固體發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉襯溫度場(chǎng)測(cè)量與分析

李佳明，胡春波，張勝敏，何國(guó)強(qiáng)，肖虎亮

（西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072）

固體發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉襯溫度場(chǎng)測(cè)量與分析

李佳明，胡春波，張勝敏，何國(guó)強(qiáng)，肖虎亮

（西北工業(yè)大學(xué) 燃燒、熱結(jié)構(gòu)與內(nèi)流場(chǎng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072）

為了剝離熱化學(xué)燒蝕吸熱的影響并獲取固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管結(jié)構(gòu)內(nèi)部的溫度場(chǎng)分布，以鍛壓鎢為材料設(shè)計(jì)噴管，在噴管喉襯徑向的一定位置埋置熱電偶來(lái)測(cè)量噴管結(jié)構(gòu)溫度。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明：采用鍛壓鎢制作噴管，該本實(shí)驗(yàn)條件下可以忽略熱化學(xué)燒蝕對(duì)鍛壓鎢噴管喉部換熱的影響；實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果符合傳熱規(guī)律，與導(dǎo)熱計(jì)算結(jié)果基本吻合。實(shí)驗(yàn)結(jié)果真實(shí)可信，為噴管喉部對(duì)流換熱模型的建立、完善提供數(shù)據(jù)支持和實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。

喉襯；溫度分布；鍛壓鎢；導(dǎo)熱；熱電偶

0 引 言

隨著高能固體推進(jìn)劑的廣泛使用，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獾臏囟雀哌_(dá)3500K，高溫燃?xì)飧咚倭鬟^(guò)噴管時(shí)，強(qiáng)烈的對(duì)流換熱引發(fā)噴管喉部嚴(yán)重的熱化學(xué)燒蝕，造成噴管喉徑尺寸的變化，影響噴管的膨脹比，降低發(fā)動(dòng)機(jī)的工作性能。

文獻(xiàn)［1－2］指出，熱化學(xué)燒蝕，特別是碳基復(fù)合材料的熱化學(xué)燒蝕中的對(duì)流換熱以及輻射傳熱都與噴管內(nèi)壁面溫度有直接關(guān)系。從上世紀(jì)80年代開始，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的傳熱和溫度問題就引起了國(guó)內(nèi)外學(xué)者的極大關(guān)注。何洪慶［3］在含鋁復(fù)合推進(jìn)劑發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)時(shí)，對(duì)其噴管進(jìn)行燒蝕和溫度場(chǎng)測(cè)量，獲得了復(fù)合噴管結(jié)構(gòu)中的燒蝕和瞬時(shí)溫度分布。熊永亮［4］建立起軸對(duì)稱的有限元計(jì)算模型，在給定的熱邊界條件下計(jì)算了喉襯組件與擴(kuò)張段結(jié)構(gòu)的瞬態(tài)溫度場(chǎng)。張小英［5］研究了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合噴管的耦合換熱及瞬態(tài)壁溫的計(jì)算方法，考慮擴(kuò)散控制的C／C喉襯穩(wěn)態(tài)燒蝕，改進(jìn)噴管換熱的計(jì)算方法，計(jì)算了復(fù)合噴管的壁溫隨時(shí)間的變化。Panin［6］通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)試車試驗(yàn)針對(duì)復(fù)合噴管的對(duì)流換熱系數(shù)進(jìn)行測(cè)量分析，基于二維軸對(duì)稱可壓縮N－S雷諾時(shí)均方程數(shù)值模擬發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場(chǎng)溫度分布，結(jié)果表明，噴管喉部換熱系數(shù)最大，換熱強(qiáng)弱與燃燒室尺寸無(wú)關(guān)。John［7］與 Morozov［8］基于有限元的方法數(shù)值模擬潛入式噴管的熱響應(yīng)。

國(guó)內(nèi)外學(xué)者針對(duì)噴管喉部的熱結(jié)構(gòu)進(jìn)行了一定的實(shí)驗(yàn)與數(shù)值研究，雖然各類數(shù)值模型都能計(jì)算得到壁面溫度，但計(jì)算模型是否準(zhǔn)確還需要大量的實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。目前噴管喉襯結(jié)構(gòu)中溫度分布的測(cè)量實(shí)驗(yàn)均未剝離噴管喉部熱化學(xué)燒蝕的影響，由于熱化學(xué)燒蝕反應(yīng)吸熱無(wú)法直接測(cè)量，實(shí)驗(yàn)結(jié)果難以驗(yàn)證計(jì)算模型。

