某型发动机喷管烧穿故障分析与工艺设计改进*

温瑞珩

(中国人民解放军92941部队，辽宁 葫芦岛 125001)

0 引言

喷管是固体火箭发动机的重要组成部分，是能量转换的重要装置。它把推进剂燃气的热能和压力势能转变为高速排出气体的动能，从而产生反作用推力，推动导弹按照既定要求飞向目标，完成作战任务。

目前，由于喷管在火箭发动机工作过程中工作条件最为恶劣，它的热防护设计好坏与否，直接关系喷管的工作可靠性，极大影响固体火箭发动机的性能，进而影响导弹的总体性能[1]。某型发动机在2次试验中，均在其工作约T1s时，喷管火焰突然变大并持续逐渐分散，发生了喷管烧穿故障，造成发动机推力急剧下降，导致试验失败。

针对某型发动机喷管烧穿故障，本文深入分析了故障原因与机理，并据此提出了防止喷管烧穿故障的改进设计方案。通过相关试验验证，证明了改进措施的有效性，为火箭发动机的优化设计提供了有价值的借鉴。

1 发动机喷管结构

发动机喷管结构组件主要由金属壳体、绝热层、玻璃钢层、碳酚醛烧蚀层、石墨背衬和钨渗铜喉衬组成，结构如图1所示[2]。

1.金属壳体；2.绝热层；3.玻璃钢层；4.钨渗铜喉衬；5. 石墨背衬；6. 碳酚醛烧蚀层。图1 喷管结构示意图Fig.1 Schematic diagram of the structure of nozzle

由于喷管工作时间较长，所以在金属壳体和玻璃钢层之间粘结了绝热层，主要由丁腈酚醛组成，目的是为了起到更好的绝热作用，从而保护喷管不被烧穿[3]。绝热层在安装前首先要进行预固化，然后与金属壳体粘结，接着加热加压进一步固化后与玻璃钢层粘结，便完成了绝热层的安装。

碳酚醛烧蚀层由中强碳纤维按照一定的铺设角度和酚醛树脂模压制成，作为喷管的内保护层，主要是依靠其低导热的特性。当发动机工作时的高温燃气作用其上时，树脂达到分解温度开始分解，在表面形成一层低温气体附面层，降低了燃气对喷管壳体的对流传热，从而起到保护喷管的作用。其结构如图2所示。

1.燃气流方向；2.酚醛基体；3.碳纤维。图2 碳酚醛耐烧蚀层结构图Fig.2 Carbon phenolic ablative layer structure diagram

从喷管结构组成可以看出，在高温、高压燃气的作用下，碳酚醛烧蚀层、石墨背衬和钨渗铜喉衬等组件受热膨胀，在喷管的轴向会产生较大的热应力。因此，在碳酚醛烧蚀层、石墨背衬和钨渗铜喉衬之间都设计有热胀补偿间隙[4]。

2 喷管烧穿故障分析

为了防止喷管发生烧穿故障，对喷管的材料和零部件都要进行无损检测，包括X光探伤、敲击法检查和超声检查等，但是对于成型后喷管绝热层的分层和较小的脱粘缺陷却很难准确测出[5-6]。针对发动机喷管烧穿故障，根据发动机喷管结构、材料、工艺、检测以及发动机工作过程中燃气流对喷管的作用机理等进行了排查分析，初步确定造成烧穿故障的原因有以下几点。

2.1 喷管结构的热胀补偿间隙小

在发动机工作过程中，温度高达3 000 ℃以上的高温燃气持续作用于喷管的内层结构组件上，如果各组件之间的热胀补偿间隙过小，就会产生很大的轴向和径向热应力，若不能得到有效释放，势必对石墨背衬、碳酚醛烧蚀层造成一定的破坏，进而破坏玻璃钢层、绝热层，导致高温燃气直接作用于金属壳体并将其烧穿[7]。通过历次地面试验成功后的残骸检查，发现碳酚醛烧蚀层没有微小的掉块现象，石墨背衬存在微小的轴向裂纹，但是玻璃钢层均无裂纹且没有窜气烧蚀痕迹，说明喷管各组件的热胀补偿间隙设计满足要求。因此，由于喷管结构的热胀补偿间隙过小造成结构破坏，从而导致喷管烧穿的可能性可以排除。

