李宏文，李文兵，柴華偉

(1.晉西工業(yè)集團有限責任公司, 太原 030027； 2.江蘇理工學院 機械工程學院， 江蘇 常州 213001)

【航天工程】

某火箭尾翼氣動熱燒蝕研究及其防護措施

李宏文1，李文兵1，柴華偉2

(1.晉西工業(yè)集團有限責任公司, 太原 030027； 2.江蘇理工學院 機械工程學院， 江蘇 常州 213001)

為了研究氣動熱對尾翼結(jié)構(gòu)的影響，提高尾翼的承載特性，針對某產(chǎn)品尾翼氣動熱燒蝕問題，分析了燒蝕殘留物的宏觀特征和金相組織，探尋材料在氣動熱載荷下的失效機制。采用有限元方法對尾翼進行三維溫度響應的計算，得到尾翼不同海拔下承載的溫度分布，確定了對前緣部位重點防護的原則。由結(jié)構(gòu)、涂層工藝優(yōu)化入手，通過地面燒蝕試驗驗證，確立了低成本復合涂層為尾翼熱防護方案，并經(jīng)飛行實踐驗證了其有效性。

尾翼；氣動熱燒蝕；有限元；復合涂層

野戰(zhàn)火箭在向遠程化、高精度等方向發(fā)展。隨著彈箭速度的不斷提高，對常規(guī)兵器的熱防護研究彰顯其重要性和迫切性。氣動熱問題關(guān)系到彈箭的生存能力和戰(zhàn)術(shù)性能，它不僅直接涉及到防熱層的燒蝕，而且會引起飛行姿態(tài)異常等物理現(xiàn)象[1]。當前，彈箭大多采用薄壁平板翼，在高超聲速飛行時，尾翼前緣經(jīng)劇烈的氣動加熱，極易發(fā)生燒蝕。不同于航天飛行器，常規(guī)兵器的氣動布局與氣動特性有其自身特點。彈箭產(chǎn)品屬于單次消耗品，一般要求免維修，采購方便，造價低廉，工藝成熟且適合量產(chǎn)。這就給尾翼的設計、制造及相關(guān)的性能測試提出新的要求。尋找一種可靠性和效費比高的、適合野戰(zhàn)火箭尾翼使用的低成本熱防護涂層符合工程實際應用的需求。

目前，國內(nèi)對高超聲速彈翼或尾翼燒蝕的數(shù)值模擬已取得一些成果，如文獻[1]數(shù)值模擬了尾翼在高聲速下的三維流場，得到尾翼氣動特性參數(shù)；文獻[2]將彈翼的流場、溫度場和燒蝕耦合在一起進行了計算，兩者均是從數(shù)值仿真的角度去研究燒蝕。本文從工程應用的角度出發(fā)，由某產(chǎn)品飛行故障出現(xiàn)的燒蝕現(xiàn)象入手，由表及里，在深入分析雷達圖譜和試驗殘骸的基礎上，探尋失效機理，采用有限元方法對尾翼進行了三維溫度響應的計算分析，結(jié)合工藝改進做了大量的地面驗證試驗來考核尾翼燒蝕性能，并采取相應技術(shù)手段解決了尾翼的熱防護問題。

1 尾翼燒蝕現(xiàn)象及失效機理

某產(chǎn)品以36°射角作小射程飛行時，飛行狀態(tài)異常，彈體以非設計狀態(tài)彈道完成飛行，實際落點與理論落點偏差較大。監(jiān)控雷達圖像上顯示彈體速度快速衰減，在20s和40s時刻均有物體從彈上分離，見圖1。

圖1 某產(chǎn)品飛行試驗雷達測試的速度圖(局部)

由圖1可見，掉落的物體對火箭飛行速度和彈道變化影響較大，根據(jù)氣動力分析，尾翼作為火箭彈的主要升力面，如果脫落會引起彈體氣動特性、彈體姿態(tài)發(fā)生變化，阻力增大，導致飛行速度下降。故認為尾翼脫落的可能性較大。

飛行試驗結(jié)束后，在落區(qū)發(fā)現(xiàn)了尾翼殘骸，用優(yōu)質(zhì)碳素結(jié)構(gòu)鋼制造的尾翼存在明顯的氣動熱燒蝕現(xiàn)象，且燒蝕面積較大，約為完整尾翼面積的1/4，截面光滑且有明顯熔化痕跡。

