高低燃溫組合推進(jìn)劑下噴管喉襯燒蝕實(shí)驗(yàn)①

吳 秋，陳林泉，楊玉新

(中國(guó)航天科技集團(tuán)公司四院四十一所，西安 710025)

高低燃溫組合推進(jìn)劑下噴管喉襯燒蝕實(shí)驗(yàn)①

吳 秋，陳林泉，楊玉新

(中國(guó)航天科技集團(tuán)公司四院四十一所，西安 710025)

主要針對(duì)噴管進(jìn)行高低燃溫組合推進(jìn)劑與純高燃溫推進(jìn)劑下的喉襯燒蝕實(shí)驗(yàn)分析，低燃溫推進(jìn)劑為丁羥低溫推進(jìn)劑和SCH-12低溫推進(jìn)劑。實(shí)驗(yàn)研究表明，丁羥低溫推進(jìn)劑和高溫推進(jìn)劑組合推進(jìn)劑的燒蝕率為0.112 mm/s，SCH-12低溫推進(jìn)劑和高溫推進(jìn)劑為0.115 mm/s，純高燃溫推進(jìn)劑的燒蝕率為0.133 mm/s，證明了高低燃溫組合推進(jìn)劑降低喉襯燒蝕的有效性與可行性。分析了然后對(duì)不同含量低燃溫推進(jìn)劑對(duì)比沖性能的影響，結(jié)果顯示，使用比沖下降小、燃溫低的推進(jìn)劑能有效降低喉襯燒蝕，并對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖影響較小。

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī);高低燃溫組合推進(jìn)劑;喉襯;燒蝕率

0 引言

高能固體推進(jìn)劑產(chǎn)生嚴(yán)酷的熱化學(xué)環(huán)境，對(duì)噴管提出很多問(wèn)題。噴管喉襯的燒蝕就是其中之一。發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，由于高溫燃?xì)庀驀姽鼙砻娴膫鳠崴俣群芸欤瑖姽芎硪r的溫度迅速上升。在噴管的高溫表面上，噴管喉襯與燃?xì)饬髦械腍2O、CO2、OH等氧化組分之間發(fā)生各種反應(yīng)。反應(yīng)引起表面退移，產(chǎn)生噴管的熱化學(xué)燒蝕。由于喉部的傳熱速度最快，這種燒蝕在此區(qū)域最為嚴(yán)重，從而引起噴管喉部面積增大，推力減小，最終將大大降低長(zhǎng)時(shí)間工作的發(fā)動(dòng)機(jī)性能［1－3］。

采用高低燃溫組合推進(jìn)劑能有效降低喉襯燒蝕，低燃溫推進(jìn)劑在靠近噴管壁面流動(dòng)，在喉襯部位，由于流動(dòng)的連續(xù)性，高低燃溫推進(jìn)劑的燃?xì)膺€沒(méi)有摻混完全，靠近喉襯壁面的仍是低燃溫推進(jìn)劑燃?xì)猓瑥亩行У亟档土撕硪r溫度，進(jìn)而降低了燒蝕率［4］。在降低喉襯燒蝕方面，國(guó)外主要使用的是一種邊界層控制方法，通過(guò)使用幾個(gè)小型火箭藥柱產(chǎn)生的低溫燃?xì)鈱?duì)喉襯進(jìn)行保護(hù)［5］。國(guó)內(nèi)也進(jìn)行了一些噴管燒蝕方面的研究，不過(guò)一般都集中在兩方面;一是燒蝕新材料的研究［6－7］;二是流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析以及顆粒相對(duì)燒蝕的影響［8－9］。使用組合推進(jìn)劑來(lái)降低喉襯燒蝕的研究在國(guó)內(nèi)還鮮有人報(bào)道。本文擬使用這種新的組合裝藥方法對(duì)噴管喉襯燒蝕進(jìn)行分析。

