軸棒法編織C/C喉襯燒蝕性能縮比試驗評價方法①

王周成，張 飛，陳 慧，史宏斌，陳 妮

(中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025)

軸棒法編織C/C喉襯燒蝕性能縮比試驗評價方法①

王周成，張 飛，陳 慧，史宏斌，陳 妮

(中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025)

針對新型喉襯用軸棒法編織C/C復合材料的結構特點，建立了一種采用圓形喉襯縮比燒蝕發動機評價全尺寸發動機喉襯燒蝕性能的縮比試驗方法。依據該方法進行了多發縮比燒蝕發動機試驗，并結合全尺寸發動機喉襯燒蝕試驗數據，給出了與發動機工況、結構尺寸和推進劑類型相關的軸棒法編織C/C喉襯燒蝕性能評價公式。利用其他批次喉襯在不同型號發動機的燒蝕數據，對評價公式進行了校驗和分析，預示結果與試驗結果較一致，表明建立的試驗方法和評價公式能夠體現縮比燒蝕發動機與全尺寸發動機燒蝕性能的相關性。

軸棒法編織C/C復合材料;燒蝕性能;圓形喉襯;縮比燒蝕發動機;全尺寸發動機

0 引言

C/C復合材料以其優越的熱物理、機械及燒蝕性能，成為噴管喉襯的首選材料。其中，燒蝕性能是喉襯熱結構設計的重要依據，是喉襯材料的重要指標。在固體火箭發動機熱環境中，噴管喉襯的燒蝕是一個非常復雜的過程，包含了熱化學燒蝕、機械剝蝕和粒子侵蝕［1-5］。近年來，通過對喉襯微觀結構、熱化學反應的研究［6-8］，對喉襯的燒蝕機理有了更深入的認識。C/C喉襯的燒蝕受多種因素的影響，包括燃氣特性和燃燒室壓強等熱環境因素，以及材料的本體特性［9］。因此，通過模擬燒蝕試驗來評價材料的燒蝕性能對喉襯熱結構設計具有重要的指導意義和工程應用價值。C/C喉襯燒蝕性能試驗方法主要包括離子加熱、電弧加熱［10］和燒蝕試驗發動機［11］等。由于離子加熱和電弧加熱的燒蝕環境特定，不能真實地模擬固體火箭發動機Al2O3粒子引起的兩相流以及燃氣組分等因素對燒蝕的影響。為此，本文采用縮比燒蝕試驗發動機評價喉襯的燒蝕性能。

目前，已有方形喉襯燒蝕試驗發動機用于評價徑棒法編織C/C喉襯燒蝕性能［12］，而針對新型的軸棒法編織C/C喉襯結構特點的燒蝕試驗發動機評價方法還未興起。本文基于圓形喉襯縮比燒蝕發動機，建立評價全尺寸軸棒法編織C/C喉襯燒蝕性能的試驗方法和數值擬合公式。與方形喉襯縮比燒蝕發動機相比，圓形喉襯縮比燒蝕發動機具有以下優勢:(1)縮比發動機與全尺寸發動機喉襯形狀相同，都為圓形，能夠保證燃氣沖刷狀態更接近真實情況;(2)圓形喉襯的加工性好，不容易產生掉棒現象，且測試結果散差較小。

1 軸棒法編織C/C喉襯燒蝕試驗方法

圓形喉襯縮比燒蝕發動機采用某標準發動機燃燒室，推進劑為HTPB，結構如圖1所示。縮比燒蝕發動機由燃燒室、后蓋殼體、后蓋絕熱層、噴管殼體、圓形喉襯和擴張段絕熱層組成。圖2為軸棒法C/C喉襯編織結構示意圖，垂直于

圖1 圓形喉襯縮比燒蝕發動機結構Fig.1 Subscale ablation motor with circle throat insert

碳棒(噴管軸線)的平面上是三向互成120°的纖維。

可見，只要保證圓形喉襯軸線的方向，無論在何處取

樣，其結構是一致的，若材料的均勻性好，則燒蝕性能

也是一致的。因此，縮比燒蝕發動機圓形喉襯從產品

取樣時，必須保證其軸線方向與喉襯材料碳棒方向一致。

2 軸棒法編織C/C喉襯燒蝕試驗與分析

進行了8發縮比燒蝕發動機圓形喉襯燒蝕試驗。圖3為縮比燒蝕發動機的壓強-時間曲線，縮比燒蝕發動機工作時間約21s，平均工作壓強約6.3 MPa，最高工作壓強約7.3 MPa。8次試驗的工作時間、平均工作壓強和最大工作壓強一致性較好，發動機個體差異對燒蝕試驗結果的影響較小。圖4為縮比燒蝕發動機喉襯燒蝕形貌，圖5為喉襯的燒蝕型面。可見，圓形喉襯燒蝕均勻，內表面較光滑。

