基于热障涂层保护的双向正交支撑板优化设计

刁吉阳，马新建，娄云鸽

（1.上海航天动力技术研究所，上海 201109；2.上海电气集团中央研究院，上海 200070）

与常规的采用直喷管的固体火箭发动机相比，采用斜置喷管的固体火箭发动机在工作过程中，会产生大量凝相颗粒沉积于喷管收敛段壁面，且与喷管倾斜同方向的收敛侧壁面因燃气流动作用，承受更多高速凝相颗粒的撞击和冲刷，加剧喷管收敛段绝热层冲刷烧蚀[1-4]。同理，对于采用自由装填药柱的斜置喷管固体火箭发动机，药柱的轴向定位及固定的支撑板结构同时承受高温燃气烧蚀和压力作用，会发生严重烧蚀和变形，导致药柱未燃烧充分而发生药柱飞出的潜在风险。

文中在给定斜置喷管内型面条件下，将自由装填药柱的支撑板结构设计成双向正交形式，并对其几何参数进行优化分析。通过仿真计算方法对比不同几何尺寸的双向正交支撑板结构强度、结构质量及通气面积等性能。同时，为解决斜置喷管带来的高温高速燃气剧烈冲刷问题，对药柱支撑板结构表面涂覆热障涂层[5-7]。针对相同结构和材料参数的支撑板，分别仿真计算有/无涂覆热障涂层保护条件下传热性能和热强度。最后通过四组发动机点火试验考核不同设计方案的性能，确定了最终的设计方案，为自由装填药柱形式的斜置喷管发动机药柱支撑板结构设计提供借鉴。

1 自由装填式药柱支撑板常见结构

自由装填式固体火箭发动机的药柱一般采用圆形管状装药，自由装填至发动机燃烧室内，点火器一般位于发动机头部或尾部。药柱在发动机内部需要轴向定位和固定，一般采用药柱支撑板结构实现药柱的固定，药柱支撑板结构如图1所示。支撑板作为药柱的轴向定位或固定装置，在发动机工作过程中起固定药柱作用，需为发动机提供足够的通气面积，保证发动机产生的燃气经过喷管加速作用，产生预定的推力。因此支撑板需要具有足够的结构强度、较好的耐烧蚀性及较大通气面积，不因高压燃气作用发生破裂和大变形。同时，一般要求支撑板结构质量较小，并具有较好的工艺经济性。

根据某型发动机的装药形式，图1所示的前两种支撑板结构均无法适应发动机的药柱装填，直棱式支撑板结构强度不满足大秒流量燃气烧蚀的工作环境。因此设计了如图2所示的双向正交型支撑板结构，并对相同材料、相同外形尺寸的轮辐式支撑板、蜂窝式支撑板及双向正交式支撑板在相同载荷作用下的结构性能进行计算，见表1。计算结果表明，在相同的压强作用下，轮辐式支撑板变形最小，通气面积最大；双向正交的筋棱结构变形量通气面积最小，质量最小。三种结构的通气面积和变形量差异范围较小，考虑到三种结构的工艺经济性，选取工艺性较好的双向正交型结构，对其进行参数优化，并采用整体铣削加工工艺。

表1 三种形式支撑板结构强度对比

2 强度及传热仿真分析

按照某发动机建立缩比三维计算模型，如图3所示。药柱支撑板位于药柱和喷管端面之间，通过喷管对药柱施加轴向预紧力，实现药柱的轴向定位和固定。发动机直径为150 mm，装药段长度为270 mm，采用非潜入式喷管，斜置角度为45°。为考核不同结构参数的双向正交结构支撑板强度，以及有热障涂层的抗烧蚀性能，对该模型开展了计算分析。

2.1 结构参数结构强度仿真

对图 2所示不同尺寸的正交筋板在燃气作用下的结构强度进行仿真计算[8-9]。将宽度B=5 mm设定为常量，计算不考虑烧蚀时，不同筋板间距A值和筋板厚度C值尺寸条件下，药柱支撑板在1.05 MPa燃气压差作用下的应力及变形，计算结果见表2。支撑板的材料为 30CrMnSiA高强度钢，屈服强度为 835 MPa，极限强度为 1080 MPa。结果表明，相同的筋板宽度B条件下，筋板间距A越大，筋板厚度C越小，变形量越大；对于8×8正交结构和9×9正交结构，在相同B值和C值时，A值对支撑板的结构强度影响较大。综合考虑支撑板的结构强度、变形量、通气面积及工艺性，认为8×8正交结构，A=16 mm，B=5 mm，C=4 mm是较合适结构，该尺寸支撑板的应变和应力分别如图4和图5所示。

表2 不同结构尺寸仿真计算结果

2.2 热障涂层保护下强度和传热分析

基于对前述六种结构尺寸的支撑板结构强度仿真计算结果，确定A=16 mm，B=5 mm，C=4 mm的尺寸结构。再仿真计算双向正交支撑板结构在有/无热障涂层保护下，固体火箭发动机工作过程中燃气流速、支撑板的热强度以及支撑板传热情况。

