固冲发动机补燃室温度场及热应力分析①

2019-11-15郑凯斌郭荣春李岩芳

固体火箭技术 2019年5期

郑凯斌，郭荣春，李岩芳，平丽

(1.中国航天科技集团有限公司四院四十一所燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安 710025； 2.西安邮电大学，西安 710121)

0 引言

固体火箭冲压发动机具有体积比冲高、使用维护简单、全程有动力飞行等特点，满足导弹高速度、远射程的要求，是新一代战术导弹优选的动力装置。固体火箭冲压发动机补燃室内热环境的特点是气流冲刷严重、温度分布不均、富氧环境烧蚀等。补燃室绝热结构的性能对固体火箭冲压发动机长时间可靠工作至关重要，补燃室绝热结构设计要求能满足长时间工作中保持结构完整、外壁温度不超过规定值。

近年来，国内外开展了大量有关补燃室热防护技术的关键技术攻关研究工作，所选材料有耐烧蚀硅橡胶、C/SiC陶瓷基复合材料、硅基复合材料、炭化复合材料等[1-7]。欧美国家冲压发动机补燃室绝热材料主要选用硅橡胶DC93-104，成功经历了300 s飞行试验考核，硅橡胶DC93-104主要组分为硅橡胶、SiO2、SiC、炭纤维等[8]。美国对冲压发动机C/SiC燃烧室前段进行了试验，在2250 K高温下，工作1300 s后，C/SiC燃烧室前段无明显烧蚀或质量损失[9]。在补燃室绝热层烧蚀机理、烧蚀模型、数值仿真以及试验研究方面，开展了大量研究工作[10]，但针对炭化复合材料作为补燃室绝热层的研究较少。

本文针对选用炭化复合材料在双下侧进气口构型条件下补燃室绝热结构，开展了单向流固耦合数值计算，分析了补燃室内不均匀温度场以及不同隔热材料的热应力，并与试验结果进行了对比分析，可为补燃室绝热材料选择和热结构设计提供参考。

1 补燃室温度场分析

1.1 补燃室内流场分析

补燃室内流场是一个三维、非定常、多相的湍流流动、传热和燃烧的过程，流动情况非常复杂，计算时简化为准定常流动。湍流模型采用Realizablek-ε模型，考虑补燃室内湍流对两相流动的影响，对颗粒运动采用随机轨道模型控制凝相颗粒的运动，燃烧模型采用涡团耗散模型来模拟补燃室内气相的燃烧反应，化学动力/扩散控制模型来模拟补燃室内凝相的燃烧反应，一阶迎风格式离散。

计算模型包括一次燃气喷孔、进气道转弯段、补燃室内通道和冲压喷管，见图1。为减少计算量，模型按1/2进行网格划分。采用Fluent软件进行流场仿真分析，进气入口和燃气入口采用流量进口边界条件，冲压喷管出口采用压强出口边界条件。

图1 计算模型

燃气发生器采用含硼贫氧推进剂，计算工况模拟的飞行条件为10 km、Ma=3。

图2和图3给出了补燃室内壁温度云图和补燃室截面温度云图。在补燃室前段及进气口附近温度相对较高，主要是由于一次贫氧燃气与空气的混合燃烧以及头部涡流区存在，形成一定的高温区，且温度梯度较大。

1.2 补燃室壳体壁温分析

利用Ansys workbench软件，依据补燃室稳态流场计算获得的内壁温度计算结果，通过单向流固耦合方法，将补燃室内壁温度载荷施加至绝热结构内表面，分析补燃室绝热结构传热过程，计算补燃室壳体壁温随时间的变化规律。补燃室绝热结构由抗冲刷层、隔热层和壳体组成。

图2 补燃室内壁温度云图

图3 补燃室截面温度分布

绝热层传热模型的三维非稳态导热微分方程为

(1)

式中ρ为材料密度；c为材料比热容；t为时间；λ为热导率。

计算模型的材料物性参数见表1。

补燃室壳体壁温计算结果见图4和图5，进气口下游和两进气口之间的壁面温度较高，主要是由于该区域补燃室内壁温度较高，以及进气道通过金属壳体壁面向四周传热导致，这与地面直连试验中补燃室壳体壁温的测试结果一致。补燃室壳体外表面通常需安装仪器设备或铺设电缆，在该区域应进行必要的热防护，防止温度过高导致仪器设备或电缆工作中出现故障。

