高低燃溫組合推進劑下噴管喉襯燒蝕實驗①

吳 秋，陳林泉，楊玉新

(中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025)

高低燃溫組合推進劑下噴管喉襯燒蝕實驗①

吳 秋，陳林泉，楊玉新

(中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025)

主要針對噴管進行高低燃溫組合推進劑與純高燃溫推進劑下的喉襯燒蝕實驗分析，低燃溫推進劑為丁羥低溫推進劑和SCH-12低溫推進劑。實驗研究表明，丁羥低溫推進劑和高溫推進劑組合推進劑的燒蝕率為0.112 mm/s，SCH-12低溫推進劑和高溫推進劑為0.115 mm/s，純高燃溫推進劑的燒蝕率為0.133 mm/s，證明了高低燃溫組合推進劑降低喉襯燒蝕的有效性與可行性。分析了然后對不同含量低燃溫推進劑對比沖性能的影響，結果顯示，使用比沖下降小、燃溫低的推進劑能有效降低喉襯燒蝕，并對發動機比沖影響較小。

固體火箭發動機;高低燃溫組合推進劑;喉襯;燒蝕率

0 引言

高能固體推進劑產生嚴酷的熱化學環境，對噴管提出很多問題。噴管喉襯的燒蝕就是其中之一。發動機工作時，由于高溫燃氣向噴管表面的傳熱速度很快，噴管喉襯的溫度迅速上升。在噴管的高溫表面上，噴管喉襯與燃氣流中的H2O、CO2、OH等氧化組分之間發生各種反應。反應引起表面退移，產生噴管的熱化學燒蝕。由于喉部的傳熱速度最快，這種燒蝕在此區域最為嚴重，從而引起噴管喉部面積增大，推力減小，最終將大大降低長時間工作的發動機性能［1－3］。

采用高低燃溫組合推進劑能有效降低喉襯燒蝕，低燃溫推進劑在靠近噴管壁面流動，在喉襯部位，由于流動的連續性，高低燃溫推進劑的燃氣還沒有摻混完全，靠近喉襯壁面的仍是低燃溫推進劑燃氣，從而有效地降低了喉襯溫度，進而降低了燒蝕率［4］。在降低喉襯燒蝕方面，國外主要使用的是一種邊界層控制方法，通過使用幾個小型火箭藥柱產生的低溫燃氣對喉襯進行保護［5］。國內也進行了一些噴管燒蝕方面的研究，不過一般都集中在兩方面;一是燒蝕新材料的研究［6－7］;二是流場結構分析以及顆粒相對燒蝕的影響［8－9］。使用組合推進劑來降低喉襯燒蝕的研究在國內還鮮有人報道。本文擬使用這種新的組合裝藥方法對噴管喉襯燒蝕進行分析。

1 理論分析及實驗方案

1.1 理論分析

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

對噴管進行流場分析，高、低燃溫燃氣采用加質壁面進入燃燒室，高燃溫燃氣為3 600 K，低燃溫燃氣為2 200 K，計算得到了喉襯表面溫度，見表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，在沒有低燃溫推進劑時，喉徑表面溫度為3 471 K，當低燃溫推進劑含量為5%時，喉徑表面溫度為2 601 K，降低了870 K，降幅達25%，說明低燃溫推進劑的加入，對非潛入噴管內表面溫度的降低效果顯著。考慮實際裝藥條件，低燃溫推進劑質量分數含量在5%～10%比較合適。

1.2 實驗發動機幾何模型

原理實驗發動機主要用來驗證高低燃溫推進劑組合裝藥技術對發動機喉襯燒蝕率的影響，整個實驗發動機擬由3部分結構組成:燃氣發生器、收斂段及噴管實驗段。發動機高溫裝藥和低溫裝藥采用分體裝填方式。組合裝藥發動機總體方案圖見圖1。

