苏建河，陆贺建，白彦军，唐 敏

(中国航天科技集团公司四院四十一所固体火箭发动机燃烧、热结构与内流场国防科技重点实验室，西安 710025)

喷管喉衬背壁绝热层后效传热炭化分析①

苏建河，陆贺建，白彦军，唐 敏

(中国航天科技集团公司四院四十一所固体火箭发动机燃烧、热结构与内流场国防科技重点实验室，西安 710025)

针对目前喷管喉衬背壁绝热层后效传热炭化缺乏定量分析的现状，通过材料模型、载荷模型的研究工作，建立能够满足喷管后效传热分析精度要求的喷管温度场有限元计算方法，并通过缩比试验喷管温度场计算与试验测试结果的对比分析进行验证。在此基础上，开展了背壁绝热层后效传热的仿真分析，掌握了后效传热炭化分析方法，并得到了解剖测试结果的验证。研究结果表明，背壁绝热层的炭化大部分发生在后效传热期间。利用该方法进行了全尺寸喷管的背壁绝热层后效炭化分析工作，提出了根据温度计算结果进行裕度评估的方法。评估结果表明，全尺寸喷管的背壁绝热层设计厚度有减薄空间。

喷管；背壁绝热层；后效传热；炭化

0 引言

近年来，随着固体发动机技术的发展，一方面对长时间工作固体火箭发动机的需求越来越多，另一方面对喷管结构质量的要求越来越苛刻。在此情况下，对喉衬背壁绝热层厚度的精细化设计越来越受到重视。国内在背壁绝热层的传热、炭化机理方面开展了大量的研究工作[1-6]，促进了喷管温度场计算精度的提高，但一般只重视发动机工作期间的传热计算，对后效传热及后效传热炭化的研究很少。工程研制中，一般都会对试车后的背壁绝热层进行解剖。解剖发现，背壁绝热层往往炭化非常严重，甚至有的型号背壁绝热层全部炭化。目前，已认识到喷管的后效传热对喉衬背壁绝热层的炭化影响很大，但对于有多少炭化发生在后效传热期间尚未建立定量分析方法，导致无法对背壁绝热层设计裕度进行精确评估。

本文总结前人喷管传热研究中的经验，通过建立考虑热解和随温度变化的物性参数的材料模型、随时间变化的热载荷模型，以进一步提高温度场计算精度，并通过缩比试验喷管的温度有限元计算与试验测试的对比分析对计算精度进行验证。开展缩比试验喷管的后效传热计算，建立一种根据后效传热计算结果进行后效传热炭化定量分析的方法，并通过背壁绝热层解剖结果对该分析方法的合理性进行验证。在此基础上，进行全尺寸喷管的后效传热仿真计算及后效传热炭化分析，对后效传热炭化的定量分析方法进一步验证，并提出一种有效的背壁绝热层设计裕度评估方法。

1 喷管温度场有限元分析方法

1.1 材料模型

早期进行喷管温度场计算时，非金属材料热物理性能按常温测试得到的数据选取，且未考虑热解等效应，温度计算结果比试验测试结果要高很多，偏差很大。近几年在绝热材料的高温热物理性能、热解等方面开展了大量研究工作[1-5]，取得了一定进展。

对于长时间工作的发动机，其背壁绝热层有更大的区域进入热解、炭化状态。因此，在进行温度场计算时，必须考虑热解、炭化的影响。在ANSYS中可通过定义材料属性中随温度变化的焓值来模拟热解等吸热、放热效应。图1(a)为本文所采用的模压石棉/酚醛随温度变化的焓值曲线，图1(b)为考虑材料热解潜热和不考虑潜热的温度场计算结果对比曲线。可看出，如果不考虑热解潜热等因素，计算结果存在很大偏差，为保证计算精度，在材料模型中，利用热焓引入潜热是必须的。同时材料模型还定义了随温度变化的导热系数、比热容等热物理参数，以进一步提高仿真计算精度。

1.2 载荷模型

喷管承受的热载荷主要包括内壁面燃气的对流、辐射和颗粒接触传热，以及外壁面的空气对流和辐射传热等。其中，最主要的热载荷是燃气和喷管内壁面间的对流换热载荷，可利用巴兹(Bartz)公式进行对流换热系数的计算[7]。

根据弹总体的不同需求，固体火箭发动机的内弹道性能差异很大，一般随时间变化很大，为提高计算精度，需施加随时间变化的热载荷。为便于计算，编制了ANSYS热载荷计算命令流，输入内弹道离散数据后，命令流将依据巴兹公式计算得到各离散时间点的对流载荷，包括对流换热系数和燃气温度，并将计算得到的对流载荷生成表格型数组，各时刻的热载荷ANSYS将自动根据表格型数组进行插值。图2(a)为某缩比试验发动机压强离散结果，根据该曲线计算得到的喉部位置对流换热系数随时间的变化曲线见图2(b)。