表1 材料物性参数

图4 补燃室壳体壁温分布

图5 补燃室壳体壁温曲线

1.3 与试验结果对比分析

某发动机地面直连试验实测壁温结果见图6。在112 s工作时间内，补燃室左、右进气口下游附近的壁面温升最高，壁面温升为102 ℃，两进气口对侧位置壁面温升为90 ℃，两进气口同侧位置壁面温升为64 ℃，这与补燃室壳体壁温数值计算结果相吻合，数值计算结果与试验结果的误差为5.9%。

图6 地面试验壁温曲线

根据地面直连试验后补燃室绝热层剩余厚度测试结果，试验烧蚀情况见图7。补燃室后段两进气口下游位置的绝热层烧蚀最为严重，绝热层最大烧蚀量为3.2 mm，烧蚀率为0.029 mm/s。同一截面的其他位置烧蚀量相对较小，说明绝热层烧蚀存在不均匀性。由补燃室进气口下游烧蚀严重部位环向截面的温度场可见，环向温度场分布不均匀，温度相对较高的位置绝热层烧蚀也较为严重，表明补燃室内温度场不均匀分布对绝热结构的影响较为显著。

图7 试验后补燃室绝热层烧蚀情况

2 不同隔热材料时热应力分析

2.1 不同隔热材料性能

分别选用三元乙丙和GXJ两种材料作为补燃室绝热结构的隔热层。根据这两种材料性能测试结果，在耐温性能方面，GXJ的耐高温和抗氧化性能优于三元乙丙，400 ℃条件下热失重较低。在界面粘接强度方面，GXJ与壳体的界面粘接强度较低，仅相当于三元乙丙与壳体界面粘接强度的1/2。在热膨胀性能方面，GXJ材料的热膨胀系数约为三元乙丙材料的3倍。在导热性能方面，GXJ材料与三元乙丙材料的热导率相当。

因此，采用GXJ材料作为隔热层燃室绝热结构所能允许的补燃室壁温相对较高，与三元乙丙材料相比，高约50～100 ℃，但同时会降低补燃室绝热结构的整体结构稳定性。

2.2 绝热结构热应力计算

补燃室绝热结构在发动机工作过程中温度不断升高，温度变化引起绝热结构产生热变形，由于绝热结构受到壳体约束，同时绝热结构径向温度变化不均匀，导致绝热结构热变形不能自由进行，从而产生热应力。

由于存在热变形，应力应变的关系则为

{σ}=[D]({ε}-{ε0})

式中 {σ}为应力向量；D为应力应变矩阵；{ε}为应变向量；{ε0}为初始热应变。

等效应力为

2.3 绝热结构热应力分析

开展采用不同隔热材料时的绝热结构热应力分析时，补燃室绝热结构的抗冲刷层厚度和材料相同，内壁面温度分布相同。

绝热结构热应力计算时，补燃室左端固支，右端轴向自由，对称面采用对称约束，抗冲刷层和隔热层以及壳体之间采用绑定接触，补燃室内压为0.37 MPa，未考虑绝热层高温热解气体对层间的影响，也未考虑绝热层的炭化和剥落。

采用间接热-结构耦合分析方法获得绝热结构热应力，按照与瞬态温度场相同的时间步长，计算对应时刻绝热结构瞬态热应力，将对应时刻瞬态温度场计算获得的节点温度作为温度载荷施加在瞬态热应力分析中来实现耦合计算。计算结果见图8。结果表明，采用GXJ作为隔热层的补燃室绝热结构，相比三元乙丙隔热层，绝热结构内表面热应力由29.4 MPa增至46.7 MPa，热应力增大约59%。由于GXJ隔热层的热膨胀系数显著增加，导致绝热结构内表面的热应力明显增大，绝热结构的整体结构稳定性显著降低，绝热结构更易出现局部裂纹和脱落，这与地面直连试验结果一致。