熊　波，白彦军，唐　敏

(1.中国航天科技集团公司四院，西安　710025；2.中国航天科技集团公司四院四十一所，西安　710025)



某发动机石墨喉衬的裂纹成因分析

熊波1，白彦军2，唐敏2

(1.中国航天科技集团公司四院，西安710025；2.中国航天科技集团公司四院四十一所，西安710025)

确保石墨喉衬在工作期间的结构完整性是某级间分离固体发动机设计的重要任务，初步设计方案经试车考核后，部分石墨喉衬出现了裂纹。针对该发动机喷管进行了喉衬热结构仿真分析，获得了不同危险点的应力大小和状态，并探讨了该喉衬裂纹的成因。结果表明，喷管仿真分析结果与实际试车结果吻合较好，点火初期石墨喉衬在大梯度的温度和压力冲击下，内部易产生较大的热应力，若石墨材料轴向拉伸强度不足，将可能导致裂纹出现。

石墨喉衬；裂纹；热结构；强度

0　引言

固体火箭发动机以其结构简单、可靠性高、成本低、启动加速快、易实现大推力等特点，在导弹和运载火箭级间分离方面应用广泛。鉴于级间分离的重要性，对固体火箭发动机的一个巨大挑战在于它必须消除任何潜在的风险，以增加可靠性。

出于降低发动机成本的需要，级间分离用固体发动机的喷管喉衬大多采用T705高强石墨材料。石墨喉衬以其良好的抗烧蚀性能和卓越的高温热稳定性，在航空航天领域得到了较广泛的应用[1-4]。但石墨材料较低的力学性能，使其易在高温和高压条件下产生裂纹，故进行精细化的结构设计和热结构分析，并提出合理的材料指标体系是确保固体发动机试车成功的关键。目前，对石墨喉衬的研究，主要集中在材料的研制[5-7]及其性能测试方面[8-12]，获得了石墨材料性能与其微观结构的关系，强度和模量随温度的变化规律等。但对石墨喉衬失效问题的研究，仅限于有限的报道[13-15]。由于固体发动机具体构型和载荷形式的差异，对于石墨喉衬的失效研究，必须根据具体的问题进行分析，才能准确地获得其失效原因。

1　喷管结构与问题

图1为某级间分离固体发动机喷管的剖面视图，它包括石墨喉衬、5-II背壁、30CrMnSiA壳体、炭纤维酚醛扩张段和收敛段。喷管轴线和发动机轴线夹角为20°。各主要部组件用胶粘接在一起，扩张段和壳体之间采用4个径向销钉进行加强。

该发动机的一个潜在的技术风险是石墨喉衬可能出现裂纹。在已经进行的5次试车中，有2次出现了裂纹，出现裂纹的喉衬其裂纹位置和形貌基本相同，见图2。

图1　某发动机喷管结构示意图

5次试车的石墨喉衬产品为哈尔滨电碳厂按两批次生产，主要验收项目分别是密度、电阻率、抗折系数、灰分和轴向拉伸强度。根据验收指标，材料均为合格产品，但第一批材料常温轴向和环向拉伸强度分别为10.85 MPa，和16.18 MPa。第二批材料的对应值分别为9.45 MPa和13.23 MPa。试车后，第一批次3发产品均未出现裂纹；后一批次2发产品均出现了裂纹。

图2　试车后出现的喉衬裂纹

2　仿真模型和方法

为探索喉衬裂纹形成的原因，为结构优化和产品质量控制提供依据，本文采用热力耦合分析方法，研究该喷管的温度场和应力场，并结合石墨材料在高温下的性能变化规律，对失效危险点的位置和失效原因进行分析。

2.1网格模型

考虑到喷管的几何结构和载荷特点，使用一半的几何模型作为计算模型，具体见图3。采用四面体单元对模型进行网格划分，单元总数93 021个，所用单元为C3D4T四面体单元。

2.2材料性能

材料性能是有限元分析的重要输入，模型中各种材料均使用了与温度相关的力学和热物理性能。材料的强度在判断结构安全性时扮演着重要作用，石墨材料作为一种脆性材料，没有屈服点，其许用应力由各方向的拉伸强度决定。研究表明，石墨材料是正交各向异性材料，材料性能在平行于晶粒方向和垂直于晶粒方向不同。简言之，如果晶粒方向沿着发动机轴线，那么平行于晶粒方向称之为轴向，垂直于晶粒方向称为径向和环向。

图3　有限元模型

材料的失效采用最大应力准则，由于石墨材料的强度随温度变化[4,12]，以喉衬各时刻的单向应力与该时刻对应的材料强度的商作为喉衬失效的判据，即

(1)

式中|σi(t)|为某时刻喉衬的某向应力；Si(t)为该时刻材料的该向强度。

2.3边界条件

有限元模型是基于180°的对称几何模型而构建的。对于不同的边界，具体条件如下：

(1)初始边界。根据试车环境情况，喷管初始温度场为环境温度，295 K。

(2)喉衬与背壁、收敛段绝热层和扩张段绝热层的接触面(即图3中红色区域的外边界)。接触边界(含温度相关的接触热阻[16])。

(3)对称面上为对称边界条件。

2.4载荷

图4给出了喷管工作时间内内表面沿轴线方向的一个压力分布，压力的幅值随时间非定常变化。

图5给出了工作时间内热载荷输入的一种形式，热载荷也随时间而变化。压力和热载荷随时间的变化通过对ABAQUS进行二次开发，将一维等熵流和巴兹经典传热公式进行内嵌，在每一个分析步中进行迭代。

