固体发动机喷管喉衬温度场测量与分析

李佳明，胡春波，张胜敏，何国强，肖虎亮

（西北工业大学 燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安 710072）

固体发动机喷管喉衬温度场测量与分析

李佳明，胡春波，张胜敏，何国强，肖虎亮

（西北工业大学 燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安 710072）

为了剥离热化学烧蚀吸热的影响并获取固体火箭发动机喷管结构内部的温度场分布，以锻压钨为材料设计喷管，在喷管喉衬径向的一定位置埋置热电偶来测量喷管结构温度。实验结果表明：采用锻压钨制作喷管，该本实验条件下可以忽略热化学烧蚀对锻压钨喷管喉部换热的影响；实验测量结果符合传热规律，与导热计算结果基本吻合。实验结果真实可信，为喷管喉部对流换热模型的建立、完善提供数据支持和实验验证。

喉衬；温度分布；锻压钨；导热；热电偶

0 引 言

随着高能固体推进剂的广泛使用，固体火箭发动机燃气的温度高达3500K，高温燃气高速流过喷管时，强烈的对流换热引发喷管喉部严重的热化学烧蚀，造成喷管喉径尺寸的变化，影响喷管的膨胀比，降低发动机的工作性能。

文献［1－2］指出，热化学烧蚀，特别是碳基复合材料的热化学烧蚀中的对流换热以及辐射传热都与喷管内壁面温度有直接关系。从上世纪80年代开始，火箭发动机喷管的传热和温度问题就引起了国内外学者的极大关注。何洪庆［3］在含铝复合推进剂发动机试验时，对其喷管进行烧蚀和温度场测量，获得了复合喷管结构中的烧蚀和瞬时温度分布。熊永亮［4］建立起轴对称的有限元计算模型，在给定的热边界条件下计算了喉衬组件与扩张段结构的瞬态温度场。张小英［5］研究了火箭发动机复合喷管的耦合换热及瞬态壁温的计算方法，考虑扩散控制的C／C喉衬稳态烧蚀，改进喷管换热的计算方法，计算了复合喷管的壁温随时间的变化。Panin［6］通过发动机试车试验针对复合喷管的对流换热系数进行测量分析，基于二维轴对称可压缩N－S雷诺时均方程数值模拟发动机内流场温度分布，结果表明，喷管喉部换热系数最大，换热强弱与燃烧室尺寸无关。John［7］与 Morozov［8］基于有限元的方法数值模拟潜入式喷管的热响应。

国内外学者针对喷管喉部的热结构进行了一定的实验与数值研究，虽然各类数值模型都能计算得到壁面温度，但计算模型是否准确还需要大量的实验验证。目前喷管喉衬结构中温度分布的测量实验均未剥离喷管喉部热化学烧蚀的影响，由于热化学烧蚀反应吸热无法直接测量，实验结果难以验证计算模型。

综上所述，剥离喷管喉部热化学烧蚀的影响，并测量喷管结构内部温度场的分布，对进一步研究热化学烧蚀有非常重要的意义。以耐高温难熔金属锻压钨为材料制作喷管，剥离喷管壁面的热化学烧蚀反应，在喷管喉衬轴向和径向的一定位置埋置热电偶来测量喷管内部温度分布，并通过导热计算与实验结果作对比分析验证。

