一种新型可调喉径喷管的结构设计与分析①

刘 斌

(中国空空导弹研究院推进系统研究所，洛阳 471009)

0 引言

推力可控技术是固体火箭发动机研究的重要领域。从20世纪60年代起，国内外在可控推力固体火箭发动机的研究方面取得了大量成果，从装药设计和喷管结构设计方面得出了多种控制方案，如调节喷管喉部面积、控制固体推进剂质量燃速、加质发动机、胶状推进剂等［1］。

战术导弹特别是空空导弹和亚音速反坦克导弹，大多采用单室双推或脉冲发动机形式，要求发动机助推阶段或第一脉冲阶段推力大，才能满足离轨和达到最大速度的要求。在巡航阶段或第二脉冲阶段，为了适应低阻力导弹外形，要求具有较小推力，但会使推进剂能量得不到发挥，采用固定喉径喷管的发动机，此时显示了不足［2－3］。为了继续保持一定的高推力，需减小喉部面积来增大燃烧室压强，以提高发动机的推力［4］。根据目前单室双推和双脉冲发动机的装药特点，喉径只需在两个状态下可调(即两级推力)，即从初始最大的喉部面积(初始喉径)，减小到一个固定尺寸的喉部面积(终点喉径)。

本文根据喷管喉径最简单的两级可调原理，设计了一种使部件沿喉衬本体径向运动的结构，使喷管喉部面积由大变小，使发动机具有“等推力”的特性。

1 结构方案

本文仅对可调喉径喷管的主要运动结构进行建模与分析。喉衬本体结构如图1所示。

喉衬本体沿周向均匀开有6个方形孔，其中3个带有台阶。初始喉径和终点喉径可根据发动机性能计算得到，此处分别按φ27 mm和φ12 mm来设计。喉衬本体的内孔直径，即为初始直径。矩形通道1和矩形通道2沿周向各均布3个，两者交替排列，其中通道1是带台阶的方形通孔。图2表示在安装其他运动部件之后的初始喉径位置。

4种共计12个运动部件按一定装配顺序安装在矩形通道1和2中。其中，部件1～3为分离体1组;部件4～6为分离体2组;部件7～9为保持体1组;部件10～12为保持体2组。分离体1组各部件内侧圆弧半径与发动机初始喉径大小相同(R=13.5 mm)，保持体2组各部件内侧圆弧半径与发动机终点喉径大小相同(R=6 mm)。靠近喉径处的各部件内侧面，构成喷管喉部内孔的燃气通道。在保持体外部，都有使保持体进行沿径向移动的驱动和控制机构(图中未画出)。

2 结构工作原理

以双脉冲固体火箭发动机为例，说明本体结构的工作原理。分离体组和保持体组各部件按图2位置装配到位。发动机点火工作，当第一脉冲工作离结束剩余1 s左右时(假定此时导弹已远离载机)，驱动机构推动保持体1组的任何一个部件(如图3所示，箭头表示移动方向)，开始沿轴向移动，直至其死点位置(即通道台阶处)。

此时，在高速燃气作用下，通过硅橡胶粘接在保持体上的分离体1组的部件3，被瞬间吹离出喷管内。

在小于0.2 s的时间间隔内，驱动机构再按上述方法，推动保持体1组的其他部件，使分离体1组中的部件沿径向移动，直至被燃气吹离喷管。当保持体1组的3个部件均到达死点位置时，其状态如图4所示。

驱动机构开始推动保持体1组部件的时间，应保证在导弹发射后远离载机的安全距离之外，以避免抛出物伤及载机。

完成上述动作后，驱动机构再同时推动保持体2组中的3个部件10、11和12沿径向移动，如图5所示(箭头表示移动方向)。

此时，分离体2组中的3个部件(部件4～6)已完全暴露在燃气中，在高速燃气作用下，被迅速吹离喷管。保持体2组部件继续沿径向移动一段距离后(控制系统根据结构尺寸而设定)，3个内侧圆弧构成一个整圆，半径即为终点喉径大小，如图6所示。这样在第一脉冲结束时，整个结构已到达终点喉径的位置。第二脉冲点火后，发动机便在新的喉径下工作。

3 结构的选材

近几年发展起来并大量用于火箭发动机的C/C复合材料，在高温下具有很好的抗烧蚀能力和较高的强度［3］;用于喷管的钨渗铜喉衬结构能经受长达60 s工作时间的考核，且试验结果喉衬完好［5］。因此，可考虑应用在本体结构上。

3.1 运动部件

分离体1组和2组部件在燃气作用下会抛离喷管。因此，材料可选用密度较小而耐烧蚀的石墨或C/C材料。

保持体1组和2组部件既要承受发动机工作时的压力，在最终喉径形成后，还要承受发动机高温高速燃气的冲刷和烧蚀。因此，要求具有一定的高温强度和抗烧蚀性能。钨渗铜材料是由高熔点、高强度的钨骨架熔渗金属铜所得到的互不相溶性粉末冶金材料，它综合了钨与铜二者的优点，具备良好的抗高温、耐烧蚀及高强度、高硬度等性能。随钨骨架密度的提高，材料的高温强度相应提高［6］。因此，可选用钨渗铜作为保持体1组和2组运动部件的材料。