2.5分析

喷管的热结构分析采用直接耦合的分析方法，即应用ABAQUS STANDER求解器，对喷管进行热力耦合分析，得到每一时刻的温度场和应力场。整个分析过程持续时间11 s。

3　分析结果

3.1温度和应力

图6给出了喉衬不同时刻的温度云图。由于发动机采用低铝粉含量的HTPB推进剂，且工作时间较短，喉衬的整体温度较低。

图7给出了不同时刻，喉衬的各向应力云图。图7中，S11代表径向、S22代表环向、S33代表轴向，下同。根据喉衬材料的单向强度，梳理出A、B、C、D4个危险点。定义Xi为不同时刻的危险点，其中X为A、B、C、D，代表4个危险点，i为1、2、3代表0.013、5.166、11.0 s 3个时刻。各危险点的温度、应力和应力状态见表1。

3.2喉衬失效原因探索

(1)石墨喉衬材料的强度

在该喷管设计初期，根据理论计算和工程经验，确定石墨材料轴向和环向拉伸强度均要大于8 MPa。产品出厂时，两批材料的性能均满足指标要求，但第二批材料的轴向和径向常温拉伸强度较第一批次材料分别低12.9%和18.2%。这种强度差异是喉衬材料批次性生产中，由于原材料性能、热处理时间和测速误差等导致的固有差异。根据石墨材料的高温增长性质[4,12]，以保守计，对于材料在2 000℃(2 273 K)时的强度给定20%的增长。

图4　喷管内表面的压力分布

图5　喷管热环境

图6　喉衬典型时刻的温度分布

危险点危险点温度/K径向应力/MPa环向应力/MPa轴向应力/MPa应力状态A1295.012.48.29.8三向拉伸A2647.9-3.25.2-4.7两向压缩、单向拉伸A31220.2-7.8-6.0-6.6三向压缩B1330.2-1.92-0.34-6.7三向压缩B22409.2-52.3-41.2-17.1三向压缩B32633.8-45.8-45.0-17.6三向压缩C1450.0-3.334.51-6.2两向压缩、单向拉伸C22344.8-8.4-62.6-71.3三向压缩C32562.9-8.33.9-64.6两向压缩、单向拉伸D1295.0-0.071.94-2.1两向压缩、单向拉伸D2514.8-2.68.00.6两向拉伸、单向压缩D3962.5-7.0-3.81.5两向拉伸、单向压缩

图7　典型时刻喉衬的应力云图和危险点位置

(2)危险源位置与失效时间

根据各危险点的应力大小，给出了其在失效包络区间的位置，具体见图8和图9。对于第一批材料，A1点和C2点已经接近失效包络界限；对于第二批材料，A1点和C2点已经超出失效包络界限。考虑到C2点处于喉衬内部，该区域为三向压缩应力状态，根据力学知识，理论上三向压缩应力状态下结构不可能发生破坏。因此，A1点是破坏源，这与试车实际破坏位置相符。

结合图8和图9(b)可看出，破坏源具有4个特征：(1) 破坏源的形成是由于轴向大拉伸应力导致的；(2) 破坏源出现的时间在0.013 s左右，即点火初始时刻；(3) 破坏源的温度还处于环境温度，材料性能随温度增加的特性还没有体现；(4) 破坏源处于三向拉伸应力状态。

(a) 径向和环向　　　　(b) 轴向与环向

(a) 径向和环向　　　　(b) 轴向与环向

破坏源初始大应力产生的原因在于点火时，喷管喉衬内型面直接承受高温(约3 100 K)、高压、高速二相流燃气的快速作用。此时，喉衬外壁面温度却较低，内外壁面瞬时极大的温差，导致喉衬内部产生较大的热应力，若石墨材料的强度较低，则石墨材料将可能发生断裂现象。

4　结论

(1)发动机点火瞬时的温度和压力冲击，将导致发动机喷管用T705石墨喉衬产生较大的热应力，若材料的强度不足，则喉衬可能发生轴向断裂。

(2)T705喉衬破坏的主要原因是轴向拉伸应力超出了材料轴向拉伸强度，故在发动机研制中，必须严格控制喉衬材料的轴向拉伸性能。

(3)仿真计算结果与实际试车结果相吻合，为喷管后续的改进设计提供了依据。

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(编辑：崔贤彬)

Graphite throat insert cracks analysis of a solid rocket motor

XIONG Bo1，BAI Yan-jun2，TANG Min2

(1.The Fourth Academy of CASC, Xi'an710025, China；2.The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC, Xi'an710025,China)

A solid rocket motor is used for the separation of new launch vehicle stage. One of the important tasks is to ensure the integrality of graphite throat insert in the firing time. After experiment of the initial design, crack was observed in some of the throat insert was proposed. A simulation analysis method for throat insert thermal structure was proposed. The reason for the crack was explored. The results show that, in the initial time of firing, interior of graphite throat may produce great thermal stress under large gradient temperature and pressure, and the insufficiency of tensile strength in axial direction gives birth to the crack.

graphite throat insert；crack；thermal structure；strength

2015-04-20；

2015-08-10。

熊波(1977—)，男，高级工程师，研究方向为固体发动机设计。E-mail:leegoop@126.com

V435

A

1006-2793(2016)02-0179-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.02.005