1 理論分析及實(shí)驗(yàn)方案

1.1 理論分析

從炭基喉襯材料燒蝕率計(jì)算式(1)可看出，當(dāng)其他條件不變的情況下，喉襯燒蝕率與噴管內(nèi)壁面溫度有緊密聯(lián)系。降低壁面溫度能有效降低喉襯燒蝕。

對(duì)噴管進(jìn)行流場(chǎng)分析，高、低燃溫燃?xì)獠捎眉淤|(zhì)壁面進(jìn)入燃燒室，高燃溫燃?xì)鉃? 600 K，低燃溫燃?xì)鉃? 200 K，計(jì)算得到了喉襯表面溫度，見(jiàn)表1。

表1 噴管喉徑處表面溫度Table 1 Temperature of throat-insert surface

從表1可看出，在沒(méi)有低燃溫推進(jìn)劑時(shí)，喉徑表面溫度為3 471 K，當(dāng)?shù)腿紲赝七M(jìn)劑含量為5%時(shí)，喉徑表面溫度為2 601 K，降低了870 K，降幅達(dá)25%，說(shuō)明低燃溫推進(jìn)劑的加入，對(duì)非潛入噴管內(nèi)表面溫度的降低效果顯著?？紤]實(shí)際裝藥條件，低燃溫推進(jìn)劑質(zhì)量分?jǐn)?shù)含量在5%～10%比較合適。

1.2 實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)幾何模型

原理實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)主要用來(lái)驗(yàn)證高低燃溫推進(jìn)劑組合裝藥技術(shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)喉襯燒蝕率的影響，整個(gè)實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)擬由3部分結(jié)構(gòu)組成:燃?xì)獍l(fā)生器、收斂段及噴管實(shí)驗(yàn)段。發(fā)動(dòng)機(jī)高溫裝藥和低溫裝藥采用分體裝填方式。組合裝藥發(fā)動(dòng)機(jī)總體方案圖見(jiàn)圖1。

圖1 實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Structure of experimental SRM

1.3 實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)驗(yàn)方案

組合裝藥發(fā)動(dòng)實(shí)驗(yàn)擬進(jìn)行3類(lèi)推進(jìn)劑發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)驗(yàn):丁羥低溫推進(jìn)劑和高溫推進(jìn)劑組合裝藥實(shí)驗(yàn)、SCH-12低溫推進(jìn)劑和高溫推進(jìn)劑實(shí)驗(yàn)、純高溫推進(jìn)劑實(shí)驗(yàn)。

其中，前兩發(fā)實(shí)驗(yàn)為高低燃溫推進(jìn)劑組合實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)，為方便敘述，記編號(hào)為1#和2#。1#使用丁羥低溫推進(jìn)劑，燃溫為1 311 K，低溫推進(jìn)劑質(zhì)量分?jǐn)?shù)為6.8%;2#使用SCH-12低溫推進(jìn)劑，燃溫為1 191 K，低溫推進(jìn)劑質(zhì)量分?jǐn)?shù)為5.8%;第三發(fā)為純高燃溫推進(jìn)劑實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)，燃溫為3 500 K，編號(hào)為3#。3發(fā)實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)所用的高燃溫推進(jìn)劑成分和質(zhì)量均相同。純高燃溫推進(jìn)劑的技術(shù)狀態(tài)與高低燃溫推進(jìn)劑組合的技術(shù)狀態(tài)相比，去掉了低燃溫推進(jìn)劑部分。3臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的裝藥量見(jiàn)表2，3種推進(jìn)劑的性能見(jiàn)表3。

表2 3臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的裝藥量Table 2 Charge volume of propellant in three SRMs kg

表3 3種推進(jìn)劑的性能Table 3 Performance of three kinds of propellant

2 燒蝕結(jié)果分析

實(shí)驗(yàn)后，對(duì)喉襯進(jìn)行拆卸，同時(shí)對(duì)絕熱層進(jìn)行分解和解剖，分別測(cè)試喉襯喉部燒蝕質(zhì)量、燒蝕厚度和絕熱層碳化深度。