綜上所述，剝離噴管喉部熱化學(xué)燒蝕的影響，并測(cè)量噴管結(jié)構(gòu)內(nèi)部溫度場(chǎng)的分布，對(duì)進(jìn)一步研究熱化學(xué)燒蝕有非常重要的意義。以耐高溫難熔金屬鍛壓鎢為材料制作噴管，剝離噴管壁面的熱化學(xué)燒蝕反應(yīng)，在噴管喉襯軸向和徑向的一定位置埋置熱電偶來(lái)測(cè)量噴管內(nèi)部溫度分布，并通過(guò)導(dǎo)熱計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果作對(duì)比分析驗(yàn)證。

1 實(shí)驗(yàn)裝置與測(cè)量方法

鍛壓鎢的物理性能如表1所示。

表1 鍛壓鎢性能參數(shù)Table 1 Performance parameters of forging tungsten

鍛壓鎢熔點(diǎn)高達(dá)3660K，在喉襯表面基本無(wú)熱化學(xué)反應(yīng)的發(fā)生，這樣可以剝離熱化學(xué)燒蝕反應(yīng)吸熱的影響；鍛壓鎢材料的物性比較穩(wěn)定。

選用鍛壓鎢材料制作噴管喉襯，利用熱電偶直接測(cè)量噴管結(jié)構(gòu)內(nèi)部的溫度場(chǎng)分布，通過(guò)噴管結(jié)構(gòu)內(nèi)部的溫度場(chǎng)分布間接驗(yàn)證噴管喉部換熱計(jì)算模型的準(zhǔn)確性。

噴管結(jié)構(gòu)示意圖及熱電偶埋置位置如圖1所示，噴管喉部直徑8.6mm，噴管擴(kuò)張直徑12.5mm，收斂段的收斂角度為45°，噴管外壁直徑70mm。

圖1 噴管結(jié)構(gòu)及熱電偶位置示意圖Fig.1 Nozzle configuration and locations of thermocouples

在噴管的不同位置、不同深度設(shè)置4個(gè)測(cè)點(diǎn)，測(cè)點(diǎn)位置如表2所示。由于熱電偶的埋置位置未露出噴管喉部壁面，因此測(cè)溫過(guò)程中不影響發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)噴管喉部的流動(dòng)及換熱。

固體發(fā)動(dòng)機(jī)噴管結(jié)構(gòu)內(nèi)部的溫度較高，考慮熱電偶的具體使用環(huán)境，選擇鎳鉻－鎳硅熱電偶（K型熱電偶），該熱電偶的主要技術(shù)數(shù)據(jù)見表3。

表2 測(cè)點(diǎn)位置分布Table 2 Observation point position distribution

表3 K型熱電偶參數(shù)Table 3 Performance parameters of K thermocouple

熱電偶安裝結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 熱電偶安裝結(jié)構(gòu)Fig.2 Thermocouple mounting structure

熱電偶絲外表套上陶瓷管，然后穿過(guò)測(cè)溫密封塞和壓帽，壓帽的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)為帶孔的螺栓，通過(guò)擰動(dòng)螺栓，壓縮測(cè)溫密封塞，擠壓陶瓷管，將熱電偶的測(cè)溫端緊緊壓在測(cè)溫壁上，不會(huì)因?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中引起的震動(dòng)而脫離。

實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)見圖3。測(cè)溫實(shí)驗(yàn)選用兩種不同燃溫的固體推進(jìn)劑，其中低溫推進(jìn)劑燃溫1789K，高溫推進(jìn)劑燃溫2878K。

圖3 實(shí)驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)Fig.3 Experimental motor structure

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與討論

實(shí)驗(yàn)1采用燃溫1789K的低溫推進(jìn)劑，實(shí)驗(yàn)環(huán)境溫度為301K，圖4為發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)溫實(shí)驗(yàn)一的壓強(qiáng)－時(shí)間曲線。

如圖4所示，實(shí)驗(yàn)1中發(fā)動(dòng)機(jī)最高工作壓強(qiáng)8.21MPa，平均工作壓強(qiáng)7.61MPa，裝藥開始燃燒8s時(shí)裝藥燃燒層厚度燒完，隨后進(jìn)入拖尾段，9.3s時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)工作結(jié)束。