1 实验装置与测量方法

锻压钨的物理性能如表1所示。

表1 锻压钨性能参数Table 1 Performance parameters of forging tungsten

锻压钨熔点高达3660K，在喉衬表面基本无热化学反应的发生，这样可以剥离热化学烧蚀反应吸热的影响；锻压钨材料的物性比较稳定。

选用锻压钨材料制作喷管喉衬，利用热电偶直接测量喷管结构内部的温度场分布，通过喷管结构内部的温度场分布间接验证喷管喉部换热计算模型的准确性。

喷管结构示意图及热电偶埋置位置如图1所示，喷管喉部直径8.6mm，喷管扩张直径12.5mm，收敛段的收敛角度为45°，喷管外壁直径70mm。

图1 喷管结构及热电偶位置示意图Fig.1 Nozzle configuration and locations of thermocouples

在喷管的不同位置、不同深度设置4个测点，测点位置如表2所示。由于热电偶的埋置位置未露出喷管喉部壁面，因此测温过程中不影响发动机工作时喷管喉部的流动及换热。

固体发动机喷管结构内部的温度较高，考虑热电偶的具体使用环境，选择镍铬－镍硅热电偶（K型热电偶），该热电偶的主要技术数据见表3。

表2 测点位置分布Table 2 Observation point position distribution

表3 K型热电偶参数Table 3 Performance parameters of K thermocouple

热电偶安装结构如图2所示。

图2 热电偶安装结构Fig.2 Thermocouple mounting structure

热电偶丝外表套上陶瓷管，然后穿过测温密封塞和压帽，压帽的结构设计为带孔的螺栓，通过拧动螺栓，压缩测温密封塞，挤压陶瓷管，将热电偶的测温端紧紧压在测温壁上，不会因为发动机工作过程中引起的震动而脱离。

实验发动机的设计结构见图3。测温实验选用两种不同燃温的固体推进剂，其中低温推进剂燃温1789K，高温推进剂燃温2878K。

图3 实验发动机结构Fig.3 Experimental motor structure

2 实验结果与讨论

实验1采用燃温1789K的低温推进剂，实验环境温度为301K，图4为发动机测温实验一的压强－时间曲线。

如图4所示，实验1中发动机最高工作压强8.21MPa，平均工作压强7.61MPa，装药开始燃烧8s时装药燃烧层厚度烧完，随后进入拖尾段，9.3s时发动机工作结束。

图5为实验1采集到的A、B、D3点的温度－时间曲线，测点C由于线路问题未成功采集。

图4 实验1压强－时间曲线Fig.4 Pressure－time curve for test 1

图5 测点A、B、D温度－时间曲线Fig.5 Temperature－time curve at point A、B、D

实验测温数据如图5所示，该实验工况下，测点A最高温度669K，测点B最高温度547K，测点D最高温度467K。在喷管喉衬内部，距离喷管喉部壁面越近，测量温度越高。

实验2为实验1的对比分析实验，采用燃温为2878K的高温推进剂，环境温度为293K，图6为发动机测温实验2的压强－时间曲线。

图6 实验2压强－时间曲线Fig.6 Pressure－time curve for test 2

如图6所示，实验2中发动机最高工作压强14.62MPa，由于实验2中推进剂在燃烧过程中并非端面燃烧，因此燃烧6.2s后工作压强下降，平均工作压强11.27MPa，装药开始燃烧7.6s后进入拖尾段，8.9s时发动机工作结束。

图7为实验2采集到的A、B、D3点的温度－时间曲线。如图7所示，该实验工况下，测点A最高温度1004K，测点B最高温度761K，测点D最高温度554K。采用高温推进剂，各测点的测量温度均比采用低温推进剂更高。

图7 测点A、B、D温度－时间曲线Fig.7 Temperature－time curve at point A，B，D

两次实验中热电偶测量的最高温度1004K，热电偶最大测量误差为±6℃，相对误差小于1%，实验测量结果真实可信。

实验中，喷管结构内部的热传导问题可以简化为均质单层圆筒壁的导热问题，锻压钨的物性参数如表1所示。

两次实验中，已知某一时刻测点A和测点D的温度，则该时刻下测点B的温度计算公式如下：

统计两次实验结果，并通过A、D两点的测量温度以及导热计算，获取不同时刻B点的计算温度。

图8为导热计算所得不同时刻测点B的温度与实验测量温度对比。如图8所示，采用高温推进剂时，计算与实验结果吻合更好；发动机工作过程中，测点B的计算温度比测量温度偏高，发动机工作结束后，测点B的计算温度比测量温度偏低。分析原因是由于锻压钨材料制作的喉衬在热传导过程中会储存一部分热量，当发动机工作结束后，储存的这部分热量则逐渐释放；采用高温推进剂实验时，相比于低温推进剂，锻压钨材料储存的热量占传导热量的比例更小。在计算过程中，未考虑锻压钨材料储存的热量，所以测点B的计算温度与测量温度出现如上所述的趋势，其最大相对误差小于7%，测量结果与导热计算结果基本吻合。