发动机在运输和挂飞过程中要承受一定的振动及冲击载荷。通过硅橡胶粘接的分离体和保持体，有可能在振动/冲击载荷作用下发生松动，出现分离体在非工况下脱离保持体的情况，使喉径截面位置发生变形。基于此，在进行结构部件装配前，在喉径初始位置处(图2)，可用硬质泡沫材料制成的六角凸块，安装在初始喉径通道上，如图7所示。

在其外圆弧面涂以硅橡胶，再将分离体粘接在上面。这样分离体就可在振动冲击环境下，保持原位置不动。当发动机点火后，六角凸块会被高速燃气吹离喷管。

3.2 喉衬本体

喉衬本体是各运动部件的支撑体，又承受很大的压力载荷和温度载荷。因此，要求喉衬材料具有较好的热物理性能及机械性能，同时还要具有较高的抗烧蚀性能。可采用直拉无纬碳布针刺毡增强的C/C复合材料做成圆柱形的毛坯［7］，然后采用机械加工形成运动部件的移动通道。

4 结构的密封与润滑

本文设计的可调喉径结构方案重点之处在于结构的密封与润滑。高温高压结构下的润滑和密封材料对各部件快速准确的运动具有重要影响［8］。一般润滑油脂在高温环境下易蒸发。因此，高温固体润滑和密封材料对此结构具有重要意义［9］。

镍基高温自润滑合金是最常用的基材，其在500℃以上仍具有优良的力学性能。镍表面容易被氧化形成具有较好可塑性和附着性的NiO，而NiO本身也是一种高温固体润滑剂。同时，在镍基合金中加入石墨粉和银润滑相，还可研制出摩擦系数低、耐磨性高且对偶件磨损小的高温自润滑复合材料。为了弥补固体润滑材料填充能力和流动能力的不足，可将固体润滑颗粒与苯醚撑硅静密封不硫化腻子均匀混合，再涂抹于运动部件的与通道相接触的表面上。这样既可发挥固体材料润滑减阻的作用，也可使不硫化腻子对高温燃气起到密封和隔热的效果，防止燃气通过运动间隙进入喉衬本体引起喷管烧穿。

喉衬本体及其整个运动机构需在一个完全封闭的环境下工作，以避免密封失效;长尾喷管结构可为该装置提供密封所需空间。

5 运动部件强度模拟

当保持体1组和2组的所有部件运动到终点喉径位置处时，在高温高压环境下，部件结构完整性是影响发动机正常工作的关键因素。本文考虑在燃气压力下，用钨渗铜材料制作的保持体1组和2组部件的应力场分布。

钨渗铜材料参数:密度ρ=17.29 g/cm3，抗拉强度σm=600～800 MPa，弹性模量 E=10 GPa，泊松比 μ=0.29，燃气压力取 15 MPa。

保持体1组和2组部件均是悬臂梁结构，采用10节点四面体结构单元自由划分，其网格模型分别如图8所示。图8中，红色部分表示燃气压力载荷加载位置，单向加载。在燃气压力作用下，两组部件的最大Von Mises应力分别为47.687 MPa 和108.689 MPa，都远低于材料的抗拉强度，如图9所示。

6 结束语

本文的可变喉径喷管方案主要对喉衬本体及相应的结构部件进行了建模。结构部件材料的选择，考虑了目前固体火箭发动机上应用成功的案例。针对高温高压环境下结构的润滑和密封形式，结合当前高温固体润滑材料的研究，说明了金属基固体润滑材料用于此结构的可行性。通过有限元仿真模拟，说明了运动部件在终点喉径处，可保持喉径截面形状的完整性。

可调喉径结构工作原理较复杂，需相应控制和驱动机构完成相应动作，但喉径可调带来的发动机推力收益远大于结构复杂带来的负面效应。因此，本文的可调喉径结构可为单室双推或双脉冲固体火箭发动机提供新的设计思路。

［1］张淑慧，等.推力可控固体火箭发动机应用与发展［J］.固体火箭技术，2002，25(4).

［2］周建军.利用定向可调喷管提升单室双推固体火箭发动机性能［J］.弹箭与制导学报，2009，29(1).

［3］谢文超，等.空空导弹推进系统设计［M］.北京:国防工业出版社，2006.

［4］张跃峰，郭颜红，张泽远.一种可变喉径喷管设计方案［J］.航空兵器，2007，10(1).

［5］陈汝训，等.固体火箭发动机设计与研究(下)［M］.北京:宇航出版社，1992.

［6］陈伟，等.钨渗铜材料高温力学性能与组织研究［J］.宇航材料工艺，2005(1).

［7］张宏波，等.无纬碳布增强针刺毡C/C复合材料性能的研究［J］.宇航材料工艺，2007(1).

［8］薛茂权，熊党生，闫杰.高温固体润滑材料的研究现状［J］.兵器材料科学与工程，2003，26(11).

［9］范召东，张鹏，王景鹤.耐高温密封材料的密封性能研究［J］.有机硅材料，2005，19(1).