1) 宏觀分析

尾翼殘骸表面保持較好的光潔度及金屬光澤，只有燒蝕斷口部位邊緣呈深灰色，具有高溫氧化傾向。燒蝕部位斷口宏觀特征見圖2，兩側(cè)均殘留熔融金屬，斷面上存在一定的波紋，根據(jù)金屬熔融痕跡判斷燒蝕具有一定的方向性，而且高溫氣流流速很大。

圖2 殘骸燒蝕部位斷口宏觀特征(局部)

2) 微觀分析

沿斷口中段切取金相試樣，觀察垂直燒蝕面，分析組織變化，進而推斷熱影響區(qū)域。分析結(jié)果：燒蝕面組織粗大，存在魏氏體組織，具有明顯的過熱傾向，局部還存在脫碳現(xiàn)象，推測溫度在950 ℃～1 100 ℃之間，參見圖3。沿邊緣向里，組織過熱傾向減少，組織表現(xiàn)為混晶，再到細晶區(qū)，然后到正常區(qū)域。

3) 失效分析

在嚴酷的氣動熱燒蝕下，缺乏熱防護的金屬尾翼發(fā)生變形、消融，嚴重影響了彈丸的外彈道特性。國內(nèi)外大量試驗結(jié)果表明，鋼材在高溫下表現(xiàn)出強度隨溫度升高有逐漸降低的趨勢，但降低幅度各有區(qū)別。普通低碳鋼溫度在250 ℃～300 ℃時，抗拉強度達到最大值(由于藍脆現(xiàn)象引起)，超過350 ℃時，強度開始大幅度下降，在350 ℃時約為常溫的1/2，600 ℃時約為常溫的1/3,當達到800 ℃時，鋼材強度一般不足常溫下強度的1/10。以上為低碳鋼結(jié)構(gòu)件承受靜載荷時隨溫升的強度衰減。

趙麗等[3]對45鋼高溫拉伸性能進行了試驗研究，指出 45鋼在600 ℃～750 ℃范圍內(nèi)的高溫拉伸力學性能隨溫度升高而下降；恒載升溫試驗下，300℃之前應變變化比較平緩，300℃以后呈指數(shù)型逐漸增大，550℃左右急劇增大至頸縮。

圖3 斷口邊緣及附近金相組織

本文中，尾翼材料采用了45鋼，前期無熱防護措施，小射角飛行時，在高速氣流沖刷下，尾翼表面溫度快速上升，并達到了一定數(shù)值(約1200℃左右，未達熔點)。此時，材料強度損失殆盡，已經(jīng)發(fā)酥、軟化，局部發(fā)生劇烈的氧化；在高速氣流持續(xù)沖擊下，承載嚴酷的前緣部位迎著氣流來流方向不斷地被局部剝離、脫落，尾翼的形狀也相應地在不斷變化；隨著飛行時間的增加，這種剝蝕形為持續(xù)進行，尾翼前緣逐漸燒蝕褪縮，導致了飛行阻力的急劇增加及飛行的不穩(wěn)定性。

故尾翼的燒蝕不是簡單的熱蝕，它涉及了多門學科，集中了熱化學腐蝕、機械剝蝕、粒子沖刷和熱應力破壞，是上述因素綜合作用的結(jié)果。

2 計算與仿真[4-6]

2.1 三維熱傳導基本方程的數(shù)值離散及求解

描述固體瞬態(tài)傳熱行為的微分方程及其邊界條件、初始條件在三維情形下表述如下：

(1)

在空間域采用伽遼金加權(quán)余數(shù)形式的有限元法來實現(xiàn)對微分方程(1)的離散，而在時間域則采用某種形式的差分離散。離散的目的在于把無限自由度問題轉(zhuǎn)化為有限自由度問題，即將對微分方程的求解變?yōu)閷Υ鷶?shù)方程的求解，最終得到方程在離散點上的數(shù)值解。

令求解域為Ω，其邊界為Γ，將此空間域劃分為Ne個4面體單元，每個單元包含4個結(jié)點，結(jié)點總數(shù)是Np。對方程(2-1)的數(shù)值模擬將獲得每一時刻Np個結(jié)點上的溫度值。在求解域里，權(quán)函數(shù)把結(jié)點值(包括溫度和坐標)和除結(jié)點以外的任意點的值聯(lián)系起來。即

T=φjTjx=φjxj

(2)

將式(1)在全域加權(quán)積分：

方程(1)最終離散為：

(3)

在時間方向，對式(3)進行差分離散：

(4)

(5)

