某型發動機噴管燒穿故障分析與工藝設計改進*

溫瑞珩

(中國人民解放軍92941部隊，遼寧 葫蘆島 125001)

0 引言

噴管是固體火箭發動機的重要組成部分，是能量轉換的重要裝置。它把推進劑燃氣的熱能和壓力勢能轉變為高速排出氣體的動能，從而產生反作用推力，推動導彈按照既定要求飛向目標，完成作戰任務。

目前，由于噴管在火箭發動機工作過程中工作條件最為惡劣，它的熱防護設計好壞與否，直接關系噴管的工作可靠性，極大影響固體火箭發動機的性能，進而影響導彈的總體性能[1]。某型發動機在2次試驗中，均在其工作約T1s時，噴管火焰突然變大并持續逐漸分散，發生了噴管燒穿故障，造成發動機推力急劇下降，導致試驗失敗。

針對某型發動機噴管燒穿故障，本文深入分析了故障原因與機理，并據此提出了防止噴管燒穿故障的改進設計方案。通過相關試驗驗證，證明了改進措施的有效性，為火箭發動機的優化設計提供了有價值的借鑒。

1 發動機噴管結構

發動機噴管結構組件主要由金屬殼體、絕熱層、玻璃鋼層、碳酚醛燒蝕層、石墨背襯和鎢滲銅喉襯組成，結構如圖1所示[2]。

1.金屬殼體；2.絕熱層；3.玻璃鋼層；4.鎢滲銅喉襯；5. 石墨背襯；6. 碳酚醛燒蝕層。圖1 噴管結構示意圖Fig.1 Schematic diagram of the structure of nozzle

由于噴管工作時間較長，所以在金屬殼體和玻璃鋼層之間粘結了絕熱層，主要由丁腈酚醛組成，目的是為了起到更好的絕熱作用，從而保護噴管不被燒穿[3]。絕熱層在安裝前首先要進行預固化，然后與金屬殼體粘結，接著加熱加壓進一步固化后與玻璃鋼層粘結，便完成了絕熱層的安裝。

碳酚醛燒蝕層由中強碳纖維按照一定的鋪設角度和酚醛樹脂模壓制成，作為噴管的內保護層，主要是依靠其低導熱的特性。當發動機工作時的高溫燃氣作用其上時，樹脂達到分解溫度開始分解，在表面形成一層低溫氣體附面層，降低了燃氣對噴管殼體的對流傳熱，從而起到保護噴管的作用。其結構如圖2所示。

1.燃氣流方向；2.酚醛基體；3.碳纖維。圖2 碳酚醛耐燒蝕層結構圖Fig.2 Carbon phenolic ablative layer structure diagram

從噴管結構組成可以看出，在高溫、高壓燃氣的作用下，碳酚醛燒蝕層、石墨背襯和鎢滲銅喉襯等組件受熱膨脹，在噴管的軸向會產生較大的熱應力。因此，在碳酚醛燒蝕層、石墨背襯和鎢滲銅喉襯之間都設計有熱脹補償間隙[4]。

2 噴管燒穿故障分析

為了防止噴管發生燒穿故障，對噴管的材料和零部件都要進行無損檢測，包括X光探傷、敲擊法檢查和超聲檢查等，但是對于成型后噴管絕熱層的分層和較小的脫粘缺陷卻很難準確測出[5-6]。針對發動機噴管燒穿故障，根據發動機噴管結構、材料、工藝、檢測以及發動機工作過程中燃氣流對噴管的作用機理等進行了排查分析，初步確定造成燒穿故障的原因有以下幾點。

2.1 噴管結構的熱脹補償間隙小

在發動機工作過程中，溫度高達3 000 ℃以上的高溫燃氣持續作用于噴管的內層結構組件上，如果各組件之間的熱脹補償間隙過小，就會產生很大的軸向和徑向熱應力，若不能得到有效釋放，勢必對石墨背襯、碳酚醛燒蝕層造成一定的破壞，進而破壞玻璃鋼層、絕熱層，導致高溫燃氣直接作用于金屬殼體并將其燒穿[7]。通過歷次地面試驗成功后的殘骸檢查，發現碳酚醛燒蝕層沒有微小的掉塊現象，石墨背襯存在微小的軸向裂紋，但是玻璃鋼層均無裂紋且沒有竄氣燒蝕痕跡，說明噴管各組件的熱脹補償間隙設計滿足要求。因此，由于噴管結構的熱脹補償間隙過小造成結構破壞，從而導致噴管燒穿的可能性可以排除。