2.1 喉襯燒蝕質(zhì)量及燒蝕率

實(shí)驗(yàn)后，對(duì)喉徑進(jìn)行4個(gè)位置的測(cè)量，測(cè)點(diǎn)位置見(jiàn)圖2。

表4中，列出了實(shí)驗(yàn)前后3發(fā)實(shí)驗(yàn)的燒蝕質(zhì)量測(cè)試數(shù)據(jù)，高溫推進(jìn)劑和低溫推進(jìn)劑組合裝藥的燒蝕質(zhì)量遠(yuǎn)低于純高溫裝藥。由此可看出，組合裝藥設(shè)計(jì)可降低喉襯質(zhì)量燒蝕率。

圖2 喉徑測(cè)點(diǎn)位置Fig.2 Test position of throat-insert

表4 燒蝕質(zhì)量測(cè)試數(shù)據(jù)Table 4 Test data of ablation mass

表5 實(shí)驗(yàn)后喉徑Table 5 Diameter of throat-insert after experiment

表6 實(shí)驗(yàn)喉襯燒蝕率Table 6 Ablation rate of experimental throat-insert

由表5中喉襯試件實(shí)驗(yàn)前后喉徑的變化計(jì)算出喉襯材料燒蝕率。根據(jù)計(jì)算結(jié)果可看出，采用高低燃溫組推進(jìn)劑合裝藥1#和2#喉襯的燒蝕率要明顯低于高燃溫推進(jìn)劑裝藥3#喉襯，而且同樣1#喉襯燒蝕率最低，說(shuō)明高低燃溫組合裝藥對(duì)降低喉襯燒蝕率有一定作用。實(shí)驗(yàn)后對(duì)喉襯及背壁絕熱層進(jìn)行分解和解剖，3臺(tái)實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉襯的喉半徑燒蝕率分別為0.112、0.115、0.133 mm/s，從解剖的燒蝕率數(shù)據(jù)看，與計(jì)算結(jié)果相近。相比純高燃溫的3#實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)，1#實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)喉襯燒蝕率降低了15.8%，2#實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的喉襯燒蝕率降低了13.5%。

2.2 喉襯背壁絕熱層燒蝕分析

實(shí)驗(yàn)后，對(duì)絕熱層進(jìn)行了解剖，測(cè)量絕熱層碳化深度。主要針對(duì)于喉襯背壁充分接觸的兩段柱面進(jìn)行測(cè)試，沿柱段母線方向每隔5 mm測(cè)量一個(gè)數(shù)據(jù)，并將結(jié)果繪制成曲線見(jiàn)圖3。實(shí)驗(yàn)后，喉襯背壁絕熱層的碳化情況可發(fā)現(xiàn)，采用高低燃溫推進(jìn)劑組合裝藥后，喉襯背壁絕熱層的碳化要比純高燃溫推進(jìn)劑喉襯背壁的碳化少1～3 mm左右，相同位置處，其碳化率約為純高燃溫推進(jìn)劑實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的65%～75%。

圖3 3臺(tái)實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)喉襯背壁的碳化情況Fig.3 Carbonization in back surface of three SRM throat-insert

2.3 實(shí)驗(yàn)壓強(qiáng)測(cè)試結(jié)果

3發(fā)實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)見(jiàn)表7。實(shí)驗(yàn)的P-t曲線見(jiàn)圖4。從實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)和p-t曲線可看出，高低燃溫推進(jìn)劑組合裝藥實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)由于比純高燃溫推進(jìn)劑的實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的裝藥量多了低燃溫推進(jìn)劑部分，因此發(fā)動(dòng)機(jī)最高壓強(qiáng)、平均壓強(qiáng)及壓強(qiáng)沖量等性能指標(biāo)均高于純高燃溫推進(jìn)劑實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)。

表7 3臺(tái)實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)Table 7 Test data of three experimental SRMs

