背壁热解效应对喉衬组件温度场的影响*

闫宝任,史宏斌,唐 敏,李书良

(西安航天动力技术研究所,西安 710025)

背壁热解效应对喉衬组件温度场的影响*

闫宝任,史宏斌,唐 敏,李书良

(西安航天动力技术研究所,西安 710025)

文中以固体火箭发动机复合喷管为研究对象,测试了背壁材料的热解响应特性及随温度及压强变化的接触热阻,用有限元法进行了二维轴对称喷管瞬态热分析。然后给出考虑与不考虑背壁热解效应情况下的温度场计算结果,并进行了验证试验。最终将计算结果与实验结果进行比较,结果表明,背壁热解效应可以降低喉衬组件的温度,考虑背壁热解效应的喉衬组件温度场分析更符合实验值。

喉衬组件;背壁;温度场;热解

0 引言

喉衬组件是维持固体火箭发动机燃烧室预定工作压强,产生推力的关键功能部件之一,其工作环境恶劣,对发动机的性能影响明显,喉衬破坏将直接影响发动机正常工作;背壁延缓喉衬温度向外部传递的绝热部件,是确保喷管壳体温度在许用范围的重要措施[1-2]。

目前,国内外在喉衬温度场分析方面已经取得了较大的成绩,国内,孙冰[3]用有限元法计算了边界移动的喷管温度场。亢丽娟[4]利用有限元软件对复合喷管全域瞬态温度场进行了有限元计算分析。田四朋[5]等人通过计算温度场和应力场,分析了喷管在发动机工作过程中的结构完整性。国外,Kearney W.J.[6]、JohnW.Edwards[7]、Maw,J.F.[8]和Alhama F[9]等人均对喷管热分析做过深入研究,特别是JohnW.Edwards对ASRM喷管的传热分析进行了深入细致的工作。R.RameshKumar[10]等人针对喷管的复合材料结构进行了热力耦合分析。总体上看,受固体发动机热流环境、边界条件、材料参数和热反应模型等复杂因素的制约,国内针对热载荷下喉衬组件的温度场计算,误差达到30%以上。

综上可知国内外文献中关于背壁热解效应对喉衬组件温度场的影响分析较少,因此文中在接触热阻随温度及压强变化的基础上建立了含热解喉衬组件的传热模型,通过ABAQUS软件,建立一套工程可用的数值模拟方法,并进行实验验证,对比喉衬组件的温度场计算结果与实验测试结果,验证算法精度,研究更为准确的喉衬组件边界仿真方法。

1 含热解喉衬组件的传热模型

图1为喉衬组件烧蚀和传热模型,根据Fourier定律,一维圆柱坐标多层复合结构的非稳态传热方程如式(1)所示,多数文献中将热解气体流过时所带走的热量Q1,i忽略,使得温度场计算误差较大,文中主要考虑Q1,i对喉衬组件温度场的影响:

(1)

式中:下标i=0,1,2,…,5分别对应喉衬烧蚀层、喉衬原始层、背壁碳化层、背壁热解层(或热界面)、原始材料层和金属壳体层;k为导热系数;ρ为密度;C为比热;Q1为热解气体流过时所带走(输入)的热量;Q2为热解潜热。

图1 喉衬组件烧蚀和传热模型

2 理论模型和边界条件

2.1 理论模型

喉衬组件的轴对称结构如图2,喉衬采用石墨材料,背壁采用5-Ⅱ石棉酚醛模压材料,收敛段采用高硅氧/酚醛材料,扩张段采用C/C材料,金属壳体采用钢材料。T1、T2分别为距喉衬内边界20 mm、34 mm计算温度点。

图2 喉衬组件的轴对称结构

2.2 流场特性

由传热学知识可知,发动机点火后,喷管壁内各点的温度实际上是时间和空间坐标的函数。但由于喷管的几何形状是轴对称的,受载荷边界条件也是轴对称的。考虑到所用材料的特点,因材料本身的缺陷所产生的周向热流是很小的,可以忽略不计。这样,可将实际上的三维空间问题,简化为轴对称二维空间不稳定导热问题[11]。并在分析求解时作如下假设:

1)发动机稳态工作,燃气参数(压强和温度等)不随时间变化;