2.2 碳酚醛燒蝕層抗燒蝕性能差

從圖2可以看出，此種碳纖維方向的碳酚醛燒蝕層既不會一層層地剝落，也不會形成燒蝕坑[8-9]。通過地面試驗后的殘骸檢查，碳酚醛燒蝕層整體燒蝕均勻，燒蝕后仍有一定的燒蝕余量，由此可見碳酚醛燒蝕層本體性能完全滿足使用要求。因此，可以排除由于碳酚醛燒蝕層本體性能差、局部燒蝕嚴重，進而造成噴管燒穿的可能性。

2.3 噴管和長尾管間隙過大

若噴管和長尾管間隙過大，熱脹補償不足以達到密封效果，一部分燃氣就會由石墨背襯前部進入石墨背襯背部，直接作用于玻璃鋼層，玻璃鋼層遭到破壞，進而破壞絕熱層，將噴管燒穿(如圖2箭頭所示)。但從地面試驗后的殘骸檢查來看，石墨背襯與玻璃鋼層之間沒有燒蝕痕跡，玻璃鋼層結構完整，說明噴管和長尾管間隙設計合理。因此，由于噴管和長尾管間隙過大，造成噴管燒穿的可能性可以排除。

2.4 絕熱層設計或工藝缺陷

若絕熱層預固化程度過高，其流動性能就會變差，在粘結后進一步固化時，便可能與金屬殼體之間存在間隙或分層等缺陷。

當發動機工作時，在高溫、高壓燃氣的作用下，噴管各組件便會熱脹，此時作用于玻璃鋼層大約有5～7 Mpa的壓強和石墨背襯、鎢滲銅喉襯的徑向熱脹力，由于絕熱層存在間隙或分層等缺陷，使玻璃鋼層背部支撐不足，造成石墨背襯出現裂紋[10]，燃氣由裂紋進入噴管背部，直接作用在玻璃鋼層，玻璃鋼層在高溫高壓燃氣作用下，強度急劇下降并破壞，進而破壞絕熱層，此時燃氣便直接作用于金屬殼體的內表面，對其進行局部燒蝕。隨著時間的推移，在高溫燃氣持續作用下，金屬殼體強度急劇下降，至T1(s)時，不能承載噴管內壓強，導致噴管燒穿。

為進一步查清發動機噴管工作至T1(s)發生故障時的熱結構變化及破壞情況，確認噴管的破壞模式，以驗證故障機理分析的正確性，進行如下試驗。選取與故障發動機同批次的發動機，經檢查確認存在間隙后進行地面試驗。當發動機工作至約T1(s)時，噴管的相同部位再次燒穿，發動機推力急劇下降(見圖3a))，故障復現，正常推力曲線如圖3b)所示。

圖3 推力曲線圖Fig.3 Thrust curve diagram

用內鏡對燒穿發動機進行檢查，碳酚醛燒蝕層整體燒蝕均勻，其錐段尖角和石墨背襯錐段尖角已燒掉，但碳酚醛燒蝕層沒有裂紋和掉塊現象。隨后對燒穿發動機噴管進行了剖切檢查，在石墨背襯接近喉襯前端有一徑向貫通裂紋，并有燒蝕過的痕跡，說明有燃氣流過。喉襯對應部分的玻璃鋼層已經完全碳化，并有一軸向裂紋。玻璃鋼層裂紋處所對應的絕熱層已被破壞，與金屬殼體間存在脫粘和分層現象。