圖5給出了實(shí)驗(yàn)后高低燃溫推進(jìn)劑組合裝藥實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)和純高燃溫推進(jìn)劑實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管實(shí)物的對(duì)比圖。從圖5中可看出，由于采用了高低燃溫推進(jìn)劑組合裝藥，試車(chē)后，噴管內(nèi)表面明顯較純高燃溫推進(jìn)劑的實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管內(nèi)表面光滑。這進(jìn)一步說(shuō)明由于低燃溫推進(jìn)劑的加入，有效改善了發(fā)動(dòng)機(jī)噴管內(nèi)燃?xì)獾牧鲃?dòng)狀況，改善了噴管的受熱環(huán)境。

圖4 3臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)p-t曲線Fig.4 P-t curve of three SRMs

2.4 不同含量低燃溫推進(jìn)劑對(duì)比沖性能的影響

在發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥中加入低燃溫推進(jìn)劑，可使發(fā)動(dòng)機(jī)喉襯部位的溫度降低，熱流密度減小，但發(fā)動(dòng)機(jī)的性能會(huì)發(fā)生一些變化，假設(shè)擴(kuò)張比不發(fā)生變化，隨著總溫的降低，發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖Is隨之下降。為了剖析清楚發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖隨著低燃溫推進(jìn)劑的百分含量的變化，對(duì)低燃溫推進(jìn)劑百分含量為2%、5%、10%、15%、20%，低燃溫推進(jìn)劑比沖下降為5%、10%、15%、20%時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖作了加權(quán)平均，獲得隨著低燃溫百分含量變化和低燃溫比沖下降時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)比沖Is下降的百分?jǐn)?shù)，結(jié)果如表8所示。從表8中可看出，低燃溫推進(jìn)劑百分含量為2%時(shí)，低燃溫推進(jìn)劑比沖下降為5%時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖Is下降0.1%，低燃溫推進(jìn)劑百分含量為20%時(shí)，低燃溫推進(jìn)劑比沖下降為20%時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖Is下降4.0%。

圖5 3臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)驗(yàn)后喉襯Fig.5 SRM throat-insert after experiments

表8 平均比沖隨低溫推進(jìn)劑的屬性變化Table 8 Attribute varieties of average specific impulse with low temperature propellant

對(duì)某戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈進(jìn)行組合裝藥下性能分析，該發(fā)動(dòng)機(jī)采用單室雙推進(jìn)劑發(fā)動(dòng)機(jī)，噴管結(jié)構(gòu)形式為非潛入噴管，噴管喉襯材料為低成本的T705石墨材料。對(duì)采用5%低燃溫推進(jìn)劑和純丁羥推進(jìn)劑的發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場(chǎng)和噴管的熱結(jié)構(gòu)進(jìn)行數(shù)值模擬，根據(jù)內(nèi)流場(chǎng)及噴管熱結(jié)構(gòu)模擬的結(jié)果顯示，噴管在采用高低燃溫推進(jìn)劑組合裝藥后，噴管喉襯、背壁、收斂段絕熱層等零部件溫度將大幅降低。對(duì)噴管而言，根據(jù)實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的試車(chē)數(shù)據(jù)及數(shù)值模擬的結(jié)果，該發(fā)動(dòng)機(jī)在使用高低燃溫推進(jìn)劑組合裝藥后，噴管喉襯燒蝕率預(yù)估降低10%以上。在此基礎(chǔ)上，若對(duì)噴管進(jìn)行設(shè)計(jì)優(yōu)化，則該噴管的質(zhì)量將可降低約3kg，降低約9.4%。

3 結(jié)論

(1)實(shí)驗(yàn)研究表明，丁羥低溫推進(jìn)劑和高溫推進(jìn)劑組合推進(jìn)劑的燒蝕率為0.112 mm/s，SCH-12低溫推進(jìn)劑和高溫推進(jìn)劑為0.115 mm/s，純高燃溫推進(jìn)劑的燒蝕率為0.133 mm/s。說(shuō)明在使用高低燃溫組合推進(jìn)劑下，噴管喉襯材料的燒蝕得到有效減少，燒蝕質(zhì)量與燒蝕率均低于使用純高燃溫推進(jìn)劑下的燒蝕質(zhì)量和燒蝕率。

