)作用。

依據(jù)噴管工作過程,考慮熱結(jié)構(gòu)主要影響因素,對(duì)噴管物理模型作如下假設(shè):

1)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管氣流是純氣相穩(wěn)態(tài),燃?xì)鈪?shù)(如溫度與壓力)不隨時(shí)間而變;

2)不考慮內(nèi)壁面燒蝕退移;

3)不考慮輻射傳熱與壁面粒子熱增量。

針對(duì)某戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)噴管模型,建立了噴管三維數(shù)值模型,為了降低計(jì)算規(guī)模,取1/24對(duì)稱模型,采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,在重點(diǎn)關(guān)注部位背襯與喉襯處加密網(wǎng)格,總網(wǎng)格數(shù)為11 251,如圖1。為了便于分析復(fù)合噴管各搭接面擠壓與分離情況,對(duì)各界面進(jìn)行編號(hào),如圖2,在界面AB、DE、EF、FG設(shè)置了0.2 mm間隙。

1.2 熱與力邊界條件

燃?xì)馀c噴管內(nèi)壁對(duì)流換熱采用第三類邊界條件,如下:

(1)

式中:hc為對(duì)流換熱系數(shù),由巴茲公式(2)確定;Tf為主流燃?xì)鉁囟?由流體計(jì)算軟件確定;T為內(nèi)壁溫度[4]。

(2)

式中:dt為噴管喉徑;μ為燃?xì)鈩?dòng)力粘性系數(shù);cp為燃?xì)獾亩▔罕葻崛?Pr為燃?xì)獾钠绽侍財(cái)?shù);p0為燃燒室壓力;C*為燃?xì)馓卣魉俣?rc為噴管喉部曲率半徑;Acr為噴管喉部面積;A為噴管內(nèi)壁計(jì)算截面處通道面積;σ1為對(duì)流換熱系數(shù)修正因子,它隨馬赫數(shù)、燃?xì)鉁囟扰c壁面的溫度變化。

其次,壁面施加穩(wěn)態(tài)沿軸向變化的燃?xì)鈮毫?具體數(shù)值由流體計(jì)算軟件確定,如圖3所示。

2 數(shù)值結(jié)果與分析

2.1 溫度載荷

針對(duì)三維復(fù)合噴管,僅施加溫度邊界條件,采用有限元方法,獲取了噴管在35 s溫度場(chǎng)分布,如圖4所示?？芍?主流對(duì)喉襯加熱非常明顯,整個(gè)喉襯溫度明顯上升,因?yàn)镃/C喉襯導(dǎo)熱系數(shù)高,喉部熱流密度大,工作時(shí)間長(zhǎng)。其次,背襯內(nèi)部溫度梯度高,溫度從1 547 K至293 K,由于背襯與喉襯直接接觸,背襯導(dǎo)熱系數(shù)遠(yuǎn)低于喉襯,背襯對(duì)殼體起到隔熱作用。收斂段絕熱層、擴(kuò)散段絕熱層導(dǎo)熱系數(shù)較低,傳熱深度淺。最后,由于熱防護(hù)材料隔熱作用,尾管殼體與擴(kuò)散段殼體溫度幾乎沒有變化。

2.2 內(nèi)壓載荷

針對(duì)復(fù)合噴管,僅施加內(nèi)壓載荷,采用有限元方法,獲取了噴管Mises應(yīng)力分布,如圖5所示?？芍?噴管最大應(yīng)力部位是尾管錐柱交接處,Mises應(yīng)力最大值為362 MPa。其次,熱防護(hù)材料應(yīng)力值都較小,喉襯Mises應(yīng)力最大值為14 MPa。

2.3 聯(lián)合載荷

2.3.1 復(fù)合噴管強(qiáng)度分析

針對(duì)復(fù)合噴管,施加溫度與內(nèi)壓聯(lián)合載荷,獲取了35 s時(shí)噴管Mises應(yīng)力分布,如圖6所示。可知,噴管最大應(yīng)力部位是尾管殼體錐柱交接處,最大值為898 MPa。與圖5比較,噴管最大應(yīng)力急劇上升,由于熱防護(hù)材料內(nèi)部溫度上升,引起材料熱脹,材料各接觸界面發(fā)生擠壓,將應(yīng)力傳遞至殼體,導(dǎo)致殼體應(yīng)力急劇上升,表明了尾管殼體應(yīng)力主要由熱防護(hù)材料熱脹引起。圖7給出了喉襯Mises應(yīng)力分布,可知喉襯最大應(yīng)力部位在前接觸界面,靠近主流端。由于喉襯熱脹在背襯反作用力作用下,向前移動(dòng)對(duì)收斂段絕熱層形成擠壓。

圖8給出了前接觸面間隙隨時(shí)間變化情況,負(fù)值表面接觸貼合,可知接觸面AB前端(靠近A點(diǎn)處)在工作過程中一直保持貼合狀態(tài);隨時(shí)間推進(jìn),貼合面積逐漸增加。其次,接觸面BC在工作初期,保持貼合狀態(tài),而隨時(shí)間推進(jìn),接觸面BC逐漸分離。因此,接觸面AB-BC通道前端始終保持貼合狀態(tài),主流燃?xì)獠粫?huì)流入,也不可能過熱尾管殼體。

圖9給出了后接觸面間隙隨時(shí)間變化情況,接觸面DE(靠近D點(diǎn)處)在工作過程中始終保持貼合狀態(tài),阻止了主流燃?xì)膺M(jìn)入接觸面通道。接觸面EF初始界面間隙為0.2 mm,隨時(shí)間推進(jìn),界面間隙逐漸減小,但始終處于分離狀態(tài);接觸面FG始終處于分離狀態(tài);接觸面GH與HI一直處于閉合狀態(tài)。

2.3.2 界面間隙對(duì)復(fù)合噴管強(qiáng)度影響

為了進(jìn)一步分析界面間隙對(duì)復(fù)合噴管應(yīng)力分布影響,表1給出了氣動(dòng)配合面AB、DE、EF、FG間隙對(duì)喉襯熱應(yīng)力影響,可知界面間隙較小,對(duì)喉襯熱應(yīng)力緩解不明顯。界面間隙增大至1.2 mm時(shí),喉襯應(yīng)力明顯下降。表1也說明了環(huán)向應(yīng)力是主要應(yīng)力分量。

表1 35 s時(shí)氣動(dòng)配合面間隙對(duì)喉襯熱應(yīng)力影響

表2給出了氣動(dòng)配合面間隙對(duì)殼體強(qiáng)度影響,可知,殼體應(yīng)力強(qiáng)度主要由熱載荷決定。其次,界面間隙減小了殼體最大Mises應(yīng)力,由于界面間隙緩解了材料之間熱脹擠壓,降低了材料之間擠壓強(qiáng)度,傳遞至殼體的熱應(yīng)力減弱。

表2 氣動(dòng)配合面間隙對(duì)殼體應(yīng)力強(qiáng)度影響

3 結(jié)論

針對(duì)大直徑戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合噴管傳熱與應(yīng)力耦合問題,分析了殼體與熱防護(hù)材料溫度與應(yīng)力分布及其影響因素。得出了熱載荷是引起殼體與熱防護(hù)材料應(yīng)力主要原因。其次,合適的界面間隙值可以緩解材料內(nèi)部擠壓,減小材料內(nèi)部應(yīng)力。最后,合理界面間隙與搭接設(shè)計(jì),保證了發(fā)動(dòng)機(jī)通道閉合,防止高溫燃?xì)鉂B入復(fù)合噴管內(nèi)部。