由此可以判定，由于絕熱層存在缺陷，發動機工作中噴管結構所產生的熱應力無法有效傳遞，造成玻璃鋼層及絕熱層破壞，燃氣直接作用于金屬殼體，致使噴管燒穿。

3 噴管設計工藝改進

針對絕熱層預固化程度過高、流動性差的問題，在其預固化階段，將原預固化溫度降低20 ℃，預固化時間減少40 min，其他固化條件不變，所得的預制件具有較好的流動性，在進一步加熱加壓固化時，具有良好的粘性流體特性，便于加工成型[11]。

另外絕熱層與金屬殼體的粘結工藝原為芯棒拉延壓伸成型，由于在成型過程中芯棒直徑無法調節，存在成型壓力局部不足的問題，導致絕熱層與金屬殼體的粘結面存在夾氣或間隙缺陷。針對此問題，采用脹具成型工藝，提高絕熱層成型壓力，使其能夠緊貼于金屬殼體內壁，并在高溫加壓固化下除盡界面余氣，不僅提高了絕熱層的密度，而且可以確保絕熱層與金屬殼體之間粘結緊密。這樣就能夠消除因絕熱層存在缺陷、造成玻璃鋼層背部支撐不足并在工作中發生破壞，從而防止發動機噴管燒穿。

4 試驗驗證

為驗證噴管設計改進后發動機的性能和設計改進的有效性，實施冷剖切及邊界條件下的驗證性試驗[12]。

(1) 冷剖切驗證試驗

冷剖切驗證試驗的目的是驗證設計改進后絕熱層與金屬殼體的粘結面及其本體的質量情況。方法為按照改進措施制造一臺發動機噴管，并經檢查沒有空隙現象后進行剖切。結果表明，粘結面粘結緊密無間隙，絕熱層本體沒有凹陷，致密性良好。由此可見，設計改進后的噴管可以有效地改善絕熱層與金屬殼體的粘結效果及本體的成型質量，從而保證對玻璃鋼層有良好的支撐作用。

(2) 低溫驗證試驗

低溫驗證試驗的目的是驗證在低溫條件下，設計改進后發動機的性能是否滿足要求，噴管結構是否得到有效改善。

試驗條件依據發動機低溫試驗要求進行。試驗結果表明，發動機點火正常，工作正常，(見圖4a))，整機外觀結構完整，未出現噴管燒穿現象。剖切噴管后可看到碳酚醛燒蝕層整體燒蝕均勻，燒蝕后仍有一定的燒蝕余量，石墨背襯存在微小的軸向裂紋，與以前試驗一致，玻璃鋼層結構完整無裂紋并且與石墨背襯之間的界面沒有竄氣燒蝕痕跡，絕熱層與金屬殼體間沒有發現脫粘現象。由此可見，設計改進后，絕熱層與金屬殼體的粘結質量得到了改善，提高了對玻璃鋼層的支撐。

(3) 高溫驗證試驗

高溫驗證試驗的目的是驗證在高溫條件下，采取改進措施后發動機的性能是否滿足要求，噴管結構是否得到有效改善。

試驗條件依據發動機高溫試驗要求[7-8]進行。試驗結果表明，發動機點火正常，工作正常，(見圖4b))，發動機外觀結構完整，未出現噴管燒穿現象。剖切噴管后發現碳酚醛燒蝕層整體燒蝕均勻，但收斂段燒蝕比低溫條件下較多，主要是由于高溫條件下燒蝕更為嚴重所致，屬于正常現象。石墨背襯存在微小的軸向裂紋，與低溫試驗一致，玻璃鋼層結構完整無裂紋并且與石墨背襯之間的界面同樣沒有竄氣燒蝕痕跡，絕熱層與金屬殼體間也沒有發現脫粘現象。由此可知，設計改進后，絕熱層與金屬殼體的粘結質量得到了較好改善，保證了對玻璃鋼層的支撐作用。

圖4 高、低溫推力曲線圖Fig.4 Thrust curve at high temperature or low temperature

5 結束語

本文系統分析了發動機噴管結構及造成噴管燒穿故障的主要原因，并結合故障原因對噴管進行了設計與工藝改進。改進后的噴管經過冷剖切、高低溫試驗驗證，發動機工作正常，噴管結構完整，證明了設計改進的有效性，為發動機的優化設計提供了有價值的借鑒。

參考文獻：

[1] 李健松. 固體火箭發動機設計[M]. 長沙: 國防科技大學出版社，1991.