发动机壁面设置为无滑移壁面，求解器设置为基于压力求解，燃气压强为16.5 MPa，定压比热1835 J/(kg·K)，秒流量为 15.5 kg/s，导热系数由动力学理论给定，黏性系数由Sutherland公式确定，控制方程采用二阶迎风差分格式[10-12]。分子量为 20 kg/( kg·mol) ，热障涂层氧化锆的密度为4810 kg/m3，比热Cp为 500 J/(kg·K)，导热系数λ为 15 W/(m·K)。

图6为斜置喷管发动机工作时燃气流速云图，图6a和图6b分别为无/有热障涂层保护的支撑板结构对应的燃气流速云图。两种结构下的燃气速度计算结果差异不明显，越靠近中心位置，速度越大，流动速度的最大值均在290 m/s左右。

图 7a和图 7b分别为无/有热障涂层药柱支撑板的承受燃气作用后的左右两面的压力云图。可以看出，支撑板左右两侧存在一定压差，燃气作用导致两种结构的支撑板均承受约9586 N的压力，且涂覆热障涂层并未引起明显的压力差异。

图8给出了支撑板中心截面处的温度分布云图，可知具有热障涂层的支撑板内部受热情况有较显著改善。无热障涂层时支撑板前壁面温度约 2300 K，有热障涂层时相同位置温度约 1850 K，温度相差近450 K。证明热障涂层可有效提供双向正交支撑板结构的结构强度。

图9给出了支撑板沿发动机轴向温度分布曲线，无热障涂层支撑板内部的最低温度为1159 K，有热障涂层保护内部最低温度为903 K。表明热障涂层可大幅降低支撑板结构的内部温度。

3 支撑板强度试验

根据仿真计算的结果，铣削加工了9×9正交支撑板和8×8正交支撑板各两件进行发动机点火试验，具体情况见表3。支撑板分别安装至斜置喷管发动机中，药柱种类和质量一致，进行了四次点火试验。为了验证表2中仿真结果的正确性，采用相同材料加工了1号、3号和4号支撑板，均涂覆了0.3 mm氧化锆热障涂层，考核在相同条件的高温燃气（2300 K）作用下，支撑板的结构强度。2号支撑板采用耐烧蚀钼钛锆合金加工，验证无烧蚀情况下，发动机燃气压强的作用效果。通过3号和4号试样对比，可分析8×8正交支撑板的筋板厚度对强度的影响大小。通过2号和4号试样对比，可分析燃气作用过程中，支撑板结构强度与热障涂层保护综合作用影响。点火试验的结果如图10所示。

表3 支撑板高温燃气烧蚀试验方案

四次发动机点火试验后，拆解试验后残骸，取出支撑板残骸进行对比，如图10所示。由1号试验结果可知，该方案的双向正交支撑板中心位置发生剧烈烧蚀，与图7和图8的仿真结果一致。正交中心部位虽然涂覆热障涂层，但因结构强度相对较小，在高温高压燃气作用下，先因高温作用强度降低，后因高压燃气作用，使支撑板中心位置发生撕裂并剧烈烧蚀，出现大面积烧蚀孔洞。2号试验中，采用的是耐烧蚀的钼钛锆合金，因此在高温燃气作用下基本无烧蚀痕迹，但因钼钛锆合金强度相对 30CrMnSiA较低，在高压燃气作用下，支撑板中心位置断裂并形成较大面积撕裂空间。3号试验结果表明，该方案的8×8正交支撑板结构强度较好，但因为中心位置四根筋板烧熔而出现残缺。结合4号的试验结果分析，表明涂覆热障涂层可以有效保证支撑板在高温高压燃气作用下具有较好的热结构强度，可承受斜置喷管大秒流量高温高压燃气冲刷和烧蚀的严酷条件，能避免该发动机在工作过程中自由装填药柱飞出的风险。

对比四种状态的支撑板在斜置喷管发动机点火试验中的烧蚀情况可知，在大秒流量高温高压燃气作用下，支撑板必须具有较高的结构强度、较大的通气面积、且具有厚度足够的热障涂层进行热防护，支撑板结构才能保证结构完整，使固体发动机工作过程中药柱全部燃烧，从而有效保证固体火箭发动机的推力总冲等性能。

4 结语

基于对大秒流量斜置喷管发动机的药柱支撑板的设计，进行了发动机内流场和传热数值计算和四次斜置喷管发动机点火验证试验。

结果表明，该发动机工作时产生大秒流量高温高压燃气，对药柱支撑板会产生巨大的燃气压力和剧烈烧蚀，采用高强度钢材料的双向正交结构支撑板难以承受燃气压力和烧蚀，不能满足发动机工作要求。对超高强度材料的双向正交支撑板进行结构优化，并涂覆热障涂层保护后支撑板结构因热障涂层导热系数小，隔热作用明显，使金属基体在短时间内传导的温度相对较低，因此具有较高耐烧蚀性和结构强度，在斜置喷管自由装填固体火箭发动机的工作过程中，具有较好的结构完整性，保证发动机装药的结构完整性和燃烧充分性，验证了热障涂层保护的双向正交支撑板优化设计方案的可行性。

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