圖1 實驗發動機結構圖Fig.1 Structure of experimental SRM

1.3 實驗發動機實驗方案

組合裝藥發動實驗擬進行3類推進劑發動機實驗:丁羥低溫推進劑和高溫推進劑組合裝藥實驗、SCH-12低溫推進劑和高溫推進劑實驗、純高溫推進劑實驗。

其中，前兩發實驗為高低燃溫推進劑組合實驗發動機，為方便敘述，記編號為1#和2#。1#使用丁羥低溫推進劑，燃溫為1 311 K，低溫推進劑質量分數為6.8%;2#使用SCH-12低溫推進劑，燃溫為1 191 K，低溫推進劑質量分數為5.8%;第三發為純高燃溫推進劑實驗發動機，燃溫為3 500 K，編號為3#。3發實驗發動機所用的高燃溫推進劑成分和質量均相同。純高燃溫推進劑的技術狀態與高低燃溫推進劑組合的技術狀態相比，去掉了低燃溫推進劑部分。3臺發動機的裝藥量見表2，3種推進劑的性能見表3。

表2 3臺發動機的裝藥量Table 2 Charge volume of propellant in three SRMs kg

表3 3種推進劑的性能Table 3 Performance of three kinds of propellant

2 燒蝕結果分析

實驗后，對喉襯進行拆卸，同時對絕熱層進行分解和解剖，分別測試喉襯喉部燒蝕質量、燒蝕厚度和絕熱層碳化深度。

2.1 喉襯燒蝕質量及燒蝕率

實驗后，對喉徑進行4個位置的測量，測點位置見圖2。

表4中，列出了實驗前后3發實驗的燒蝕質量測試數據，高溫推進劑和低溫推進劑組合裝藥的燒蝕質量遠低于純高溫裝藥。由此可看出，組合裝藥設計可降低喉襯質量燒蝕率。

圖2 喉徑測點位置Fig.2 Test position of throat-insert

表4 燒蝕質量測試數據Table 4 Test data of ablation mass

表5 實驗后喉徑Table 5 Diameter of throat-insert after experiment

表6 實驗喉襯燒蝕率Table 6 Ablation rate of experimental throat-insert

由表5中喉襯試件實驗前后喉徑的變化計算出喉襯材料燒蝕率。根據計算結果可看出，采用高低燃溫組推進劑合裝藥1#和2#喉襯的燒蝕率要明顯低于高燃溫推進劑裝藥3#喉襯，而且同樣1#喉襯燒蝕率最低，說明高低燃溫組合裝藥對降低喉襯燒蝕率有一定作用。實驗后對喉襯及背壁絕熱層進行分解和解剖，3臺實驗發動機噴管喉襯的喉半徑燒蝕率分別為0.112、0.115、0.133 mm/s，從解剖的燒蝕率數據看，與計算結果相近。相比純高燃溫的3#實驗發動機，1#實驗發動機喉襯燒蝕率降低了15.8%，2#實驗發動機的喉襯燒蝕率降低了13.5%。

2.2 喉襯背壁絕熱層燒蝕分析

實驗后，對絕熱層進行了解剖，測量絕熱層碳化深度。主要針對于喉襯背壁充分接觸的兩段柱面進行測試，沿柱段母線方向每隔5 mm測量一個數據，并將結果繪制成曲線見圖3。實驗后，喉襯背壁絕熱層的碳化情況可發現，采用高低燃溫推進劑組合裝藥后，喉襯背壁絕熱層的碳化要比純高燃溫推進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劑實驗發動機的65%～75%。

圖3 3臺實驗發動機喉襯背壁的碳化情況Fig.3 Carbonization in back surface of three SRM throat-insert

2.3 實驗壓強測試結果

3發實驗發動機的實驗數據見表7。實驗的P-t曲線見圖4。從實驗數據和p-t曲線可看出，高低燃溫推進劑組合裝藥實驗發動機由于比純高燃溫推進劑的實驗發動機的裝藥量多了低燃溫推進劑部分，因此發動機最高壓強、平均壓強及壓強沖量等性能指標均高于純高燃溫推進劑實驗發動機。

