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(tuán)公司四院四十一所，西安 710025；3.西北工業(yè)大學(xué)，西安 710072)

0 引言

為獲得固體發(fā)動(dòng)機(jī)更高比沖，在推進(jìn)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(dǎo)致燃燒室內(nèi)燃燒溫度越來越高，給噴管的熱防護(hù)帶來困難。為降低燃燒產(chǎn)物對(duì)喉襯的燒蝕，國內(nèi)外開展了大量的研究，一個(gè)主要的方向是開展燒蝕機(jī)理研究[1-4]。由于測試手段不完善，無法詳細(xì)對(duì)喉襯燒蝕過程進(jìn)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?yàn)殚_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(jīng)歷了難熔金屬、陶瓷、石墨、纖維增強(qiáng)樹脂及多維C/C復(fù)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(zhì)量。

鑒于燒蝕機(jī)理復(fù)雜、新型燒蝕材料研究難度大的情況，國內(nèi)外學(xué)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(nèi)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(jìn)而降低喉襯燒蝕率。而關(guān)于凝相燃燒產(chǎn)物對(duì)壁面的作用還未見報(bào)道，因此本文采用組合裝藥方式，開展凝相燃燒產(chǎn)物對(duì)噴管壁面溫度的仿真及試驗(yàn)分析。

1 粒子對(duì)噴管內(nèi)壁面溫度的仿真分析

1.1 計(jì)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(zhì)量流量入口。對(duì)于軸對(duì)稱結(jié)構(gòu)的噴管，認(rèn)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(shè)：(1) 燃?xì)夂喕癁槔硐霘怏w；(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(jìn)劑含量下粒子對(duì)壁面的影響

使用二維模型對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場進(jìn)行計(jì)算，二維結(jié)構(gòu)示意圖見圖1，使用的低燃溫、高燃溫推進(jìn)劑分別澆注在噴管收斂段及燃燒室筒段。

表1給出了計(jì)算用的燃?xì)鈪?shù)。在計(jì)算過程中，假設(shè)凝相燃燒產(chǎn)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(guān)。這里做一定的簡化處理，將粒子動(dòng)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(jìn)劑含量時(shí)，高燃溫推進(jìn)劑中有無粒子時(shí)噴管喉襯內(nèi)壁面溫度差值，相同低燃溫推進(jìn)劑含量時(shí)，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(dǎo)致的，粒子與壁面碰撞減少，使得喉部溫度降低，相對(duì)值為105 K。而高燃溫推進(jìn)劑不含粒子時(shí)，不同低燃溫推進(jìn)劑含量導(dǎo)致喉襯內(nèi)壁面溫度最大差值為71 K。低燃溫推進(jìn)劑燃?xì)庾陨砑氨Ｗo(hù)壁面不受粒子碰撞對(duì)壁面的溫降作用相當(dāng)。

1.3 不同粒徑對(duì)噴管壁面溫度的影響

對(duì)含5%低燃溫推進(jìn)劑且高燃溫推進(jìn)劑燃?xì)庵心喈a(chǎn)物粒徑不同時(shí)的粒子軌跡進(jìn)行分析，獲得了粒子粒徑為1、5、10 μm時(shí)的粒子極限軌跡在噴管內(nèi)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(kuò)散效應(yīng)，“無粒子區(qū)”應(yīng)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(yuǎn)。

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(zhì)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?xì)鈪?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(yàn)及流固耦合計(jì)算

2.1 組合裝藥下溫度測試試驗(yàn)

開展高低燃溫推進(jìn)劑組合試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)研究，推進(jìn)劑參數(shù)見表3，低燃溫推進(jìn)劑不含鋁粉。發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖見圖4。在噴管外壁面布置4個(gè)測溫點(diǎn)，測點(diǎn)位置分別在距喉部起點(diǎn)位置前5 mm、后5 mm、后10 mm及后20 mm處，溫度測點(diǎn)示意圖見圖5，分別對(duì)應(yīng)測點(diǎn)1～測點(diǎn)4。為便于對(duì)比，設(shè)計(jì)2發(fā)試驗(yàn)，1#為組合推進(jìn)劑發(fā)動(dòng)機(jī)，2#為高燃溫推進(jìn)劑發(fā)動(dòng)機(jī)。