(2)2#實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)所用低燃溫推進(jìn)劑的溫度較1#發(fā)動(dòng)機(jī)的略低，但由于其質(zhì)量分?jǐn)?shù)比1#少，因此其對(duì)噴管喉襯的燒蝕和碳化的降低程度比1#小。這說(shuō)明低燃溫推進(jìn)劑的性能及質(zhì)量分?jǐn)?shù)直接關(guān)系著噴管熱防護(hù)件的燒蝕和碳化。

(3)隨著低燃溫推進(jìn)劑的含量越大、比沖下降越多，發(fā)動(dòng)機(jī)比沖就下降越快。為減小發(fā)動(dòng)機(jī)比沖，應(yīng)選用比沖下降小的低燃溫推進(jìn)劑，而且低燃溫推進(jìn)劑含量不易過(guò)高。

［2］Piyush Thakre，Vigor Yang.Chemical erosion of carbon-carbon/graphite nozzles in solid-propellant rocket motors［J］.Journal of Propulsion and Power，2008，24(4).

［3］Piyush Thakre，Vigor Yang.Chemical erosion of refractory metal nozzle inserts in solid-propellant rocket motors［R］.AIAA 2008-1030.

［4］陳林泉，毛根旺，陳軍濤.采用高低燃溫組合裝藥降低噴管內(nèi)表面溫度和燒蝕研究［J］.固體火箭技術(shù)，2008，31(6):599-601.

［5］Evans B，Kuo K K，et al.Graphite rocket nozzle erosion rate reduction by boundary layer control using ablative materials［R］.AIAA 2007-5776.

［6］李娜.Cu3Si改性C/C-SiC復(fù)合材料的力學(xué)與氧化燒蝕性能研究［D］.中南大學(xué)，2012.

［7］蘇哲安，楊鑫，黃啟忠，等.SiC涂層對(duì)C/C復(fù)合材料高溫氧乙炔焰燒蝕性能影響［J］.中國(guó)有色金屬學(xué)報(bào)，2011，2l(11):2838-2845.

［8］高波.固體發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室離散相顆粒相變對(duì)喉襯燒蝕的影響［J］.固體火箭技術(shù)，2009，32(4):379-382.

［9］張曉光，王長(zhǎng)輝，劉宇，等.固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)喉襯流場(chǎng)及熱結(jié)構(gòu)耦合分析［J］.固體火箭技術(shù)，2011，34(5):579-583.

(編輯:薛永利)

Experiment on ablation of nozzle throat-insert by means of high and low temperature combined propellant

WU Qiu，CHEN Lin-quan ，YANG Yu-xin
The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC，Xi＇an 710025，China)

The ablation experiment of nozzle throat-insert by using pure-high temperature propellant and high-low temperature combined propellant were conducted，and low temperature propellants include HTPB and SCH-12 propellant.The results of experiments indicate that the ablation rate of HTPB and pure-high temperature combined propellant is 0.112 mm/s，and that of SCH-12 and high temperature combined propellant is 0.115 mm/s，and that of pure-high temperature propellant is 0.133mm/s.These results prove the validity and feasibility of reducing the ablation rate of by using high and low temperature combined propellant.Then the influence of special impulse in different mass low temperature combined propellant was analyzed，the results show that when using low temperature and little specific impulse propellant，ablation of throat-insert can be reduced effectively，and the specific impulse of motor is less affected..

SRM;high and low temperature combined propellant;throat-insert;the ablation rate

V435

A

1006-2793(2014)06-0814-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2014.06.014

2014-01-23;

2014-04-08。

吳秋(1988—)，男，碩士生，研究方向?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)喉襯燒蝕機(jī)理研究。E-mail:wuqiu215@163.com