LI Jian-song. Design of Solid Rocket Motor[M]. Changsha: National Defense Science and Technology University Press，1991.

[2] 閔斌. 防空導彈固體火箭發動機設計[M]. 北京: 宇航出版社，1993.

MIN Bing. Design of Solid Rocket Motor for Anti-aircraft Missile[M]. Beijing: Aerospace Press，1993.

[3] 王樹聲，趙中璧，趙長壽. 導彈技術詞典(推進系統) [M]. 北京: 宇航出版社，1987.

WANG Shu-sheng，ZHAO Zhong-bi，ZHAO Chang-shou. Dictionary of Missile Technology(Propulsion System) [M]. Beijing: Aerospace Press，1987.

[4] 田四朋，唐國金，李道奎，等. 固體火箭發動機噴管結構縫隙設計[J]．推進技術，2005，26(5):448-451.

TIAN Si-peng，TANG Guojin，LI Dao-kui，et al. Gap Design of Solid Rocket Motor Nozzle Structures[J]．Journal of Propulsion Technology，2005，26(5):448-451.

[5] 趙慧蓉. 固體火箭發動機噴管粘接界面的超聲檢測[J]．固體火箭技術，2000，23(2):74-78.

ZHAO Hui-rong. Ultrasonic Detection of Bonded Interfaces for Solid Motor Nozzles[J]．Journal of Solid Rocket Technology，2000，23(2):74-78.

[6] 李濤，張樂，趙凱等. 固體火箭發動機缺陷分析及其無損檢測技術[J]．無損檢測，2006，28(10):541-544.

LI Tao，ZHANG Le，ZHAO Kai，et al. Analysis and Nondestructive Testing of Defects for Solid Rocket Motor[J]．Journal of Nondestructive Testing，2006，28(10):541-544.

[7] 葉萬舉，常顯齊，曹泰岳. 固體火箭發動機工作過程理論基礎[M]. 長沙: 國防科技大學出版社，1985.

YE Wan-ju，CHANG Xian-qi，CAO Tai-yue. Solid Rocket Engine Work Process Theory[M]. Changsha: National Defense Science and Technology University Press，1985.

[8] 劉德英， 王岳廣， 張友華 ，等．碳/酚醛復合材料燒蝕性能的實驗研究[J]．宇航材料工藝，2004，34(1):59-61.

LIU De-ying，WANG Yue-guang，ZHANG You-hua，et al. Experimental Study on Ablative Properties of Carbon /Phenolic Composites[J]．Journal of Aerospace Materials and Technology，2004，34(1):59-61.

[9] 劉敦啟，張澤遠. 固體火箭發動機長尾噴管內襯燒蝕流場分析[J]．彈箭與制導學報，2011，31(2):127-129.

LIU Dun-qi，ZHANG Ze-yuan. Flow Field Analysis on Inner Ablation of Solid Rocket Motor’s Tail-Pipe Nozzle[J]．Journal of Projectiles.Rocket.Missiles and Guidance，2011，31(2): 127-129.

[10] 鄭權. 碳/碳復合材料喉襯熱結構分析及失效行為研究[D]．哈爾濱：哈爾濱工業大學，2011.

ZHENG Quan.Thermo-Structural Analysis and Failure Behavior of C/C Composite Throat[D].Harbin：Harbin University of Technology,2011.

[11] 何曼君 ，陳維孝，董西俠. 高分子物理[M]. 上海: 復旦大學出版社，1990.

HE Man-jun，CHEN Wei-xiao，DONG Xi-xia.High Polymer Physics[M]. Shanghai: Fudan University Press，1990.

[12] 施廣富，韓小紅，范浩，等.GJB 2365A-2004固體火箭發動機靜止試驗參數測試方法[S] . 北京: 中國標準出版社，2004.

SHI Guang-fu，HAN Xiao-hong，YUAN Hao，et al. GJB 2365A-2004 Parameters-Measuring Method for Static Firing Test of Solid Rocket Motor[S] . Beijing: China Standard Press，2004.