劉 斌

(中國空空導(dǎo)彈研究院推進(jìn)系統(tǒng)研究所，洛陽 471009)

0 引言

推力可控技術(shù)是固體火箭發(fā)動機(jī)研究的重要領(lǐng)域。從20世紀(jì)60年代起，國內(nèi)外在可控推力固體火箭發(fā)動機(jī)的研究方面取得了大量成果，從裝藥設(shè)計和噴管結(jié)構(gòu)設(shè)計方面得出了多種控制方案，如調(diào)節(jié)噴管喉部面積、控制固體推進(jìn)劑質(zhì)量燃速、加質(zhì)發(fā)動機(jī)、膠狀推進(jìn)劑等［1］。

戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈特別是空空導(dǎo)彈和亞音速反坦克導(dǎo)彈，大多采用單室雙推或脈沖發(fā)動機(jī)形式，要求發(fā)動機(jī)助推階段或第一脈沖階段推力大，才能滿足離軌和達(dá)到最大速度的要求。在巡航階段或第二脈沖階段，為了適應(yīng)低阻力導(dǎo)彈外形，要求具有較小推力，但會使推進(jìn)劑能量得不到發(fā)揮，采用固定喉徑噴管的發(fā)動機(jī)，此時顯示了不足［2－3］。為了繼續(xù)保持一定的高推力，需減小喉部面積來增大燃燒室壓強(qiáng)，以提高發(fā)動機(jī)的推力［4］。根據(jù)目前單室雙推和雙脈沖發(fā)動機(jī)的裝藥特點(diǎn)，喉徑只需在兩個狀態(tài)下可調(diào)(即兩級推力)，即從初始最大的喉部面積(初始喉徑)，減小到一個固定尺寸的喉部面積(終點(diǎn)喉徑)。

本文根據(jù)噴管喉徑最簡單的兩級可調(diào)原理，設(shè)計了一種使部件沿喉襯本體徑向運(yùn)動的結(jié)構(gòu)，使噴管喉部面積由大變小，使發(fā)動機(jī)具有“等推力”的特性。

1 結(jié)構(gòu)方案

本文僅對可調(diào)喉徑噴管的主要運(yùn)動結(jié)構(gòu)進(jìn)行建模與分析。喉襯本體結(jié)構(gòu)如圖1所示。

喉襯本體沿周向均勻開有6個方形孔，其中3個帶有臺階。初始喉徑和終點(diǎn)喉徑可根據(jù)發(fā)動機(jī)性能計算得到，此處分別按φ27 mm和φ12 mm來設(shè)計。喉襯本體的內(nèi)孔直徑，即為初始直徑。矩形通道1和矩形通道2沿周向各均布3個，兩者交替排列，其中通道1是帶臺階的方形通孔。圖2表示在安裝其他運(yùn)動部件之后的初始喉徑位置。

4種共計12個運(yùn)動部件按一定裝配順序安裝在矩形通道1和2中。其中，部件1～3為分離體1組;部件4～6為分離體2組;部件7～9為保持體1組;部件10～12為保持體2組。分離體1組各部件內(nèi)側(cè)圓弧半徑與發(fā)動機(jī)初始喉徑大小相同(R=13.5 mm)，保持體2組各部件內(nèi)側(cè)圓弧半徑與發(fā)動機(jī)終點(diǎn)喉徑大小相同(R=6 mm)?？拷韽教幍母鞑考?nèi)側(cè)面，構(gòu)成噴管喉部內(nèi)孔的燃?xì)馔ǖ?。在保持體外部，都有使保持體進(jìn)行沿徑向移動的驅(qū)動和控制機(jī)構(gòu)(圖中未畫出)。

2 結(jié)構(gòu)工作原理

以雙脈沖固體火箭發(fā)動機(jī)為例，說明本體結(jié)構(gòu)的工作原理。分離體組和保持體組各部件按圖2位置裝配到位。發(fā)動機(jī)點(diǎn)火工作，當(dāng)?shù)谝幻}沖工作離結(jié)束剩余1 s左右時(假定此時導(dǎo)彈已遠(yuǎn)離載機(jī))，驅(qū)動機(jī)構(gòu)推動保持體1組的任何一個部件(如圖3所示，箭頭表示移動方向)，開始沿軸向移動，直至其死點(diǎn)位置(即通道臺階處)。