將以上兩式相加，得到：

[A+BθΔt]Tn+1=PΔt+[A-B(1-θ)Δt]Tn

(6)

其中θ=2/3。

若令

K=[A+BθΔt]

Q=PΔt+[A-B(1-θ)Δt]Tn

則式(6)可以寫做

KTn+1=Q

(7)

因為A和B都是Np×Np階對稱正定矩陣，所以K也是Np×Np對稱正定矩陣，分析表明，矩陣K同時也是稀疏矩陣，Q為Np行的列向量。

式(7)可寫作Ax=b的線性代數(shù)方程組，運用共軛梯度法即可求解該方程組。

2.2 計算與結(jié)果分析

氣動熱的產(chǎn)生與諸多因素有關(guān)，如彈體外形與姿態(tài)、飛行速度與高度、空氣密度與粘度、熱交換系數(shù)等參數(shù)，產(chǎn)生過程較為復雜。根據(jù)理論計算與雷達追蹤測速，該火箭飛行的最大速度約為5個馬赫數(shù)，甚至更高(≥1 700 m/s)，已屬高超聲速范疇。

本節(jié)采用數(shù)值模擬方法對尾翼的熱環(huán)境進行計算，采用有限元方法對尾翼部位進行三維溫度響應的計算分析。具體將尾翼從彈身剝離，火箭不同海拔下彈道解算所得速度分布、壓力分布等參數(shù)，經(jīng)熱環(huán)境計算后離散加載到有限元模型，得到尾翼特征點的溫度響應。

計算彈道包括36°：射角情況下0 m、1 400 m、4 000 m三種海拔高度，均為火箭發(fā)射時的海拔。尾翼的三維模型及特征點分布見圖4。模型其它參數(shù)，密度為7.8 g/cm3,熱傳導率47 W/(m·K)，比熱容0.49 kJ/(kg·K)。

該產(chǎn)品小射角為36°，彈道扁平，彈道高較小，約為12 km，彈體全彈道飛行過程正處于稠密的大氣層(對流層)中，停留時間較長。經(jīng)前期氣動熱仿真計算表明：小射程時全彈道的動壓和彈體表面的熱流密度較大(尤其到主動段末，小射角熱流密度峰值約是大射角的1.2～1.4倍，達到約50 000 kW/m2)。氣動熱程度與動壓成正比例關(guān)系。如小射角時尾翼能滿足氣動熱要求，大射角時亦能滿足，故研究尾翼小射角時的氣動熱更具有代表性。

圖4 尾翼特征點分布及計算模型

圖5給出0 m、1 400 m、4 000 m海拔下，尾翼溫度隨時間的變化曲線。圖6給出對應海拔下各個峰值時刻尾翼的溫度分布云圖。從圖中可以看出，尾翼前緣溫度最高。0 m海拔下，溫度峰值出現(xiàn)在22.3秒左右，約為1 070 ℃； 1 400 m海拔下，溫度峰值出現(xiàn)在22.7 s左右，約為1 070 ℃；4 000 m海拔下，溫度峰值出現(xiàn)在22.1 s左右，約為1 200 ℃。對不同彈道條件下火箭尾翼進行了氣動熱環(huán)境計算和結(jié)構(gòu)溫度響應計算，得到以下結(jié)果：不同海拔高度對結(jié)構(gòu)溫度存在影響，其中4 000 m海拔結(jié)構(gòu)溫度最高。尾翼前緣溫度為1 100 ℃～1 200 ℃，超出一般金屬的溫度耐受范圍, 但其高溫區(qū)域范圍較?。淮竺娣e溫度為800 ℃～900 ℃。不同彈道間表面氣動載荷差異較大，金屬結(jié)構(gòu)件在低溫時安全的氣動載荷在高溫情況下可能對結(jié)構(gòu)產(chǎn)生破壞。尾翼前緣在各種海拔的飛行條件下所處的環(huán)境最為惡劣，對尾翼前緣部位的氣動熱防護是火箭整體熱防護工程中的重點。

圖5 不同海拔下，特征點溫度隨時間的變化曲線

圖6 峰值時刻對應尾翼溫度云圖

3 應對措施與燒蝕性能考核

針對計算仿真結(jié)果，結(jié)合試驗回收殘骸，從設計、工藝、測試的角度開展抗燒蝕新尾翼研制工作，根據(jù)熱防護機理，結(jié)構(gòu)上對應采取相關(guān)應對措施，嚴格進行燒蝕性能考核和飛行驗證。