1.3 仿真分析方法试验验证

为对喷管温度场仿真计算结果进行验证，进行了一发长时间工作的缩比试验喷管研制及地面试车考核，工作时间达到122 s。该喷管背壁绝热层前、后段采用不同的绝热材料，前段采用模压石棉/酚醛，后段采用高硅氧布/酚醛缠绕。在距喉衬与背壁绝热层界面5、10 mm处分别安装了热电偶来进行工作过程背壁绝热层的温度进行测量，测试位置见图3，每个测点沿周向布置2个。该喷管为轴对称结构，且承受的对流载荷也是轴对称的。因此，为简化计算，采用了二维轴对称的有限元模型，见图4。

根据前面的材料模型、载荷模型及有限元模型，进行了试验喷管的温度场计算，122 s时刻喷管温度云图见图5，各测点温度计算值与试验值的比较见图6。可看出，计算结果与试验结果基本吻合，但由于喷管热载荷变化、材料性能变化、烧蚀边界等非常复杂，在曲线细节上存在一定差异。

2 背壁绝热层后效炭化分析

2.1 常用背壁绝热层材料及其热解性能

国内早期固体发动机喷管背壁绝热层材料大多采用模压石棉/酚醛材料，但由于其存在生产过程会危害人体健康等问题，新研的喷管在逐步禁止该材料的使用。高硅氧布/酚醛缠绕材料具有结构强度高、有相当或更优的绝热效果，已在更多的喷管上得到应用。

石棉/酚醛、高硅氧布/酚醛均为酚醛树脂基复合材料，其热解炭化过程的实质就是酚醛树脂发生热解并形成残炭过程。酚醛树脂热解的起始温度在360 ℃左右，并在500～600 ℃时为热解失重的主要阶段[2]。进行仿真分析时，温度达到360 ℃以上的区域认为已开始热解，温度达到600 ℃以上的区域认为已炭化，可将背壁绝热层分为炭化区、热解区、传热区3个区域，传热过程物理模型见图7。

2.2 缩比试验喷管的后效传热仿真分析及解剖验证

喷管后效传热是一个漫长的过程，为对后效传热过程的炭化情况进行分析，需通过温度曲线来判断背壁绝热层发生炭化的主要时间段。发动机工作结束后，在喷管内外表面施加空气对流换热载荷，进行了数小时的后效传热计算，图8为背壁绝热层不同深度的温度曲线。可看出，在1600 s左右温度已经接近平衡，尤其高温区域温度已经结束上升，此刻后效传热的炭化已基本完成。发动机工作结束时刻(122 s)和1600 s背壁绝热层温度场见图9。

由图9可看出，在122 s背壁绝热层中间最薄处超过600 ℃的厚度约3 mm，1600 s时超过600 ℃的厚度约12 mm。背壁绝热层解剖照片见图10，虽然由于后效载荷边界偏差、未考虑烧蚀、材料模型偏差等因素，计算存在一定偏差，但计算结果与解剖结果基本相符，背壁绝热层的炭化70%以上都发生在后效传热过程中。

2.3 某大型喷管背壁绝热层的后效传热分析及解剖验证

利用缩比试验喷管得到的材料模型和分析方法，进行了某全尺寸大型喷管背壁绝热层的后效传热分析，图11(a)为背壁绝热层不同深度处的温度曲线。可看出，尺寸增加后，尤其随着喉衬厚度大幅增加，喷管温度场在6500 s左右才基本接近平衡，比缩比试验喷管大幅增加。发动机工作结束(115 s)和6500 s时的背壁绝热层温度场见图12，中间最薄处115 s时超过600 ℃的厚度小于1 mm左右，6500 s时达到了14 mm左右，全尺寸喷管的后效传热炭化更为严重，背壁绝热层的炭化基本都发生在后效传热过程。图13为根据解剖结果绘制的炭化示意图，测试结果与计算结果基本相符。缩比试验喷管和全尺寸喷管的后效传热分析表明，背壁绝热层的炭化大部分发生在后效传热区间。因此，进行背壁绝热层裕度评估时，不能根据炭化的解剖结果来进行，而应根据发动机工作结束时刻的温度分布情况来进行。