此時，在高速燃?xì)庾饔孟?，通過硅橡膠粘接在保持體上的分離體1組的部件3，被瞬間吹離出噴管內(nèi)。

在小于0.2 s的時間間隔內(nèi)，驅(qū)動機(jī)構(gòu)再按上述方法，推動保持體1組的其他部件，使分離體1組中的部件沿徑向移動，直至被燃?xì)獯惦x噴管。當(dāng)保持體1組的3個部件均到達(dá)死點(diǎn)位置時，其狀態(tài)如圖4所示。

驅(qū)動機(jī)構(gòu)開始推動保持體1組部件的時間，應(yīng)保證在導(dǎo)彈發(fā)射后遠(yuǎn)離載機(jī)的安全距離之外，以避免拋出物傷及載機(jī)。

完成上述動作后，驅(qū)動機(jī)構(gòu)再同時推動保持體2組中的3個部件10、11和12沿徑向移動，如圖5所示(箭頭表示移動方向)。

此時，分離體2組中的3個部件(部件4～6)已完全暴露在燃?xì)庵?，在高速燃?xì)庾饔孟拢谎杆俅惦x噴管。保持體2組部件繼續(xù)沿徑向移動一段距離后(控制系統(tǒng)根據(jù)結(jié)構(gòu)尺寸而設(shè)定)，3個內(nèi)側(cè)圓弧構(gòu)成一個整圓，半徑即為終點(diǎn)喉徑大小，如圖6所示。這樣在第一脈沖結(jié)束時，整個結(jié)構(gòu)已到達(dá)終點(diǎn)喉徑的位置。第二脈沖點(diǎn)火后，發(fā)動機(jī)便在新的喉徑下工作。

3 結(jié)構(gòu)的選材

近幾年發(fā)展起來并大量用于火箭發(fā)動機(jī)的C/C復(fù)合材料，在高溫下具有很好的抗燒蝕能力和較高的強(qiáng)度［3］;用于噴管的鎢滲銅喉襯結(jié)構(gòu)能經(jīng)受長達(dá)60 s工作時間的考核，且試驗(yàn)結(jié)果喉襯完好［5］。因此，可考慮應(yīng)用在本體結(jié)構(gòu)上。

3.1 運(yùn)動部件

分離體1組和2組部件在燃?xì)庾饔孟聲侂x噴管。因此，材料可選用密度較小而耐燒蝕的石墨或C/C材料。

保持體1組和2組部件既要承受發(fā)動機(jī)工作時的壓力，在最終喉徑形成后，還要承受發(fā)動機(jī)高溫高速燃?xì)獾臎_刷和燒蝕。因此，要求具有一定的高溫強(qiáng)度和抗燒蝕性能。鎢滲銅材料是由高熔點(diǎn)、高強(qiáng)度的鎢骨架熔滲金屬銅所得到的互不相溶性粉末冶金材料，它綜合了鎢與銅二者的優(yōu)點(diǎn)，具備良好的抗高溫、耐燒蝕及高強(qiáng)度、高硬度等性能。隨鎢骨架密度的提高，材料的高溫強(qiáng)度相應(yīng)提高［6］。因此，可選用鎢滲銅作為保持體1組和2組運(yùn)動部件的材料。

發(fā)動機(jī)在運(yùn)輸和掛飛過程中要承受一定的振動及沖擊載荷。通過硅橡膠粘接的分離體和保持體，有可能在振動/沖擊載荷作用下發(fā)生松動，出現(xiàn)分離體在非工況下脫離保持體的情況，使喉徑截面位置發(fā)生變形?；诖?，在進(jìn)行結(jié)構(gòu)部件裝配前，在喉徑初始位置處(圖2)，可用硬質(zhì)泡沫材料制成的六角凸塊，安裝在初始喉徑通道上，如圖7所示。

在其外圓弧面涂以硅橡膠，再將分離體粘接在上面。這樣分離體就可在振動沖擊環(huán)境下，保持原位置不動。當(dāng)發(fā)動機(jī)點(diǎn)火后，六角凸塊會被高速燃?xì)獯惦x噴管。

3.2 喉襯本體

喉襯本體是各運(yùn)動部件的支撐體，又承受很大的壓力載荷和溫度載荷。因此，要求喉襯材料具有較好的熱物理性能及機(jī)械性能，同時還要具有較高的抗燒蝕性能?？刹捎弥崩瓱o緯碳布針刺氈增強(qiáng)的C/C復(fù)合材料做成圓柱形的毛坯［7］，然后采用機(jī)械加工形成運(yùn)動部件的移動通道。