在两次实验前后对喷管净重及其喉径进行测量，结果如表4所示。

表4表明，在两次实验前后，喷管喉部直径及净重变化较小，在本实验工况下，采用锻压钨作材料制作喷管，测量喷管结构内部的温度场分布时，可以忽略喷管喉部热化学烧蚀吸热的影响。

图8 实验及计算结果对比Fig.8 Comparison of experimental and calculation data

表4 实验前后喷管测量Table 4 Measurement of nozzle

3 结 论

采用锻压钨为材料制作喷管，并在喷管不同位置、不同深度埋置热电偶，在两种实验工况下测量喷管喉衬内部的温度分布，测量结果符合传热规律，实验结果真实可信；在两种实验工况下，实验结果可以忽略热化学烧蚀对喷管喉部换热的影响。为喷管喉部对流换热模型的建立、完善提供数据支持和实验验证。

［1］SUN J F，SUN B，XIANG S H.Theoretical calculation of complex nozzle's temperature profile and stress profile in solid rocket motor［J］.Journal of Propulsion Technology，1994，15（1）：23－31.

［2］王伟，王德升.喷管扩张段绝热层的烧蚀计算［J］.固体火箭技术，1999，22（3）：16－19.

［3］何洪庆，王思民，牛嵩高，等.固体发动机喷管烧蚀和温度场测量［J］.固体火箭技术，1993，9（3）：31－36.

［4］熊永亮，郜冶.喷管温度与应力场的数值研究［J］.哈尔滨工程大学学报，2007，28（8）：852－855.

［5］张小英，蔡国飙，朱定强.火箭发动机喷管辐射及壁温的计算研究［J］.航空动力学报，2008，23（1）：195－200.

［6］PANIN S，SURZHIKOV S.Experimental and numerical study of convection heat transfer in submerged nozzle［C］.40th Aerospace Sciences Meeting ＆ Exhibit，2002，Reno，Nevada：0659.

［7］JOHN A D，ROBERT D B.Ablative thermal response analysis using the finite element method［C］.47th Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition，2009，Orlando，Florida：259.

［8］MOROZOV E V，BEAUJARDIERE P J F P.Numerical simulation of the dynamic thermostructural response of a composite rocket nozzle throat［J］.Composite Structures，2009，4（006）.

李佳明（1984－），男，山西运城市人，博士生。研究方向：航空宇航推进理论与工程，固体火箭发动机喷管喉部的燃烧、流动与热结构。通讯地址：陕西省西安市友谊西路127号164信箱（710072），电话：18991842201，E－mail：lijiamingcharlie＠163.com

The measurement and analysis of temperature field in a solid motor nozzle throat insert

LI Jia－ming，HU Chun－bo，ZHANG Sheng－min，HE Guo－qiang，XIAO Hu－liang
（Science and Technology on Combustion，Internal Flow and Thermal Structure Laboratory，Northwestern Polytechnical University，Xi'an 710072，China）

To peel off the impact of endothermic reaction caused by the chemical ablation，forging tungsten is used as material for rocket－nozzle insert.In the experiment of a solid motor equipped with forging tungsten nozzle，the thermocouples have been embedded at different radial locations of the nozzle throat insert for measuring temperatures，and the temperature distributions in the rocket－nozzle insert have been obtained.Experimental results show that，for the rocket－nozzle insert made of forging tungsten，the impact of endothermic reaction caused by the chemical ablation is negligible in the throat region；the experimental results are basically consistent with the calculation results.The results and the method presented in this paper can be a reference to the design of nozzles in rocket motors.

throat insert；temperature distribution；forging tungsten；heat conduction；thermocouple

V435

A

1672－9897（2012）05－0057－04

2011－09－16；

2011－11－30

国家“973”项目（61391）