2.2 碳酚醛烧蚀层抗烧蚀性能差

从图2可以看出，此种碳纤维方向的碳酚醛烧蚀层既不会一层层地剥落，也不会形成烧蚀坑[8-9]。通过地面试验后的残骸检查，碳酚醛烧蚀层整体烧蚀均匀，烧蚀后仍有一定的烧蚀余量，由此可见碳酚醛烧蚀层本体性能完全满足使用要求。因此，可以排除由于碳酚醛烧蚀层本体性能差、局部烧蚀严重，进而造成喷管烧穿的可能性。

2.3 喷管和长尾管间隙过大

若喷管和长尾管间隙过大，热胀补偿不足以达到密封效果，一部分燃气就会由石墨背衬前部进入石墨背衬背部，直接作用于玻璃钢层，玻璃钢层遭到破坏，进而破坏绝热层，将喷管烧穿(如图2箭头所示)。但从地面试验后的残骸检查来看，石墨背衬与玻璃钢层之间没有烧蚀痕迹，玻璃钢层结构完整，说明喷管和长尾管间隙设计合理。因此，由于喷管和长尾管间隙过大，造成喷管烧穿的可能性可以排除。

2.4 绝热层设计或工艺缺陷

若绝热层预固化程度过高，其流动性能就会变差，在粘结后进一步固化时，便可能与金属壳体之间存在间隙或分层等缺陷。

当发动机工作时，在高温、高压燃气的作用下，喷管各组件便会热胀，此时作用于玻璃钢层大约有5～7 Mpa的压强和石墨背衬、钨渗铜喉衬的径向热胀力，由于绝热层存在间隙或分层等缺陷，使玻璃钢层背部支撑不足，造成石墨背衬出现裂纹[10]，燃气由裂纹进入喷管背部，直接作用在玻璃钢层，玻璃钢层在高温高压燃气作用下，强度急剧下降并破坏，进而破坏绝热层，此时燃气便直接作用于金属壳体的内表面，对其进行局部烧蚀。随着时间的推移，在高温燃气持续作用下，金属壳体强度急剧下降，至T1(s)时，不能承载喷管内压强，导致喷管烧穿。

为进一步查清发动机喷管工作至T1(s)发生故障时的热结构变化及破坏情况，确认喷管的破坏模式，以验证故障机理分析的正确性，进行如下试验。选取与故障发动机同批次的发动机，经检查确认存在间隙后进行地面试验。当发动机工作至约T1(s)时，喷管的相同部位再次烧穿，发动机推力急剧下降(见图3a))，故障复现，正常推力曲线如图3b)所示。

图3 推力曲线图Fig.3 Thrust curve diagram

用内镜对烧穿发动机进行检查，碳酚醛烧蚀层整体烧蚀均匀，其锥段尖角和石墨背衬锥段尖角已烧掉，但碳酚醛烧蚀层没有裂纹和掉块现象。随后对烧穿发动机喷管进行了剖切检查，在石墨背衬接近喉衬前端有一径向贯通裂纹，并有烧蚀过的痕迹，说明有燃气流过。喉衬对应部分的玻璃钢层已经完全碳化，并有一轴向裂纹。玻璃钢层裂纹处所对应的绝热层已被破坏，与金属壳体间存在脱粘和分层现象。