4 結(jié)構(gòu)的密封與潤滑

本文設(shè)計的可調(diào)喉徑結(jié)構(gòu)方案重點(diǎn)之處在于結(jié)構(gòu)的密封與潤滑。高溫高壓結(jié)構(gòu)下的潤滑和密封材料對各部件快速準(zhǔn)確的運(yùn)動具有重要影響［8］。一般潤滑油脂在高溫環(huán)境下易蒸發(fā)。因此，高溫固體潤滑和密封材料對此結(jié)構(gòu)具有重要意義［9］。

鎳基高溫自潤滑合金是最常用的基材，其在500℃以上仍具有優(yōu)良的力學(xué)性能。鎳表面容易被氧化形成具有較好可塑性和附著性的NiO，而NiO本身也是一種高溫固體潤滑劑。同時，在鎳基合金中加入石墨粉和銀潤滑相，還可研制出摩擦系數(shù)低、耐磨性高且對偶件磨損小的高溫自潤滑復(fù)合材料。為了彌補(bǔ)固體潤滑材料填充能力和流動能力的不足，可將固體潤滑顆粒與苯醚撐硅靜密封不硫化膩?zhàn)泳鶆蚧旌希偻磕ㄓ谶\(yùn)動部件的與通道相接觸的表面上。這樣既可發(fā)揮固體材料潤滑減阻的作用，也可使不硫化膩?zhàn)訉Ω邷厝細(xì)馄鸬矫芊夂透魺岬男Ч?，防止燃?xì)馔ㄟ^運(yùn)動間隙進(jìn)入喉襯本體引起噴管燒穿。

喉襯本體及其整個運(yùn)動機(jī)構(gòu)需在一個完全封閉的環(huán)境下工作，以避免密封失效;長尾噴管結(jié)構(gòu)可為該裝置提供密封所需空間。

5 運(yùn)動部件強(qiáng)度模擬

當(dāng)保持體1組和2組的所有部件運(yùn)動到終點(diǎn)喉徑位置處時，在高溫高壓環(huán)境下，部件結(jié)構(gòu)完整性是影響發(fā)動機(jī)正常工作的關(guān)鍵因素。本文考慮在燃?xì)鈮毫ο?，用鎢滲銅材料制作的保持體1組和2組部件的應(yīng)力場分布。

鎢滲銅材料參數(shù):密度ρ=17.29 g/cm3，抗拉強(qiáng)度σm=600～800 MPa，彈性模量 E=10 GPa，泊松比 μ=0.29，燃?xì)鈮毫θ?15 MPa。

保持體1組和2組部件均是懸臂梁結(jié)構(gòu)，采用10節(jié)點(diǎn)四面體結(jié)構(gòu)單元自由劃分，其網(wǎng)格模型分別如圖8所示。圖8中，紅色部分表示燃?xì)鈮毫d荷加載位置，單向加載。在燃?xì)鈮毫ψ饔孟拢瑑山M部件的最大Von Mises應(yīng)力分別為47.687 MPa 和108.689 MPa，都遠(yuǎn)低于材料的抗拉強(qiáng)度，如圖9所示。

6 結(jié)束語

本文的可變喉徑噴管方案主要對喉襯本體及相應(yīng)的結(jié)構(gòu)部件進(jìn)行了建模。結(jié)構(gòu)部件材料的選擇，考慮了目前固體火箭發(fā)動機(jī)上應(yīng)用成功的案例。針對高溫高壓環(huán)境下結(jié)構(gòu)的潤滑和密封形式，結(jié)合當(dāng)前高溫固體潤滑材料的研究，說明了金屬基固體潤滑材料用于此結(jié)構(gòu)的可行性。通過有限元仿真模擬，說明了運(yùn)動部件在終點(diǎn)喉徑處，可保持喉徑截面形狀的完整性。

可調(diào)喉徑結(jié)構(gòu)工作原理較復(fù)雜，需相應(yīng)控制和驅(qū)動機(jī)構(gòu)完成相應(yīng)動作，但喉徑可調(diào)帶來的發(fā)動機(jī)推力收益遠(yuǎn)大于結(jié)構(gòu)復(fù)雜帶來的負(fù)面效應(yīng)。因此，本文的可調(diào)喉徑結(jié)構(gòu)可為單室雙推或雙脈沖固體火箭發(fā)動機(jī)提供新的設(shè)計思路。

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