背壁绝热层设计裕度需从胶粘剂性能、金属件高温性能、总体特殊要求等方面进行分析：(1)确保与金属件的界面温度满足密封和粘接可靠性要求；(2)金属结构件温度不发生失强；(3)满足总体对金属外壁温特殊要求等。对于一般的喷管设计，只要背壁绝热层与金属件的胶粘剂不发生软化，基本能够确保喷管的结构完整性。对于不同的胶粘剂其高温性能存在差别，一般能允许与金属件的粘接界面有约100～200 ℃的温升。假设粘接界面允许的温度为Ty，背壁绝热层径向设计厚度为H0，温度场计算获得的背壁绝热层达到温度Ty时的背壁绝热层径向深度为Hy，则背壁绝热层的安全系数n=H0/Hy。由于复合材料性能波动较大、发动机工作时间存在偏差等原因，需考虑较大的安全系数，建议n=1.5～2.0。

全尺寸喷管只进行了金属外壁面的温度测试，喉部位置金属外壁面温度计算结果和测试结果基本相符，115 s时无温升，300 s时温升3 ℃左右。由此可知，温度场计算精度满足要求。从图11(b)115 s背壁绝热层温度径向分布结果看，如取Ty=100 ℃，则Hy=5 mm，而背壁绝热层设计厚度H0=25 mm，由此计算得到n=5，安全系数很大，背壁绝热层存在减薄的空间。

3 结论

(1)在进行喷管温度场计算时，需考虑绝热材料热解、炭化等影响，可通过定义材料热焓进行模拟。

(2)本文所用喷管温度场计算方法和计算模型经过了缩比试验喷管和全尺寸喷管的温度测试验证，计算精度能够满足后效传热分析的要求。

(3)背壁绝热层的炭化大部分发生在后效传热过程中，背壁绝热层的裕度分析应依据于温度而不是炭化厚度。

(4)全尺寸喷管背壁绝热层设计裕度偏大，存在减薄空间。

[1] 王思民,周旭,何洪庆.高硅氧/酚醛喷管扩张段的温度场计算与测定[J].推进技术,1990,11(5):23-29.

[2] 胡良全.结构改性酚醛树脂基体材料性能研究[J].固体火箭技术,1997,20(1):57-61.

[3] 蔡岸,谢华清,奚同庚.航天器用十一种热控材料热物理性质及其余显微组织和工艺因素关系的研究[J].无机材料学报,2006,21(5):1174-1178.

[4] 时圣波,梁军,刘志刚,等.高硅氧/酚醛复合材料烧蚀环境下的吸热机理[J].固体火箭技术,2013,36(1):113-118.

[5] 时圣波,梁军,方国军.热物理性能对高硅氧/酚醛复合材料烧蚀性能的影响[J].固体火箭技术,2011,34(3):354-359.

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[7] 阮崇智,张扬中,张鸿涛,等.固体火箭发动机设计与研究[M].北京:宇航出版社,1992.

[8] 肖虎高,胡春波,张胜敏,等.喷管喉部热流密度测定实验研究[J].固体火箭技术,2013,36(1):138-142.

[9] 于泉,胡保朝.热化学烧蚀理论在喷管碳酚醛材料上的烧蚀应用[J].湖北航天科技,2004(3):138-142.

(编辑：薛永利)

Carbonization analysis on post-effect heat transfer of nozzle throat insulation

SU Jian-he，LU He-jian，BAI Yan-jun，TANG Min

(The Key Lab.of Science and Technology on Combustion,Thermal-structure,Internal Flow Field of Solid Rocket Motor,The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC,Xi’an 710025，China)

Aiming at lack of quantitative analysis of nozzle throat insulation’s carbide by post-effect of heat transfer,a finite element method was established to calculate the temperature field of nozzle by material model and loading model research.To meet post-effect of heat transfer analysis,this method was verified by the comparative analysis of the nozzle temperature field calculation and experiment tests of shrinkage ratio nozzle. On this basis,the simulation analysis of nozzle throat insulation’s carbonization by post-effect of heat transfer was carried out. The method of carbide analysis was mastered and verified by dissection,and the results show that the nozzle throat insulation’s carbonization occurs mostly during the post-effect of heat transfer.By using this method,the analysis on full-size nozzle throat insulation’s carbonization by post-effect of heat transfer was carried out,and the margin evaluation methods of throat insulation based on temperature was also proposed.The evaluation results show that the thickness of throat insulation could be reduced.

nozzle；throat insulation；post-effect heat transfer；carbonization

2016-09-20；

2016-11-25。

苏建河(1980—)，男，高级工程师，研究方向为柔性喷管技术。E-mail：sujianhe@126.com

V435

A

1006-2793(2017)04-0420-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2017.04.004