圖2 軸棒法C/C喉襯編織結構Fig.2 Braided structure of C/C composites throat insert woven with axial carbon rods

圖3 縮比燒蝕發動機壓強-時間曲線Fig.3 Pressure vs time curve of subscale ablation motor

圖4 縮比燒蝕發動機喉襯燒蝕形貌圖Fig.4 Ablation image of subscale motor throat insert

圖5 縮比燒蝕發動機喉襯燒蝕型面Fig.5 Ablation contour of subscale motor throat insert

由于縮比燒蝕發動機圓形喉襯的燒蝕型面均勻，內表面較為光滑，故采用燒蝕厚度作為喉襯的燒蝕性能參數。縮比發動機燒蝕試驗結果和全尺寸發動機試車結果見表1，并將表中的燒蝕數據繪圖，如圖6所示，可見，縮比燒蝕發動機喉襯燒蝕厚度、全尺寸發動機喉襯的燒蝕厚度趨勢是一致的，說明采用圓形喉襯的縮 比燒蝕試驗可反映全尺寸發動機喉襯的燒蝕性能。

表1 縮比燒蝕發動機與全尺寸發動機喉襯燒蝕結果統計Table 1 Ablation results obtained from subscale motor and full-scale motor throat insert

圖6 縮比與全尺寸發動機喉襯燒蝕厚度對比圖Fig.6 Ablative thickness of subscale motor and full-scale motor throat insert

3 軸棒法編織C/C喉襯燒蝕性能評價公式

由于選取燒蝕厚度來評價喉襯燒蝕性能，同時考慮到發動機工況與尺寸差異對喉襯燒蝕的影響，建立的喉襯燒蝕性能評價公式如式(1)所示，把巴茲公式［13］中燒蝕率與壓強、喉徑之間的關系變換為燒蝕厚度與壓強、喉徑、時間之間的關系，且著重考慮了時間的獨立性及其對燒蝕厚度的影響;并引入基于縮比發動機燒蝕厚度的樣本方差修正項，以描述縮比發動機燒蝕厚度樣本方差對全尺寸發動機燒蝕厚度的影響;最后，引入燒蝕相關性系數k和修正系數ε。

式中 k為全尺寸發動機和縮比燒蝕發動機喉襯燒蝕相關性系數;b1、b2分別為全尺寸發動機和縮比燒蝕發動機喉襯燒蝕厚度;b-2為縮比燒蝕發動機喉襯燒蝕厚度均值;t1、t2分別為全尺寸發動機和縮比燒蝕發動機工作時間;p1、p2分別為全尺寸發動機和縮比燒蝕發動機的平均工作壓強;d1、d2分別為全尺寸發動機和縮比燒蝕發動機的噴管喉徑;ε為修正系數。

通過最小二乘法確定系數k和ε，令

式中 n為燒蝕子樣數。

確定系數k和ε的問題就歸結為求函數f(k，ε)在何處取得最小值，即

1#全尺寸發動機的推進劑為HTPB，與縮比燒蝕發動機推進劑相同，將1#全尺寸發動機和縮比燒蝕發動機喉襯燒蝕試驗數據代入式(3)和式(4)，求得系數k=1.216、ε=2.611。2#全尺寸發動機的推進劑為高能推進劑，與縮比燒蝕發動機推進劑不同，將2#全尺寸發動機和縮比燒蝕發動機喉襯燒蝕試驗數據代入式(3)和式(4)，求得系數 k=1.246、ε=15.130。最后，獲得與發動機工況、喉徑和推進劑類型相關的喉襯燒蝕性能評價公式:

采用喉襯燒蝕性能評價公式預示了其他8個批次喉襯在4個型號的全尺寸發動機的燒蝕性能，具體數據見表2。其中，09～12號喉襯對應全尺寸發動機的推進劑為HTPB，13～16號喉襯對應全尺寸發動機的推進劑為高能推進劑。通過與對應喉襯在全尺寸發動機試車燒蝕數據對比可知，除了09號和14號喉襯燒蝕的預示誤差稍大外，其余喉襯燒蝕預示誤差均在10%以內。

