高低燃温组合推进剂下喷管喉衬烧蚀实验①

吴 秋，陈林泉，杨玉新

(中国航天科技集团公司四院四十一所，西安 710025)

高低燃温组合推进剂下喷管喉衬烧蚀实验①

吴 秋，陈林泉，杨玉新

(中国航天科技集团公司四院四十一所，西安 710025)

主要针对喷管进行高低燃温组合推进剂与纯高燃温推进剂下的喉衬烧蚀实验分析，低燃温推进剂为丁羟低温推进剂和SCH-12低温推进剂。实验研究表明，丁羟低温推进剂和高温推进剂组合推进剂的烧蚀率为0.112 mm/s，SCH-12低温推进剂和高温推进剂为0.115 mm/s，纯高燃温推进剂的烧蚀率为0.133 mm/s，证明了高低燃温组合推进剂降低喉衬烧蚀的有效性与可行性。分析了然后对不同含量低燃温推进剂对比冲性能的影响，结果显示，使用比冲下降小、燃温低的推进剂能有效降低喉衬烧蚀，并对发动机比冲影响较小。

固体火箭发动机;高低燃温组合推进剂;喉衬;烧蚀率

0 引言

高能固体推进剂产生严酷的热化学环境，对喷管提出很多问题。喷管喉衬的烧蚀就是其中之一。发动机工作时，由于高温燃气向喷管表面的传热速度很快，喷管喉衬的温度迅速上升。在喷管的高温表面上，喷管喉衬与燃气流中的H2O、CO2、OH等氧化组分之间发生各种反应。反应引起表面退移，产生喷管的热化学烧蚀。由于喉部的传热速度最快，这种烧蚀在此区域最为严重，从而引起喷管喉部面积增大，推力减小，最终将大大降低长时间工作的发动机性能［1－3］。

采用高低燃温组合推进剂能有效降低喉衬烧蚀，低燃温推进剂在靠近喷管壁面流动，在喉衬部位，由于流动的连续性，高低燃温推进剂的燃气还没有掺混完全，靠近喉衬壁面的仍是低燃温推进剂燃气，从而有效地降低了喉衬温度，进而降低了烧蚀率［4］。在降低喉衬烧蚀方面，国外主要使用的是一种边界层控制方法，通过使用几个小型火箭药柱产生的低温燃气对喉衬进行保护［5］。国内也进行了一些喷管烧蚀方面的研究，不过一般都集中在两方面;一是烧蚀新材料的研究［6－7］;二是流场结构分析以及颗粒相对烧蚀的影响［8－9］。使用组合推进剂来降低喉衬烧蚀的研究在国内还鲜有人报道。本文拟使用这种新的组合装药方法对喷管喉衬烧蚀进行分析。

1 理论分析及实验方案

1.1 理论分析

从炭基喉衬材料烧蚀率计算式(1)可看出，当其他条件不变的情况下，喉衬烧蚀率与喷管内壁面温度有紧密联系。降低壁面温度能有效降低喉衬烧蚀。

对喷管进行流场分析，高、低燃温燃气采用加质壁面进入燃烧室，高燃温燃气为3 600 K，低燃温燃气为2 200 K，计算得到了喉衬表面温度，见表1。

表1 喷管喉径处表面温度Table 1 Temperature of throat-insert surface

从表1可看出，在没有低燃温推进剂时，喉径表面温度为3 471 K，当低燃温推进剂含量为5%时，喉径表面温度为2 601 K，降低了870 K，降幅达25%，说明低燃温推进剂的加入，对非潜入喷管内表面温度的降低效果显著。考虑实际装药条件，低燃温推进剂质量分数含量在5%～10%比较合适。

1.2 实验发动机几何模型

原理实验发动机主要用来验证高低燃温推进剂组合装药技术对发动机喉衬烧蚀率的影响，整个实验发动机拟由3部分结构组成:燃气发生器、收敛段及喷管实验段。发动机高温装药和低温装药采用分体装填方式。组合装药发动机总体方案图见图1。