3.1 應對措施

1) 結(jié)構(gòu)優(yōu)化

尾翼為可折疊的平板翼，在尾翼的前緣后掠角、展弦比、根梢比等參數(shù)已經(jīng)確定，剛度、強度也能滿足要求的前提下，為了防止激波的產(chǎn)生，尾翼采用圓角過渡。尤其在前緣燒蝕嚴重部位，采用了大圓角過渡，迎風面與尾翼大平面倒大斜角。為了增強尾翼的剛度，翼身采用了變壁厚設計，整體呈流線型設計。

2) 工藝優(yōu)化

在滿足產(chǎn)品使用要求的前提下，結(jié)合經(jīng)濟性，鋼質(zhì)尾翼采取了低成本的復合涂層。遵循重點部位重點防御的原則，重點部位使用了隔熱效果較好的ZrO2熱障涂層，次重要部位使用了低成本隔熱涂層，高低搭配使用，取代昂貴的整體熱障涂層，減少貴金屬和戰(zhàn)略材料的使用。

尾翼前緣部分噴涂熱障涂層，毗鄰的大平面噴涂有機消融層，支耳部位防腐處理，結(jié)構(gòu)示意圖為圖7。

涂層制作順序：Ⅰ區(qū)熱障涂層→Ⅱ、Ⅲ區(qū)的防腐涂層→Ⅱ區(qū)有機涂層。工藝流程簡圖見圖8。

Ⅰ—前緣區(qū); Ⅱ—大平面; Ⅲ—支耳區(qū)

圖8 復合涂層制作工藝流程簡圖

以上流程圖未將檢驗列入，實際生產(chǎn)中，需要控制的工序及關(guān)鍵工序都應及時檢驗，批生產(chǎn)零件前還應編制詳細的工藝規(guī)程。等離子噴涂熱障涂層、防腐涂層和有機涂層都是當前應用廣泛、相對成熟的表面處理技術(shù)，都有各自的作業(yè)規(guī)范和行業(yè)標準，重點是非噴涂區(qū)域的保護和存在工藝交集部分的處理。為了保證復合涂層質(zhì)量，需對材料和人員、設備及維護、制造過程和工藝等進行控制。

3.2 燒蝕性能考核

目前考核在高速氣流沖刷下尾翼的抗燒蝕、耐沖刷性能的方法主要有兩種。

方法1：局部燒蝕，屬于離散燒蝕，典型的是氧乙炔焰試驗。該方法針對尾翼重點部位特殊區(qū)域在特定溫度下的燒蝕方法[7]，具體將O2與C2H2按1∶1配比調(diào)整成中性焰流，待熱源穩(wěn)定并經(jīng)熱電偶溫度標定后用于沖蝕試驗。一般可取尾翼承受的最高溫度和持續(xù)時間進行耐蝕性考核，試驗設備布局和沖蝕示意圖參見圖9、圖10。

圖9 設備布局圖

圖10 沖蝕部位示意圖

方法2：整體燒蝕，屬于連續(xù)燒蝕，典型的是電弧風洞試驗[8]。該方法采用超聲速自由射流駐點燒蝕試驗技術(shù)，可以提供較大的參數(shù)模擬范圍，模擬尾翼在全彈道飛行的各個階段經(jīng)受的氣動參數(shù)，主要是氣流總焓HO、駐點壓力Ps隨時間的變化。提前設定所需參數(shù)，在燒蝕試驗臺完成全過程連續(xù)加載試驗。風洞試驗和模型沖蝕示意圖見圖11、圖12。

圖11 風洞試驗示意圖

圖12 試驗模型沖蝕示意圖

產(chǎn)品研制前期可選方法1，適合設計驗證，原因分析，成本較高；產(chǎn)品研制后期可選方法2，技術(shù)狀態(tài)固化后，適合產(chǎn)品質(zhì)量一致性檢驗，成本低廉。兩種方法均是對涂層的耐燒蝕性能的有效考核方法。

不論采用那種方法，在燒蝕試驗結(jié)束后，試件先空冷一段時間，然后檢查被試品燒蝕情況。尾翼或模型整體結(jié)構(gòu)、表面狀況保持完好，熱防護涂層無破損、剝落、裂紋等現(xiàn)象，涂層與金屬基底結(jié)合良好，說明涂層能滿足設計要求。

