固体发动机飞行横向过载下绝热层烧蚀探究①

刘中兵，郜伟伟

(1.中国航天科技集团公司四院四十一所，西安 710025；2.中国航天科技集团公司四院，西安 710025)

0 引言

为满足现代防空导弹全空域作战的需要，或者一些战术导弹弹道设计的需要，作为其动力装置的固体发动机在飞行主动段期间往往承受较为复杂的横向、轴向过载联合作用的过载条件[1-2]。如某系列发动机，横向过载存在短时大过载(过载大小30g，持续时间2 s)和长时间中小过载(过载大小0～15g，持续时间8 s以上)两种典型工况，对固体发动机正常工作过程产生一定的影响[3]。尤其是飞行横向过载对发动机内绝热结构烧蚀的影响，近年来横向过载导致发动机飞行失利的故障时有发生。因此，对于飞行过程中的横向过载，在固体发动机工程研制中应给予足够重视。

国外Sabnis J S[4]在20世纪90年代就认识到过载会导致发动机内颗粒运动轨迹的改变，并建立了相应的计算方法获得了横向过载条件下的颗粒运动轨迹。国内何国强等[5]采用颗粒轨道模型，开展了不同过载组合条件下发动机两相流场数值模拟，揭示了过载条件下的颗粒运动规律，计算结果和发动机试车结果具有较好的一致性。在此基础上，李江等[6-8]发展了利用收缩管聚集产生高浓度粒子流的实验方法，开展了颗粒冲刷速度和浓度对绝热层烧蚀影响的实验研究，并得到了实验条件下两相冲刷参数和烧蚀率之间的回归关系式。刘洋等[9-10]系统地开展了多种过载工况条件下三元乙丙绝热材料的烧蚀实验研究，研究了纤维、SiO2含量对绝热层烧蚀特性的影响。诸毓武[11]针对某导弹主动段存在全程横向过载的条件，采用工程计算方法对发动机绝热层的安全裕度进行了分析，对典型过载工况下发动机三维两相内流场进行了数值分析，发现绝热层迎风台阶可导致局部烧蚀加强的现象，应减小台阶落差。刘洋等[12]为配合某大长径比发动机在长时间小过载条件下的烧穿故障分析，对其进行了长时间小过载下的三维两相内流场分析，研究发动机内流道内不同区域的颗粒聚集特征，并结合残骸形貌进行了失效模式分析。综上，针对过载对绝热层烧蚀的影响，国内外主要集中在流场数值模拟、地面过载模拟试验、绝热层烧蚀模型等三方面。受试验条件和研究手段的限制，发动机实际飞行过载条件下的残骸形貌和烧蚀规律，很少见报道。

本文在对某系列发动机参加历次典型横向短时大过载和长时间中小过载工况飞行试验后绝热层解剖数据进行分析的基础上，总结发动机在各种飞行过载工况下的绝热层烧蚀规律，以期为具有类似过载工况发动机的绝热设计提供参考。

1 横向短时大过载条件下绝热层烧蚀数据

1.1 A1发动机大过载飞行后绝热层烧蚀数据

A发动机采用后翼柱形药型，丁羟三组元推进剂。其中，A1发动机进行了低空正负交变大过载下的飞行试验，过载曲线见图1。12 s前，横向过载很小；12 s后，开始施加负向过载，16 s时，横向过载Ny=-5g；此后开始施加正向过载，16.6 s达到最大值，Ny=28g；17.6 s，Ny=24g。

获得了A1发动机飞行后残骸，经对绝热层解剖测量，发现在壳体Ⅰ、Ⅲ象限线分别存在一条烧蚀槽，Ⅰ象限线烧蚀槽距燃烧室后端面500～650 mm，Ⅲ象限线烧蚀槽中心距燃烧室后端面680 mm。烧蚀槽宽约30 mm，以Ⅰ、Ⅲ象限线为中心，此范围内绝热层烧蚀严重。Ⅱ、Ⅳ象限线方向上绝热层烧蚀轻微。从绝热层暴露时间判断，Ⅰ、Ⅲ象限线上烧蚀槽分别由负向过载和正向过载引起，即烧蚀槽对应横向过载的反方向。Ⅰ、Ⅲ象限线上绝热层测厚结果见图2所示，烧蚀槽区域与横向过载、绝热层暴露时刻的关系见图3所示。

从A1发动机Ⅰ、Ⅲ象限线绝热层解剖数据看，无论是长时间小过载还是短时大过载，绝热层最大烧蚀位置均出现在过载开始施加时绝热层开始暴露的位置，即药柱燃烧表面附近。长时间小过载烧蚀影响区较长，短时大过载烧蚀影响区较短。

1.2 A2发动机大过载飞行后绝热层烧蚀数据

A2发动机进行了低空大过载的飞行试验，过载曲线见图4所示。飞行试验后发动机残骸表明，在过载承载一侧存在一条明显的烧蚀槽，最大烧蚀点距燃烧室后端面680 mm左右，绝热层烧蚀量3.7 mm。

1.3 B发动机大过载飞行后绝热层烧蚀数据

B发动机同样采用后翼柱形药型，采用丁羟四组元推进剂。其中，B1发动机进行了低空大过载飞行，过载曲线见图5。由试验后发动机残骸可见，在Ⅰ象限线附近绝热层存在一条明显的烧蚀槽，最大烧蚀点距燃烧室后端面680 mm左右，绝热层烧蚀量4.5 mm。