图1 实验发动机结构图Fig.1 Structure of experimental SRM

1.3 实验发动机实验方案

组合装药发动实验拟进行3类推进剂发动机实验:丁羟低温推进剂和高温推进剂组合装药实验、SCH-12低温推进剂和高温推进剂实验、纯高温推进剂实验。

其中，前两发实验为高低燃温推进剂组合实验发动机，为方便叙述，记编号为1#和2#。1#使用丁羟低温推进剂，燃温为1 311 K，低温推进剂质量分数为6.8%;2#使用SCH-12低温推进剂，燃温为1 191 K，低温推进剂质量分数为5.8%;第三发为纯高燃温推进剂实验发动机，燃温为3 500 K，编号为3#。3发实验发动机所用的高燃温推进剂成分和质量均相同。纯高燃温推进剂的技术状态与高低燃温推进剂组合的技术状态相比，去掉了低燃温推进剂部分。3台发动机的装药量见表2，3种推进剂的性能见表3。

表2 3台发动机的装药量Table 2 Charge volume of propellant in three SRMs kg

表3 3种推进剂的性能Table 3 Performance of three kinds of propellant

2 烧蚀结果分析

实验后，对喉衬进行拆卸，同时对绝热层进行分解和解剖，分别测试喉衬喉部烧蚀质量、烧蚀厚度和绝热层碳化深度。

2.1 喉衬烧蚀质量及烧蚀率

实验后，对喉径进行4个位置的测量，测点位置见图2。

表4中，列出了实验前后3发实验的烧蚀质量测试数据，高温推进剂和低温推进剂组合装药的烧蚀质量远低于纯高温装药。由此可看出，组合装药设计可降低喉衬质量烧蚀率。

图2 喉径测点位置Fig.2 Test position of throat-insert

表4 烧蚀质量测试数据Table 4 Test data of ablation mass

表5 实验后喉径Table 5 Diameter of throat-insert after experiment

表6 实验喉衬烧蚀率Table 6 Ablation rate of experimental throat-insert

由表5中喉衬试件实验前后喉径的变化计算出喉衬材料烧蚀率。根据计算结果可看出，采用高低燃温组推进剂合装药1#和2#喉衬的烧蚀率要明显低于高燃温推进剂装药3#喉衬，而且同样1#喉衬烧蚀率最低，说明高低燃温组合装药对降低喉衬烧蚀率有一定作用。实验后对喉衬及背壁绝热层进行分解和解剖，3台实验发动机喷管喉衬的喉半径烧蚀率分别为0.112、0.115、0.133 mm/s，从解剖的烧蚀率数据看，与计算结果相近。相比纯高燃温的3#实验发动机，1#实验发动机喉衬烧蚀率降低了15.8%，2#实验发动机的喉衬烧蚀率降低了13.5%。

2.2 喉衬背壁绝热层烧蚀分析

实验后，对绝热层进行了解剖，测量绝热层碳化深度。主要针对于喉衬背壁充分接触的两段柱面进行测试，沿柱段母线方向每隔5 mm测量一个数据，并将结果绘制成曲线见图3。实验后，喉衬背壁绝热层的碳化情况可发现，采用高低燃温推进剂组合装药后，喉衬背壁绝热层的碳化要比纯高燃温推进剂喉衬背壁的碳化少1～3 mm左右，相同位置处，其碳化率约为纯高燃温推进剂实验发动机的65%～75%。

图3 3台实验发动机喉衬背壁的碳化情况Fig.3 Carbonization in back surface of three SRM throat-insert

2.3 实验压强测试结果

3发实验发动机的实验数据见表7。实验的P-t曲线见图4。从实验数据和p-t曲线可看出，高低燃温推进剂组合装药实验发动机由于比纯高燃温推进剂的实验发动机的装药量多了低燃温推进剂部分，因此发动机最高压强、平均压强及压强冲量等性能指标均高于纯高燃温推进剂实验发动机。

表7 3台实验发动机实验数据Table 7 Test data of three experimental SRMs

图5给出了实验后高低燃温推进剂组合装药实验发动机和纯高燃温推进剂实验发动机喷管实物的对比图。从图5中可看出，由于采用了高低燃温推进剂组合装药，试车后，喷管内表面明显较纯高燃温推进剂的实验发动机喷管内表面光滑。这进一步说明由于低燃温推进剂的加入，有效改善了发动机喷管内燃气的流动状况，改善了喷管的受热环境。