圖5為實(shí)驗(yàn)1采集到的A、B、D3點(diǎn)的溫度－時(shí)間曲線，測(cè)點(diǎn)C由于線路問題未成功采集。

圖4 實(shí)驗(yàn)1壓強(qiáng)－時(shí)間曲線Fig.4 Pressure－time curve for test 1

圖5 測(cè)點(diǎn)A、B、D溫度－時(shí)間曲線Fig.5 Temperature－time curve at point A、B、D

實(shí)驗(yàn)測(cè)溫?cái)?shù)據(jù)如圖5所示，該實(shí)驗(yàn)工況下，測(cè)點(diǎn)A最高溫度669K，測(cè)點(diǎn)B最高溫度547K，測(cè)點(diǎn)D最高溫度467K。在噴管喉襯內(nèi)部，距離噴管喉部壁面越近，測(cè)量溫度越高。

實(shí)驗(yàn)2為實(shí)驗(yàn)1的對(duì)比分析實(shí)驗(yàn)，采用燃溫為2878K的高溫推進(jìn)劑，環(huán)境溫度為293K，圖6為發(fā)動(dòng)機(jī)測(cè)溫實(shí)驗(yàn)2的壓強(qiáng)－時(shí)間曲線。

圖6 實(shí)驗(yàn)2壓強(qiáng)－時(shí)間曲線Fig.6 Pressure－time curve for test 2

如圖6所示，實(shí)驗(yàn)2中發(fā)動(dòng)機(jī)最高工作壓強(qiáng)14.62MPa，由于實(shí)驗(yàn)2中推進(jìn)劑在燃燒過(guò)程中并非端面燃燒，因此燃燒6.2s后工作壓強(qiáng)下降，平均工作壓強(qiáng)11.27MPa，裝藥開始燃燒7.6s后進(jìn)入拖尾段，8.9s時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)工作結(jié)束。

圖7為實(shí)驗(yàn)2采集到的A、B、D3點(diǎn)的溫度－時(shí)間曲線。如圖7所示，該實(shí)驗(yàn)工況下，測(cè)點(diǎn)A最高溫度1004K，測(cè)點(diǎn)B最高溫度761K，測(cè)點(diǎn)D最高溫度554K。采用高溫推進(jìn)劑，各測(cè)點(diǎn)的測(cè)量溫度均比采用低溫推進(jìn)劑更高。

圖7 測(cè)點(diǎn)A、B、D溫度－時(shí)間曲線Fig.7 Temperature－time curve at point A，B，D

兩次實(shí)驗(yàn)中熱電偶測(cè)量的最高溫度1004K，熱電偶最大測(cè)量誤差為±6℃，相對(duì)誤差小于1%，實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果真實(shí)可信。

實(shí)驗(yàn)中，噴管結(jié)構(gòu)內(nèi)部的熱傳導(dǎo)問題可以簡(jiǎn)化為均質(zhì)單層圓筒壁的導(dǎo)熱問題，鍛壓鎢的物性參數(shù)如表1所示。

兩次實(shí)驗(yàn)中，已知某一時(shí)刻測(cè)點(diǎn)A和測(cè)點(diǎn)D的溫度，則該時(shí)刻下測(cè)點(diǎn)B的溫度計(jì)算公式如下：

統(tǒng)計(jì)兩次實(shí)驗(yàn)結(jié)果，并通過(guò)A、D兩點(diǎn)的測(cè)量溫度以及導(dǎo)熱計(jì)算，獲取不同時(shí)刻B點(diǎn)的計(jì)算溫度。

圖8為導(dǎo)熱計(jì)算所得不同時(shí)刻測(cè)點(diǎn)B的溫度與實(shí)驗(yàn)測(cè)量溫度對(duì)比。如圖8所示，采用高溫推進(jìn)劑時(shí)，計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合更好；發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中，測(cè)點(diǎn)B的計(jì)算溫度比測(cè)量溫度偏高，發(fā)動(dòng)機(jī)工作結(jié)束后，測(cè)點(diǎn)B的計(jì)算溫度比測(cè)量溫度偏低。分析原因是由于鍛壓鎢材料制作的喉襯在熱傳導(dǎo)過(guò)程中會(huì)儲(chǔ)存一部分熱量，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作結(jié)束后，儲(chǔ)存的這部分熱量則逐漸釋放；采用高溫推進(jìn)劑實(shí)驗(yàn)時(shí)，相比于低溫推進(jìn)劑，鍛壓鎢材料儲(chǔ)存的熱量占傳導(dǎo)熱量的比例更小。在計(jì)算過(guò)程中，未考慮鍛壓鎢材料儲(chǔ)存的熱量，所以測(cè)點(diǎn)B的計(jì)算溫度與測(cè)量溫度出現(xiàn)如上所述的趨勢(shì)，其最大相對(duì)誤差小于7%，測(cè)量結(jié)果與導(dǎo)熱計(jì)算結(jié)果基本吻合。