項(xiàng)目燃燒溫度/K質(zhì)量分?jǐn)?shù)/%高燃溫推進(jìn)劑345093．2低燃溫推進(jìn)劑17006．8

圖6給出了兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管外壁面4個(gè)測點(diǎn)的溫度曲線，使用低燃溫推進(jìn)劑時(shí)，1#發(fā)動(dòng)機(jī)4個(gè)測點(diǎn)溫度均有明顯降低。選取位于喉部位置的測點(diǎn)2進(jìn)行溫度比較， 1#發(fā)動(dòng)機(jī)測點(diǎn)2最高溫度為75.1 ℃，2#發(fā)動(dòng)機(jī)測點(diǎn)2最高溫度為126.3 ℃，以2#發(fā)動(dòng)機(jī)為基準(zhǔn)，測點(diǎn)2最高溫度下降40.5%。因此可得出，低燃溫推進(jìn)劑燃?xì)饽苡行Ы档蛧姽芙Y(jié)構(gòu)溫度，阻礙了高燃溫推進(jìn)劑燃?xì)庀驀姽艿臒崃總鬟f。

2.2 組合裝藥下流固耦合計(jì)算

根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果，開展試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管二維軸對(duì)稱瞬態(tài)流固耦合計(jì)算。采用Ansys workbench+CFX方式計(jì)算噴管結(jié)構(gòu)的溫度場及溫度隨時(shí)間的變化[13]。耦合計(jì)算時(shí)噴管內(nèi)表面只考慮與燃?xì)獾膶?duì)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(duì)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(kuò)展段、喉襯組成。外殼體材料為鋼，收斂段炭布/酚醛復(fù)合材料，擴(kuò)張段為高硅氧/酚醛復(fù)合材料，喉襯為C/C復(fù)合材料。表4給出不同材料的物性參數(shù)。為簡化計(jì)算，外壁面與空氣對(duì)流換熱系數(shù)取5 W/(m2·K)。

根據(jù)試驗(yàn)過程中的壓強(qiáng)、工作時(shí)間等試驗(yàn)數(shù)據(jù)，將燃?xì)夂喕癁槔硐霘怏w，流量由實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)壓強(qiáng)、喉徑及特征速度進(jìn)行計(jì)算：

其中，特征速度C*=1550 m/s，噴管流場計(jì)算域?yàn)橘|(zhì)量入口，壓力出口，噴管內(nèi)壁面為耦合面，燃?xì)鉁囟扰c表3相同。并取測點(diǎn)2位置試驗(yàn)曲線與仿真結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。

表4 各材料的物性參數(shù)

圖7給出了兩臺(tái)試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)測點(diǎn)2溫度計(jì)算值與試驗(yàn)值的對(duì)比結(jié)果。從圖7可看出,計(jì)算值和試驗(yàn)值基本吻合，計(jì)算分析模型能夠基本反映試驗(yàn)狀態(tài)。

3 結(jié)論

(1)使用低燃溫推進(jìn)劑時(shí)，低燃溫燃?xì)庖环矫婺苡行Ы档秃硪r壁面溫度，另一方面也減少了粒子對(duì)壁面的碰撞，兩者對(duì)壁面的降溫作用相當(dāng)。

(2)通過試驗(yàn)驗(yàn)證，低燃溫推進(jìn)劑能有效降低噴管結(jié)構(gòu)溫度，當(dāng)?shù)腿紲赝七M(jìn)劑質(zhì)量含量為6.8%時(shí)，測點(diǎn)2外壁溫度下降40.5%。

(3)通過流固耦合計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比，初步驗(yàn)證了數(shù)值計(jì)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(quán).碳/碳復(fù)合材料喉襯熱結(jié)構(gòu)分析及失效行為研究[D].哈爾濱工業(yè)大學(xué),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(shù)導(dǎo)彈固體發(fā)動(dòng)機(jī)喉襯材料的發(fā)展趨勢[J].材料導(dǎo)報(bào),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(dòng)機(jī)喉襯材料[J].固體火箭技術(shù),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(fù)合材料研究進(jìn)展[J].炭素技術(shù)，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(jìn)劑組合裝藥技術(shù)研究[D].西安:西北工業(yè)大學(xué),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(qiáng),王國輝,蔡體敏,等.高過載條件下固體發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場及絕熱層沖蝕研究[J].固體火箭技術(shù),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(fù)合噴管熱結(jié)構(gòu)耦合計(jì)算的一種策略 [J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào),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.