图4 3台发动机p-t曲线Fig.4 P-t curve of three SRMs

2.4 不同含量低燃温推进剂对比冲性能的影响

在发动机装药中加入低燃温推进剂，可使发动机喉衬部位的温度降低，热流密度减小，但发动机的性能会发生一些变化，假设扩张比不发生变化，随着总温的降低，发动机的比冲Is随之下降。为了剖析清楚发动机的比冲随着低燃温推进剂的百分含量的变化，对低燃温推进剂百分含量为2%、5%、10%、15%、20%，低燃温推进剂比冲下降为5%、10%、15%、20%时发动机的比冲作了加权平均，获得随着低燃温百分含量变化和低燃温比冲下降时发动机比冲Is下降的百分数，结果如表8所示。从表8中可看出，低燃温推进剂百分含量为2%时，低燃温推进剂比冲下降为5%时，发动机比冲Is下降0.1%，低燃温推进剂百分含量为20%时，低燃温推进剂比冲下降为20%时，发动机比冲Is下降4.0%。

图5 3台发动机实验后喉衬Fig.5 SRM throat-insert after experiments

表8 平均比冲随低温推进剂的属性变化Table 8 Attribute varieties of average specific impulse with low temperature propellant

对某战术导弹进行组合装药下性能分析，该发动机采用单室双推进剂发动机，喷管结构形式为非潜入喷管，喷管喉衬材料为低成本的T705石墨材料。对采用5%低燃温推进剂和纯丁羟推进剂的发动机内流场和喷管的热结构进行数值模拟，根据内流场及喷管热结构模拟的结果显示，喷管在采用高低燃温推进剂组合装药后，喷管喉衬、背壁、收敛段绝热层等零部件温度将大幅降低。对喷管而言，根据实验发动机的试车数据及数值模拟的结果，该发动机在使用高低燃温推进剂组合装药后，喷管喉衬烧蚀率预估降低10%以上。在此基础上，若对喷管进行设计优化，则该喷管的质量将可降低约3kg，降低约9.4%。

3 结论

(1)实验研究表明，丁羟低温推进剂和高温推进剂组合推进剂的烧蚀率为0.112 mm/s，SCH-12低温推进剂和高温推进剂为0.115 mm/s，纯高燃温推进剂的烧蚀率为0.133 mm/s。说明在使用高低燃温组合推进剂下，喷管喉衬材料的烧蚀得到有效减少，烧蚀质量与烧蚀率均低于使用纯高燃温推进剂下的烧蚀质量和烧蚀率。

(2)2#实验发动机所用低燃温推进剂的温度较1#发动机的略低，但由于其质量分数比1#少，因此其对喷管喉衬的烧蚀和碳化的降低程度比1#小。这说明低燃温推进剂的性能及质量分数直接关系着喷管热防护件的烧蚀和碳化。

(3)随着低燃温推进剂的含量越大、比冲下降越多，发动机比冲就下降越快。为减小发动机比冲，应选用比冲下降小的低燃温推进剂，而且低燃温推进剂含量不易过高。

［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］陈林泉，毛根旺，陈军涛.采用高低燃温组合装药降低喷管内表面温度和烧蚀研究［J］.固体火箭技术，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复合材料的力学与氧化烧蚀性能研究［D］.中南大学，2012.

［7］苏哲安，杨鑫，黄启忠，等.SiC涂层对C/C复合材料高温氧乙炔焰烧蚀性能影响［J］.中国有色金属学报，2011，2l(11):2838-2845.

［8］高波.固体发动机燃烧室离散相颗粒相变对喉衬烧蚀的影响［J］.固体火箭技术，2009，32(4):379-382.

［9］张晓光，王长辉，刘宇，等.固体火箭发动机喉衬流场及热结构耦合分析［J］.固体火箭技术，2011，34(5):579-583.

(编辑: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。

吴秋(1988—)，男，硕士生，研究方向为发动机喉衬烧蚀机理研究。E-mail:wuqiu215@163.com