在兩次實(shí)驗(yàn)前后對(duì)噴管凈重及其喉徑進(jìn)行測(cè)量，結(jié)果如表4所示。

表4表明，在兩次實(shí)驗(yàn)前后，噴管喉部直徑及凈重變化較小，在本實(shí)驗(yàn)工況下，采用鍛壓鎢作材料制作噴管，測(cè)量噴管結(jié)構(gòu)內(nèi)部的溫度場(chǎng)分布時(shí)，可以忽略噴管喉部熱化學(xué)燒蝕吸熱的影響。

圖8 實(shí)驗(yàn)及計(jì)算結(jié)果對(duì)比Fig.8 Comparison of experimental and calculation data

表4 實(shí)驗(yàn)前后噴管測(cè)量Table 4 Measurement of nozzle

3 結(jié) 論

采用鍛壓鎢為材料制作噴管，并在噴管不同位置、不同深度埋置熱電偶，在兩種實(shí)驗(yàn)工況下測(cè)量噴管喉襯內(nèi)部的溫度分布，測(cè)量結(jié)果符合傳熱規(guī)律，實(shí)驗(yàn)結(jié)果真實(shí)可信；在兩種實(shí)驗(yàn)工況下，實(shí)驗(yàn)結(jié)果可以忽略熱化學(xué)燒蝕對(duì)噴管喉部換熱的影響。為噴管喉部對(duì)流換熱模型的建立、完善提供數(shù)據(jù)支持和實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。

［1］SUN J F，SUN B，XIANG S H.Theoretical calculation of complex nozzle's temperature profile and stress profile in solid rocket motor［J］.Journal of Propulsion Technology，1994，15（1）：23－31.

［2］王偉，王德升.噴管擴(kuò)張段絕熱層的燒蝕計(jì)算［J］.固體火箭技術(shù)，1999，22（3）：16－19.

［3］何洪慶，王思民，牛嵩高，等.固體發(fā)動(dòng)機(jī)噴管燒蝕和溫度場(chǎng)測(cè)量［J］.固體火箭技術(shù)，1993，9（3）：31－36.

［4］熊永亮，郜冶.噴管溫度與應(yīng)力場(chǎng)的數(shù)值研究［J］.哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào)，2007，28（8）：852－855.

［5］張小英，蔡國(guó)飆，朱定強(qiáng).火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管輻射及壁溫的計(jì)算研究［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2008，23（1）：195－200.

［6］PANIN S，SURZHIKOV S.Experimental and numerical study of convection heat transfer in submerged nozzle［C］.40th Aerospace Sciences Meeting ＆ Exhibit，2002，Reno，Nevada：0659.

［7］JOHN A D，ROBERT D B.Ablative thermal response analysis using the finite element method［C］.47th Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition，2009，Orlando，F(xiàn)lorida：259.

［8］MOROZOV E V，BEAUJARDIERE P J F P.Numerical simulation of the dynamic thermostructural response of a composite rocket nozzle throat［J］.Composite Structures，2009，4（006）.

李佳明（1984－），男，山西運(yùn)城市人，博士生。研究方向：航空宇航推進(jìn)理論與工程，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉部的燃燒、流動(dòng)與熱結(jié)構(gòu)。通訊地址：陜西省西安市友誼西路127號(hào)164信箱（710072），電話：18991842201，E－mail：lijiamingcharlie＠163.com

The measurement and analysis of temperature field in a solid motor nozzle throat insert

LI Jia－ming，HU Chun－bo，ZHANG Sheng－min，HE Guo－qiang，XIAO Hu－liang
（Science and Technology on Combustion，Internal Flow and Thermal Structure Laboratory，Northwestern Polytechnical University，Xi'an 710072，China）

To peel off the impact of endothermic reaction caused by the chemical ablation，forging tungsten is used as material for rocket－nozzle insert.In the experiment of a solid motor equipped with forging tungsten nozzle，the thermocouples have been embedded at different radial locations of the nozzle throat insert for measuring temperatures，and the temperature distributions in the rocket－nozzle insert have been obtained.Experimental results show that，for the rocket－nozzle insert made of forging tungsten，the impact of endothermic reaction caused by the chemical ablation is negligible in the throat region；the experimental results are basically consistent with the calculation results.The results and the method presented in this paper can be a reference to the design of nozzles in rocket motors.

throat insert；temperature distribution；forging tungsten；heat conduction；thermocouple

V435

A

1672－9897（2012）05－0057－04

2011－09－16；

2011－11－30

國(guó)家“973”項(xiàng)目（61391）