表7 3臺實驗發動機實驗數據Table 7 Test data of three experimental SRMs

圖5給出了實驗后高低燃溫推進劑組合裝藥實驗發動機和純高燃溫推進劑實驗發動機噴管實物的對比圖。從圖5中可看出，由于采用了高低燃溫推進劑組合裝藥，試車后，噴管內表面明顯較純高燃溫推進劑的實驗發動機噴管內表面光滑。這進一步說明由于低燃溫推進劑的加入，有效改善了發動機噴管內燃氣的流動狀況，改善了噴管的受熱環境。

圖4 3臺發動機p-t曲線Fig.4 P-t curve of three SRMs

2.4 不同含量低燃溫推進劑對比沖性能的影響

在發動機裝藥中加入低燃溫推進劑，可使發動機喉襯部位的溫度降低，熱流密度減小，但發動機的性能會發生一些變化，假設擴張比不發生變化，隨著總溫的降低，發動機的比沖Is隨之下降。為了剖析清楚發動機的比沖隨著低燃溫推進劑的百分含量的變化，對低燃溫推進劑百分含量為2%、5%、10%、15%、20%，低燃溫推進劑比沖下降為5%、10%、15%、20%時發動機的比沖作了加權平均，獲得隨著低燃溫百分含量變化和低燃溫比沖下降時發動機比沖Is下降的百分數，結果如表8所示。從表8中可看出，低燃溫推進劑百分含量為2%時，低燃溫推進劑比沖下降為5%時，發動機比沖Is下降0.1%，低燃溫推進劑百分含量為20%時，低燃溫推進劑比沖下降為20%時，發動機比沖Is下降4.0%。

圖5 3臺發動機實驗后喉襯Fig.5 SRM throat-insert after experiments

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

對某戰術導彈進行組合裝藥下性能分析，該發動機采用單室雙推進劑發動機，噴管結構形式為非潛入噴管，噴管喉襯材料為低成本的T705石墨材料。對采用5%低燃溫推進劑和純丁羥推進劑的發動機內流場和噴管的熱結構進行數值模擬，根據內流場及噴管熱結構模擬的結果顯示，噴管在采用高低燃溫推進劑組合裝藥后，噴管喉襯、背壁、收斂段絕熱層等零部件溫度將大幅降低。對噴管而言，根據實驗發動機的試車數據及數值模擬的結果，該發動機在使用高低燃溫推進劑組合裝藥后，噴管喉襯燒蝕率預估降低10%以上。在此基礎上，若對噴管進行設計優化，則該噴管的質量將可降低約3kg，降低約9.4%。

3 結論

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

(2)2#實驗發動機所用低燃溫推進劑的溫度較1#發動機的略低，但由于其質量分數比1#少，因此其對噴管喉襯的燒蝕和碳化的降低程度比1#小。這說明低燃溫推進劑的性能及質量分數直接關系著噴管熱防護件的燒蝕和碳化。

(3)隨著低燃溫推進劑的含量越大、比沖下降越多，發動機比沖就下降越快。為減小發動機比沖，應選用比沖下降小的低燃溫推進劑，而且低燃溫推進劑含量不易過高。

［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表面溫度和燒蝕研究［J］.固體火箭技術，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復合材料的力學與氧化燒蝕性能研究［D］.中南大學，2012.

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

［8］高波.固體發動機燃燒室離散相顆粒相變對喉襯燒蝕的影響［J］.固體火箭技術，2009，32(4):379-382.

［9］張曉光，王長輝，劉宇，等.固體火箭發動機喉襯流場及熱結構耦合分析［J］.固體火箭技術，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，研究方向為發動機喉襯燒蝕機理研究。E-mail:wuqiu215@163.com