短时大过载下A和B发动机最大烧蚀点位置与横向过载、绝热层暴露时刻的关系见图6。

从A和B发动机短时大过载工况绝热层解剖数据看，在短时大过载工况下，横向过载方波均出现在16～18 s之间，大小也较固定，因而绝热层过载烧蚀区较集中，烧蚀槽较短，最大烧蚀点均在横向过载开始施加时绝热层开始暴露的位置附近。

2 横向长时间中小过载条件下绝热层烧蚀数据

2.1 A3发动机飞行后绝热层烧蚀数据

A3发动机进行了长时间小过载的飞行试验，过载曲线见图7。在11 s之前横向过载很小，此后横向负过载逐渐加大，16.66 s时，横向过载Ny=-8g。

获得了A3发动机飞行后残骸，烧蚀槽位于壳体Ⅰ象限线，即负向过载的反方向，中心距燃烧室后端面456 mm。绝热层在Ⅰ象限线两侧30 mm范围内烧蚀严重。残骸其他部位绝热层烧蚀正常，绝热层无明显碳化现象。A3发动机残骸绝热层解剖结果见图8所示，烧蚀槽区域与横向过载、绝热层暴露时刻的关系见图9所示。

从A3发动机绝热层烧蚀数据看，在长时间小过载作用下，烧蚀槽出现在距燃烧室后端面300～600 mm范围内，烧蚀槽内各处绝热层烧蚀量与过载作用下暴露时间基本成线性关系。

2.2 A4发动机绝热层烧蚀数据

A4发动机进行了长时间中过载的飞行试验，获得了完整的后筒段绝热层残骸，包含了过载作用下烧蚀影响区从开始至结束的所有区域。A4发动机残骸绝热层解剖结果见图10、图11所示。

绝热层测厚数据表明：过载影响区域距后端面距离为300～650 mm，从前向后烧蚀量逐渐增大，在人工脱粘层根部(即人脱分离处)附近烧蚀量达到最大；烧蚀槽宽度为40～50 mm；除烧蚀槽外的其他部位绝热层烧蚀量较小。

与A3发动机绝热层烧蚀规律类似，在长时间中过载作用下，烧蚀槽出现在距燃烧室后端面300～650 mm范围内，烧蚀槽内各处绝热层烧蚀量与过载作用下暴露时间基本成线性关系。因过载和作用时间的增加，各处绝热层烧蚀量相对小过载工况显著增加。

2.3 B2、B3发动机绝热层烧蚀数据

B2、B3发动机进行了相同过载条件下的飞行试验，过载曲线见图12所示。获得了发动机飞行后的残骸，绝热层测量数据见图13所示，B2发动机烧蚀槽位置与横向过载、绝热层暴露时刻的关系见图14所示。

在长时间中小过载作用下，B2、B3发动机烧蚀槽出现在距燃烧室后端面300～650 mm范围内，烧蚀槽内各处绝热层烧蚀量与过载作用下暴露时间基本成线性关系。人脱根部和后接头拐弯处由于绝热层台阶的阻挡作用，绝热层烧蚀加剧，应是粒子流在该处聚集的结果。

3 分析与讨论

3.1 各工况下发动机筒段绝热层烧蚀率

将以上积累的各次典型横向过载飞行试验后发动机绝热层烧蚀率数据进行汇总，见表1和图15。可看出，在飞行横向过载下，绝热层烧蚀率与横向过载之间存在较强的线性关系。表1中，过载作用时间段指尾部绝热层开始暴露后过载作用时间。

表1 各工况下发动机绝热层烧蚀率

3.2 筒段绝热层最大烧蚀点位置

各发动机飞行试验后最大烧蚀点位置与横向过载、各部位绝热层开始暴露时刻的关系见图16所示。由图16看出，最大烧蚀点位置与横向过载下绝热层开始暴露位置之间存在着极强的一致性。因此，无论是短时大过载还是长时间中小过载，筒段绝热层最大烧蚀部位与过载条件下绝热层开始暴露的位置有关，与过载大小关系不大。

3.3 过载作用下绝热层局部台阶的影响

在长时间中小过载作用下发动机燃烧室承载一侧绝热层存在一较长的烧蚀槽，由A4和B2、B3发动机可看出，在绝热层出现台阶的人脱根部和后接头拐弯处，绝热层烧蚀极不均匀，应是过载作用下粒子流受到凸起台阶的阻挡从而在该区域产生聚集，出现较大的烧蚀坑。对于该处的绝热层烧蚀，较难以绝热层烧蚀率模型的形式进行计算，应在结构型面设计上进行优化，避免较大的台阶出现。

4 结论

(1)在飞行横向过载条件下，发动机绝热层在横向过载的反方向一侧存在一条明显的烧蚀槽，该处的烧蚀率显著大于周向其他位置的烧蚀率。

(2)横向过载下筒段绝热层最大烧蚀率与横向过载之间存在较强的线性关系。

(3)发动机飞行横向过载条件下筒段绝热层最大烧蚀点位置出现在施加横向过载时绝热层开始暴露的位置附近。

(4)在横向长时间中小过载作用下，因凝相粒子流的聚集在凸起较大的人脱根部和后接头拐弯处出现较大的烧蚀坑，烧蚀极不均匀，易发生烧穿故障。应在结构型面设计上进行优化，避免较大的台阶出现。