分析認為，由于軸棒法編織C/C喉襯為復合材料，其均勻性是相對的。因此，在條件允許的情況下，同一喉襯在不同部位取樣進行多次縮比發動機燒蝕試驗能更精確地評估該喉襯的燒蝕性能;由于縮比發動機燒蝕子樣數較少，喉襯燒蝕性能評價公式有待完善，隨著燒蝕子樣數增加，系數k和ε準確性會逐步提高，預示誤差將減小。

表2 全尺寸發動機喉襯預示燒蝕性能和誤差Table 2 Predicted ablative properties and error of full-scale motor throat insert

4 結論

(1)建立了采用圓形喉襯縮比燒蝕發動機評價軸棒法編織C/C喉襯燒蝕性能的試驗方法。

(2)進行了多發圓形喉襯縮比燒蝕發動機試驗，在縮比燒蝕發動機和全尺寸發動機喉襯燒蝕數據的基礎上，給出了與發動機工況、結構尺寸和推進劑類型相關的軸棒法編織C/C喉襯燒蝕性能評價公式;采用評價公式預示了其他批次喉襯在不同型號發動機的燒蝕性能，預示誤差不大于15%。

［1］易法軍，梁軍，孟松鶴，等.防熱復合材料的燒蝕機理與模型研究［J］.固體火箭技術，2000，23(3):49-57.

［2］方丁酉，夏智勛，姜春林.C/C喉襯穩態燒蝕的工程計算［J］.固體火箭技術，2000，23(2):24-27.

［3］Thakre P，Yang V.A comprehensive model to predict and mitigate the erosion of carbon-carbon/graphite rocket nozzles［R］.AIAA 2007-5777.

［4］劉建軍，李鐵虎，郝志彪.喉襯熱環境與碳/碳復合材料的燒蝕［J］.宇航材料工藝，2005，35(1):42-48.

［5］黃海明，杜善義.C/C復合材料燒蝕性能分析.復合材料學報，2001，18(3):76-80.

［6］俞繼軍，馬志強，姜貴慶，等.C/C復合材料燒蝕形貌測量及燒蝕機理分析［J］.宇航材料工藝，2003(1):36-39.

［7］Oguni K，Ravichandran G.A micromechanical failure model for unidirectional fiber reinforced composites［J］.Intemational Journal of Solids and Structures，2001，38:7215-7233.

［8］王臣，梁軍，杜善義.C/C復合材料表面燒蝕細觀形貌損傷分析［J］.固體火箭技術，2007，30(2):150-154.

［9］劉紅林，金志浩，郝志彪，等.化學液相沉積制備的炭/炭復合材料燒蝕性能研究［J］.固體火箭技術，2005，28(1):57-59.

［10］尹建，張紅波，熊翔，等.熱解炭結構對C/C復合材料燒蝕性能的影響［J］.材料研究學報，2007，21(1):10-14.

［11］楊颯，李江，王文彬，等.C/C喉襯燒蝕性能的實驗研究［J］.固體火箭技術，2009，32(3):284-289.

［12］王書賢，陳林泉，劉勇瓊.C/C喉襯材料燒蝕試驗方法研究［J］.固體火箭技術，2007，30(2):170-172.

［13］陳汝訓，劉銘初，李志明，等.固體火箭發動機設計與研究(下)［M］.北京:中國宇航出版社，1992:185-186.

(編輯:呂耀輝)

Subscale test method for ablative properties of throat insert using C/C composites woven with axial carbon rods

WANG Zhou-cheng，ZHANG Fei，CHEN Hui，SHI Hong-bin，CHEN Ni
(The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC，Xi′an 710025，China)

Based on the braided structure of new throat insert material C/C composite material with axial carbon rods，the subscale test method on evaluating full-scale motor throat insert ablative properties using a subscale motor with circle throat insert was developed.Several subscale ablation motor tests were performed.The formula for evaluating ablative properties of throat insert using C/C composites with axial carbon rods which relate to motor work condition，structural dimension and propellant type were obtained by combining the ablation data of subscale motor and full-scale motor.The formula was verified by using ablation data of other batch throat insert in different type motors.Results show that the relativity of ablative properties between subscale motor and full-scale motor could be represented by the developed test method and the evaluating formula.

C/C composites with axial carbon rods;ablation properties;circle throat insert;subscale ablation motor;full-scale motor

V435

A

1006-2793(2014)04-0583-04

10.7673/j.issn.1006-2793.2014.04.029

2013-09-23;

2013-11-08。

國家973項目(973-61391)。

王周成(1985—)，男，碩士，研究方向為固體火箭發動機噴管設計。E-mail:wangzc36@163.com