2)进行温度计算时,不计喷管内壁烧蚀;

3)不考虑辐射传热和颗粒接触传热;

4)计算中考虑随温度及压强变化的接触热阻。

2.3 燃气参数

为便于进行温度分析,假定燃气流动是稳态的;燃烧产物是组分均匀的完全气体;流动是等熵的。实践证明,在喷管型面选定后,采用一维等熵流分析喷管流场即可满足要求。燃气对流换热可由式(2)表示:

(2)

式中:q表示热流(W/m2);hg表示对流换热系数,可由巴兹公式确定(W/(m2·K));T∂w表示燃气温度;Twg表示喷管内壁温度。巴兹公式可写为:

(3)

式中:dt为喷管喉部直径(m);μ为燃气黏性系数(kg·s/m2);cpg为燃气定压比热容(kcal/(kg·K));Pr为燃气普朗特数;c*为燃气特征速度(m/s);rc为喷管喉部曲率半径(m);At为喷管喉部面积(m2);A为喷管扩张段某计算截面的面积(m2);σ1为边界层修正系数。

文中,取滞止温度T0为2 751 ℃,可获得温度、对流换热系数随喷管轴向的变化情况,如图3所示。其中,h0为喷管喉部的燃气对流换热系数。

图3 温度、对流换热系数随喷管轴向变化曲线

2.4 接触热阻试验

本实验所使用的试件为长方体,边长为30 mm×30 mm×90 mm。加工M8×0.75的螺纹洞,深度为20 mm。各个孔心保持在一条直线上。本实验由两部分组成,一是碳/碳复合材料和酚醛树脂的温度与界面接触热阻的关系试验,另一组是界面接触应力与界面接触热阻的试验。表1给出了通过静态热流法测得的接触热阻随温度及压强变化的实验数据。

表1 接触热阻随温度及压强变化实验数据

2.5 5-Ⅱ材料的热解响应特性

图4为采用NETZSCH DSC404 F3差示扫描量热仪进行的潜热测试结果。试验在氩气保护下进行,升温速率为20 ℃/min,试样质量3.7 mg,采用Al2O3坩埚盛放试样,最高温度升至900 ℃。

测试结果显示,与热失重分析的结果类似,热解反应也分3个阶段:

第一阶段为放热反应,反应开始的温度在355 ℃左右,结束温度在390 ℃左右,放出的热量为19.62 J/g;

第二阶段反应为吸热反应,反应开始的温度在390 ℃左右,结束温度在690 ℃左右,吸收的热量为1 214 J/g;

第三阶段反应为放热反应,反应开始的温度在785 ℃左右,结束温度在845 ℃左右,放出的热量为109.3 J/g。

测试材料受热时有3个明显的反应区间,第一次反应发生在400 ℃附近,第2次发生在600 ℃附近,第3次发生在800 ℃附近。

图4 石棉酚醛的DSC曲线

通过ABAQUS STANDER求解器HEAT TRANSFER分析步对喉衬组件进行热传导分析,分析共分两步,分析时间分别为8 s和90 s,用于模拟发动机的工作过程和其后的自然冷却过程。喷管的初始温度为室温(20 ℃);外界大气压为一个标准大气压,温度为室温;外壁与空气进行自然对流换热,对流换热系数为5 W/(m2·K),接触热阻随温度及压强变化如表一,计算时考虑背壁材料的潜热,5-Ⅱ材料的热解主要发生在390 ℃～690 ℃,潜热为1 214 J/g。

3 计算结果及分析

由图5可以看出,T1点处加潜热与无潜热计算温度随时间变化趋势相同,25 s前T1点随时间增加温度快速升高,到达25 s后,温度变化较小,趋于平缓,55 s时加潜热与无潜热温度达到最高值,加潜热最高温度为712.01 ℃,无潜热最高温度为811.08 ℃。无潜热温度值高于加潜热温度值主要是由背壁中的酚醛成分热解吸收热量所致。

由图6可以看出,T2点处无潜热计算温度随时间增加迅速升高,20 s时温度达到最高,最高温度为499.1 ℃,随后温度降低,但变化较为平缓,T2点处加潜热计算温度随时间增加温度快速升高,到达20 s时温度达到最高,最高温度为415.51 ℃,随后温度突然降低,直至30 s时温度继续降低,但变化较为平缓,30 s后T2点处加潜热与无潜热温度变化趋势相同。造成20 s时T2点处加潜热温度突然降低的原因为背壁材料中大量酚醛树脂发生分解反应,分子链裂解产生H2O、CH4、H2、CO和CO2吸热所致。

