多層隔熱材料熱防護(hù)方法

張忠利,周立新,胡錦華

(西安航天動(dòng)力研究所,陜西 西安 710100)

0 引言

運(yùn)載火箭一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)在不滿(mǎn)流和滿(mǎn)流狀態(tài)下工作,噴管采用再生冷卻[1-5],噴管外壁溫約150 ℃,其對(duì)外輻射熱流[6-9]較小,在一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)工作期間,通常不考慮噴管對(duì)零部組件的輻射熱。運(yùn)載火箭二級(jí)和三級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)均是在滿(mǎn)流或欠膨脹[10-11]狀態(tài)下工作,由于質(zhì)量限制,大噴管部分大多采用輻射冷卻,這部分噴管外壁溫約為1 000 ℃,噴管向外壁輻射的熱流密度范圍為25～100 kW/m2,欠膨脹的燃?xì)庠趪姽芡饫^續(xù)膨脹,產(chǎn)生類(lèi)似于“羽毛狀”的燃?xì)庥鹆?燃?xì)庥鹆飨蛲猱a(chǎn)生約1 000 kW/m2的燃?xì)廨椛?這兩項(xiàng)的熱流疊加后,艙內(nèi)局部的零部組件接受到的熱流將很高。

噴管周?chē)碾娎|、調(diào)節(jié)元件、推進(jìn)劑輸送管路等部組件經(jīng)受長(zhǎng)時(shí)間熱輻射,致使其壁溫升高很多,造成電纜短路、調(diào)控失效、推進(jìn)劑泄漏等故障,這些故障均可引起運(yùn)載火箭發(fā)射失敗,產(chǎn)生較大的經(jīng)濟(jì)損失。因此需對(duì)這些零部組件進(jìn)行熱防護(hù),目前可采用的熱防護(hù)方法為多層隔熱材料包覆。

本文基于運(yùn)載火箭一二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的分離熱、二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的噴管輻射熱為邊界條件,選取了氧化鋯陶瓷纖維板、硅酸鋁纖維氈、阻燃型硅橡膠組成的隔熱方案。應(yīng)用一維非穩(wěn)態(tài)方法仿真分析了這兩種隔熱方案的發(fā)動(dòng)機(jī)艙內(nèi)部組件的壁溫,依據(jù)隔熱組件壁溫及材料質(zhì)量,提出了耐高溫多層隔熱材料熱防護(hù)方案。使用液化氣噴槍噴吹高溫合金平板模擬燃燒室壁,模擬試驗(yàn)壁溫測(cè)試值表明隔熱方案可以滿(mǎn)足熱防護(hù)要求。

1 耐高溫隔熱材料選型

某型運(yùn)載火箭一二級(jí)分離時(shí)熱流密度約為9.6 MW/m2,持續(xù)時(shí)間約500 ms;二級(jí)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)噴管向外散發(fā)的輻射熱流密度大約為25～100 kW/m2,持續(xù)時(shí)間200 s以?xún)?nèi),該熱流量級(jí)作用下金屬材料壁溫約為1 000 ℃。為了保證推力室、噴管及其零部組件正常工作,在型號(hào)研制時(shí)通常的做法是對(duì)部組件采取柔性隔熱防護(hù)措施,選取的耐高溫隔熱材料[12-18]包括耐高溫隔熱氧化鋯陶瓷[19-21]、硅酸鋁纖維和阻燃型硅橡膠材料。

1.1 氧化鋯陶瓷

ZrO2熔點(diǎn)高(2 760 ℃),熱導(dǎo)率低,可承受許多金屬熔體和氧化物侵蝕,但因?yàn)樗诟邷叵碌木娃D(zhuǎn)變會(huì)伴隨較大的體積變化而產(chǎn)生剝蝕現(xiàn)象,一般不使用純ZrO2。氧化鈣穩(wěn)定氧化鋯涂層可用在1 093 ℃以下的氧化性氣氛中;氧化釔(Y2O3)穩(wěn)定氧化鋯(YSZ)涂層可用作845 ℃以上1 650 ℃以下溫度范圍的高溫、熱震、燃?xì)鉀_蝕的環(huán)境。

1.2 硅酸鋁纖維

硅酸鋁纖維是一種輕質(zhì)、節(jié)能的新型耐火隔熱陶瓷纖維,其熱導(dǎo)率不高于0.128W/(m·K),最高使用溫度為1 260 ℃,具有質(zhì)量輕、耐高溫、熱導(dǎo)率低、比熱容小、化學(xué)穩(wěn)定性?xún)?yōu)良及耐機(jī)械震動(dòng)等優(yōu)點(diǎn)。硅酸鋁纖維通常用Al2O3含量來(lái)區(qū)分其使用環(huán)境:

1)天然料、普通型:Al2O3含量45%～48 %,使用溫度不高于1 000 ℃。

2)合成料、高純型:Al2O3含量50%左右,使用溫度不高于1 100 ℃。

3)合成料、高鋁型:Al2O3含量55%～60 %,使用溫度不高于1 200 ℃。

4)混合型:含5%Cr2O3及約含15%ZrO2的Al2O3～SiO2系原料,經(jīng)高溫熔融后形成固溶體而起到抑制Al2O3～SiO2析晶的作用,使用溫度分別在1 200 ℃和1 300 ℃以?xún)?nèi)。

1.3 阻燃型硅橡膠

硅橡膠是航空航天領(lǐng)域應(yīng)用極廣的耐熱材料,具有熱穩(wěn)定性高、熱釋放速率低、成炭率高、無(wú)毒、低煙等優(yōu)點(diǎn)。硅橡膠燃燒形成的SiO2灰燼層具有阻燃隔熱作用,因此,硅橡膠具有潛在的防火性能。但硅橡膠燃燒殘余物的結(jié)炭強(qiáng)度很低,難以抵擋1 100 ℃高溫火焰和熱氣流的長(zhǎng)時(shí)間沖擊,使其不能達(dá)到防火(1 100 ℃-15 min)的效果。為此,可在硅橡膠中添加耐火阻燃劑[通常使用Al2O3或Ca(OH)2]來(lái)提高其燃燒炭層的強(qiáng)度,防止或減少炭層的裂紋;同時(shí)還能降低炭層的熱導(dǎo)率,進(jìn)一步提高硅橡膠的防火隔熱性能。

2 高熱流條件下多層隔熱材料熱防護(hù)分析

2.1 高熱流多層隔熱材料分析模型

本文選取氧化鋯陶瓷板(最外側(cè),第一層)、硅酸鋁纖維氈(次外層,第二層)及阻燃型硅橡膠(內(nèi)層,第三層)等3種材料組成的隔熱板作為研究對(duì)象,分析時(shí)將隔熱板簡(jiǎn)化成平板[11-12]結(jié)構(gòu),分析模型[8]見(jiàn)圖1。圖中q為熱流密度,T1、T2、T3、T4為層間及外壁面壁溫。

對(duì)圖1分析模型列寫(xiě)熱平衡方程,即

(1)

(2)

(3)

邊界面上的熱平衡方程為

(λ/δ)3(T3-T4)=h∞(T4-T∞)

(4)

每層的平均溫度由內(nèi)外兩側(cè)溫度按照幾何分布確定,其分布系數(shù)ξ由熱導(dǎo)率確定,即

(5)

(6)

(7)

對(duì)式(1)～式(3)差分得

(8)

(9)

對(duì)式(4)～式(7)差分得

(11)

(12)

(13)

(14)

系數(shù)A1～A8表達(dá)式為

將材料物性參數(shù)和邊界條件參數(shù)代入以上各式,即可得到各層壁溫隨時(shí)間的變化關(guān)系。

2.2 高熱流多層隔熱材料熱防護(hù)分析算例

本節(jié)針對(duì)某型運(yùn)載火箭一二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)分離時(shí)的分離熱和二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)大噴管的輻射熱作為邊界條件,分析組件外壁溫不高于150 ℃的隔熱材料選型過(guò)程。

某組件外壁處在運(yùn)載火箭一二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)分離時(shí)和二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)接受的熱流有兩種狀態(tài):

1)狀態(tài)1:0～500 ms,分離沖擊熱流約為q=9.6 MW/m2。

2)狀態(tài)2:0.5～120 s,二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管輻射熱流約為q=100 kW/m2。

本文選取的隔熱材料物性參數(shù)見(jiàn)表1。

表1 隔熱材料物性參數(shù)

本文選取兩種算例組合方案:

1)組合方案A:δ1=2 mm,δ2=5 mm,δ3=3.2 mm。

2)組合方案B:δ1=2 mm,δ2=8 mm,δ3=1.6 mm。

初始條件為T(mén)1=T2=T3=T4=20 ℃。

將表1物性參數(shù)和隔熱材料結(jié)構(gòu)參數(shù)代入式(8)～式(14),即可得到組合方案A、B的壁溫變化曲線(xiàn),計(jì)算結(jié)果見(jiàn)圖2和圖3。

圖2 組合方案A壁溫變化曲線(xiàn)Fig.2 Wall temperature change curve of combined scheme A

從圖2可以得到,對(duì)于組合方案A:狀態(tài)1最高時(shí)隔熱層外壁溫為887.8 ℃,隔熱層內(nèi)壁為20.2 ℃;狀態(tài)2最高時(shí)隔熱層外壁溫為862.1 ℃,隔熱層內(nèi)壁為127.0 ℃。