由此可以判定，由于绝热层存在缺陷，发动机工作中喷管结构所产生的热应力无法有效传递，造成玻璃钢层及绝热层破坏，燃气直接作用于金属壳体，致使喷管烧穿。

3 喷管设计工艺改进

针对绝热层预固化程度过高、流动性差的问题，在其预固化阶段，将原预固化温度降低20 ℃，预固化时间减少40 min，其他固化条件不变，所得的预制件具有较好的流动性，在进一步加热加压固化时，具有良好的粘性流体特性，便于加工成型[11]。

另外绝热层与金属壳体的粘结工艺原为芯棒拉延压伸成型，由于在成型过程中芯棒直径无法调节，存在成型压力局部不足的问题，导致绝热层与金属壳体的粘结面存在夹气或间隙缺陷。针对此问题，采用胀具成型工艺，提高绝热层成型压力，使其能够紧贴于金属壳体内壁，并在高温加压固化下除尽界面余气，不仅提高了绝热层的密度，而且可以确保绝热层与金属壳体之间粘结紧密。这样就能够消除因绝热层存在缺陷、造成玻璃钢层背部支撑不足并在工作中发生破坏，从而防止发动机喷管烧穿。

4 试验验证

为验证喷管设计改进后发动机的性能和设计改进的有效性，实施冷剖切及边界条件下的验证性试验[12]。

(1) 冷剖切验证试验

冷剖切验证试验的目的是验证设计改进后绝热层与金属壳体的粘结面及其本体的质量情况。方法为按照改进措施制造一台发动机喷管，并经检查没有空隙现象后进行剖切。结果表明，粘结面粘结紧密无间隙，绝热层本体没有凹陷，致密性良好。由此可见，设计改进后的喷管可以有效地改善绝热层与金属壳体的粘结效果及本体的成型质量，从而保证对玻璃钢层有良好的支撑作用。

(2) 低温验证试验

低温验证试验的目的是验证在低温条件下，设计改进后发动机的性能是否满足要求，喷管结构是否得到有效改善。

试验条件依据发动机低温试验要求进行。试验结果表明，发动机点火正常，工作正常，(见图4a))，整机外观结构完整，未出现喷管烧穿现象。剖切喷管后可看到碳酚醛烧蚀层整体烧蚀均匀，烧蚀后仍有一定的烧蚀余量，石墨背衬存在微小的轴向裂纹，与以前试验一致，玻璃钢层结构完整无裂纹并且与石墨背衬之间的界面没有窜气烧蚀痕迹，绝热层与金属壳体间没有发现脱粘现象。由此可见，设计改进后，绝热层与金属壳体的粘结质量得到了改善，提高了对玻璃钢层的支撑。

(3) 高温验证试验

高温验证试验的目的是验证在高温条件下，采取改进措施后发动机的性能是否满足要求，喷管结构是否得到有效改善。

试验条件依据发动机高温试验要求[7-8]进行。试验结果表明，发动机点火正常，工作正常，(见图4b))，发动机外观结构完整，未出现喷管烧穿现象。剖切喷管后发现碳酚醛烧蚀层整体烧蚀均匀，但收敛段烧蚀比低温条件下较多，主要是由于高温条件下烧蚀更为严重所致，属于正常现象。石墨背衬存在微小的轴向裂纹，与低温试验一致，玻璃钢层结构完整无裂纹并且与石墨背衬之间的界面同样没有窜气烧蚀痕迹，绝热层与金属壳体间也没有发现脱粘现象。由此可知，设计改进后，绝热层与金属壳体的粘结质量得到了较好改善，保证了对玻璃钢层的支撑作用。

图4 高、低温推力曲线图Fig.4 Thrust curve at high temperature or low temperature

5 结束语

本文系统分析了发动机喷管结构及造成喷管烧穿故障的主要原因，并结合故障原因对喷管进行了设计与工艺改进。改进后的喷管经过冷剖切、高低温试验验证，发动机工作正常，喷管结构完整，证明了设计改进的有效性，为发动机的优化设计提供了有价值的借鉴。

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