图5 T1处计算结果

图6 T2处计算结果

4 验证试验

本实验在Φ340标准试验发动机上进行,发动机工作时间约为8 s,滞止压强为10.6 MPa。采用在喉衬上打孔安装热电偶的方式来测试喷管温度,分别在距喉衬内边界20 mm、34 mm处插入两个热电偶T1、T2如图7,测试出T1、T2两点温度随时间变化规律。试验中用铂铑热电偶进行温度测试,采用了螺纹卡套连接结构固定热电偶,使热电偶与测试部位紧密接触,减弱了发动机振动带来的影响。测试所用热电偶如图8所示,测温孔与热电偶连接螺纹的密封采用高温氧化铜胶。

图7 喉衬、背壁结构及热电偶布置

图8 测试用热电偶及螺纹卡套结构

试验测试结果如图9,时间零点为发动机点火时刻,发动机工作时间为8 s,发动机停止工作后让其自然对流换热82 s,最终采集了90 s时长的温度数据。B测点深,靠近喉衬内表面,温升快,在发动机点火后温度迅速升高,最高温度639.68 ℃。由于A测点位置较浅,温升速率降低,最高温度出现的时间为20 s,达到380.77 ℃。

图9 T1、T2两点试验测温曲线

5 试验结果与计算结果的对比分析

通过计算结果与实验结果对比曲线图10和图11可知,T1点加潜热与无潜热温度计算趋势与试验实测趋势相同,加潜热计算值比无潜热计算值更符合试验值。T2点加潜热温度计算趋势与试验实测趋势相同,但T2点无潜热温度计算值在20 s后趋于平缓,与试验实测温度变化曲线差异较明显,加潜热计算值比无潜热计算值更符合试验值。

图10 T1处计算结果与实验结果对比图

图11 T2处计算结果与实验结果对比图

综上可知,T1点处加潜热最高温度与实际测量最高温度相对误差为11.31%,T2点处加潜热最高温度与实际测量最高温度相对误差为9.12%。理论计算值高于实验值的原因:物性参数的选取会影响计算结果;实际测量中,热电偶的惯性会使测量值略低于结构的实际温度值。

6 结论

文中基于二维有限元计算模型,分析了喉衬组件的瞬态温度场,考虑了加潜热与不加潜热喉衬组件温度变化规律,得出以下结论:

1)背壁热解吸热减轻了温度向喷管外壁的传递,降低了喉衬组件的温度,有利于热防护。

2)加潜热的温度场理论计算结果与实验结果的比较说明,加潜热的计算模型更符合实际测量,结果更可信。

3)背壁材料的热解对温度场的影响是显著的,计算时需要考虑热解对喉衬组件温度场的影响。

[1] 陈汝训. 固体火箭发动机设计与研究 [M]. 北京: 宇航出版社, 1991: 1-2.

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The Influence of Pyrolytic Effect of the Back Surface on the Temperature Field of Throat Lining Component

YAN Baoren,SHI Hongbin,TANG Min,LI Shuliang

(Xi’an Institute of Aerospace Propulsion Technology, Xi’an 710025, China)

In this paper, composite nozzle of solid rocket motor was considered as research object, pyrolysis characteristics of back surface material and contact thermal resistance changing with temperature and pressure were tested, finite element method was used for transient thermal analysis of two-dimensional axisymmetric nozzle. The pyrolytic effect of the back surface was considered, then calculation results of the temperature field with expected and unexpected pyrolytic effect of the back surface were given, and validation test was done. Finally, the calculated results were compared with the experimental results, the results show that, pyrolysis effect of the back surface can reduce temperature of the throat lining components, and temperature field analysis with consideration of pyrolysis effect of the back surface of the throat lining components accords more with the experimental value.

throat lining component; back surface; temperature field; pyrolysis

2014-07-29

闫宝任(1989-),男,黑龙江人,硕士研究生,研究方向:固体火箭发动机工程力学。

V435.+14

A