圖3 組合方案B壁溫變化曲線(xiàn)Fig.3 Wall temperature change curve of combined scheme B

從圖3可以得到,對(duì)于組合方案B:狀態(tài)1最高時(shí)隔熱層外壁溫為950.2 ℃,隔熱層內(nèi)壁為20.2 ℃;狀態(tài)2最高時(shí)隔熱層外壁溫為867.9 ℃,隔熱層內(nèi)壁為140.6 ℃。

從計(jì)算結(jié)果來(lái)看,組合方案A的隔熱效果優(yōu)于組合方案B。

單位面積的組合方案A和組合方案B結(jié)構(gòu)質(zhì)量估算:

從組合方案A和B單位面積的質(zhì)量來(lái)看,組合方案B的質(zhì)量低于組合方案A。

基于以上分析,在隔熱效果均滿(mǎn)足要求的情況下,應(yīng)選取質(zhì)量較低的組合方案B。

2.3 算例驗(yàn)證

為了驗(yàn)證組合隔熱方案的熱防護(hù)效果是否可行,采用液化氣噴槍模擬熱環(huán)境,按照實(shí)際使用的隔熱材料加工成隔熱板,隔熱板厚度方向與真實(shí)隔熱板相同,隔熱板面積與噴槍的輻照面積相近,具體的隔熱板結(jié)構(gòu)參數(shù)見(jiàn)方案A和方案B。試驗(yàn)過(guò)程見(jiàn)圖4。

圖4 單板模擬試驗(yàn)Fig.4 Veneer simulation test

組合方案A熱試采用雙噴槍直吹,支撐板溫度超過(guò)600 ℃的時(shí)間為334 s,試驗(yàn)總時(shí)間為418 s,試驗(yàn)中隔熱板沒(méi)有起火,試驗(yàn)時(shí)隔熱板內(nèi)外側(cè)壁溫測(cè)試值見(jiàn)圖5。

從圖5可以看出,A方案模擬燃燒室外側(cè)壁溫最高值約910 ℃,壁溫超過(guò)800 ℃約300 s,發(fā)動(dòng)機(jī)熱試時(shí)燃燒室外壁超過(guò)800 ℃約150 s;隔熱板最終外壁溫大部分低于200 ℃,只有一個(gè)測(cè)點(diǎn)接近300 ℃,該值超過(guò)熱防護(hù)要求的最終壁溫150 ℃。

圖5 組合方案A內(nèi)外側(cè)壁溫測(cè)試值變化曲線(xiàn)Fig.5 Variation curve of inner and outer wall temperature test value of combined scheme A

組合方案B熱試采用雙噴槍直吹,支撐板溫度超過(guò)600 ℃的時(shí)間為316 s,試驗(yàn)總時(shí)間為394 s,試驗(yàn)中隔熱板沒(méi)有起火,試驗(yàn)時(shí)隔熱板內(nèi)外側(cè)壁溫測(cè)試值見(jiàn)圖6。

圖6 組合方案B內(nèi)外側(cè)壁溫測(cè)試值變化曲線(xiàn)Fig.6 Variation curve of inner and outer wall temperature test value of combined scheme B

從圖6可以看出,組合方案B模擬燃燒室外側(cè)壁溫最高值約890 ℃,約250 s時(shí)壁溫超過(guò)800 ℃,發(fā)動(dòng)機(jī)熱試時(shí)燃燒室外壁超過(guò)800 ℃約150 s;隔熱板外壁最終溫度大部分測(cè)點(diǎn)低于140 ℃,只有兩個(gè)測(cè)點(diǎn)接近145 ℃,該壁溫值未超過(guò)熱防護(hù)要求的最終壁溫150 ℃。

綜合組合方案A、B噴槍燒烤試驗(yàn)數(shù)據(jù),組合方案A、B均滿(mǎn)足燃燒室熱防護(hù)要求;從質(zhì)量方案來(lái)看,組合方案B優(yōu)于組合方案A。

3 結(jié)論

1)基于運(yùn)載火箭一二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的分離熱、二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的噴管輻射熱邊界條件,選取了氧化鋯陶瓷纖維板、硅酸鋁纖維氈、阻燃型硅橡膠組成的隔熱方案。

2)應(yīng)用一維非穩(wěn)態(tài)方法分析了發(fā)動(dòng)機(jī)艙內(nèi)部組件的壁溫變化,依據(jù)隔熱組件壁溫及材料質(zhì)量提出了耐高溫多層隔熱材料熱防護(hù)方案。

3)使用液化氣噴槍噴吹高溫合金平板模擬燃燒室壁,模擬試驗(yàn)壁溫測(cè)試值表明隔熱方案可以滿(mǎn)足熱防護(hù)要求。