4 結(jié)論

1) 火箭尾翼因氣動布局和飛行速度的差異，不同產(chǎn)品出現(xiàn)不同的燒蝕現(xiàn)象，而同一產(chǎn)品在各種海拔下也存在不同的溫度響應。易發(fā)生彈道燒蝕的臨界時刻極短，總體設計可通過優(yōu)化彈道來降低動壓最大值，盡量避開彈道嚴酷點。

2) 尾翼設計時，須充分考慮不同彈道條件下的氣動特性和最嚴酷的承載環(huán)境，留夠設計裕量。熱防護措施須結(jié)合產(chǎn)品特點和工程應用進行選擇，復合涂層是較為經(jīng)濟的方案，而工藝控制是關(guān)鍵。

3) 火箭采用鴨式布局時，因舵翼安裝在彈體前部，相同飛行條件下經(jīng)受的氣動熱會比尾翼更嚴酷，燒蝕性能考核時邊界條件應加以區(qū)別。

4) 經(jīng)過地面試驗的充分驗證，固化尾翼的技術(shù)狀態(tài)并試制了小批量尾翼用于某產(chǎn)品后續(xù)的小射角驗證飛行試驗。產(chǎn)品飛行正常，并按預定彈道抵達目的地，從雷達測速圖未再發(fā)現(xiàn)可疑物體的掉落，證明采取的熱防護措施合理、可行。

[1] 齊玉文.高超聲速彈箭尾翼(彈翼)的氣動力與氣動熱研究[D].南京：南京理工大學，2008.

[2] 史金光.高超聲速彈翼表面氣動燒蝕現(xiàn)象的研究及其仿真數(shù)值計算[D].南京：南京理工大學，2001.

[3] 趙麗，李晉峰.45鋼高溫拉伸性能試驗研究[J].大型鑄鍛件，2013(5):31-34.

[4] 肖家鑫. 理論力學[M].北京：高等教育出版社，1990.

[5] 黃義.彈性力學基礎及有限單元法[M].北京：冶金工業(yè)出版社，1983.

[6] 張志成.高超聲速氣動熱和熱防護[M].北京：國防工業(yè)出版社,2003.

[7] 李文兵，郝衛(wèi)紅，席艷紅.等離子體技術(shù)在彈箭尾翼熱防護中的工程應用[J].機械工程與自動化，2016(6):127-128.

[8] 歐東斌，陳連忠，張敏莉.SiC抗氧化機制電弧加熱試驗[J].宇航材料工藝，2010，40(3)：76-78.

StudyonaRocketEmpennageAblationinAerodynamicHeatingandProtectiveMeasures

LI Hongwen1， LI Wenbing1， CHAI Huawei2

(1.Jinxi Industry Group Co., Ltd.，Taiyuan 030027， China；2.School of Mechanical Engineering, Jiangsu University of Technology, Changzhou 213001， China)

When a rocket is flying at low altitude with high Maher number, due to aerodynamic loads, The empennage and other components will not only deform, erosion occurs seriously. In order to study the influence of aerodynamic heat on the empennage structure, improve the bearing capacity of the tail, to the empennage aerodynamic thermal ablation of a rocket product, this paper analyses the macro characteristics and micro structure of the ablation residues, explores the failure mechanism of the empennage’s material under aerodynamic thermal load. The finite element method is used to conduct the temperature response calculation of three dimensional structure of the empennage, temperature distribution of tail bearing at different altitudes was obtained. The principle of protecting the leading edge of the leading edge is determined. After structure and coating process optimization, verification is carried out through ground ablation test. The low cost composite coating is confirmed as the final solution for thermal protection of empennage, and its effectiveness is verified by fight. Research has shown that appropriate thermal protection measure is very important in addition to trajectory optimization and aerodynamic configuration.

empennage; aerodynamic thermal ablation; finite element method; composite coating

2017-09-22；

2017-10-09

李宏文(1968—)，男，研究員級高級工程師，主要從事武器系統(tǒng)總體技術(shù)研究。

李文兵(1980—)，男，高級工程師，主要從事兵器發(fā)射理論與技術(shù)研究，E-mail：lwb607@163.com。

10.11809/scbgxb2017.12.045

本文引用格式：李宏文，李文兵，柴華偉.某火箭尾翼氣動熱燒蝕研究及其防護措施[J].兵器裝備工程學報，2017(12):201-206.

formatLI Hongwen， LI Wenbing， CHAI Huawei.Study on a Rocket Empennage Ablation in Aerodynamic Heating and Protective Measures[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(12):201-206.

TJ7

A

2096-2304(2017)12-0201-06

(責任編輯楊繼森)