背壁熱解效應對喉襯組件溫度場的影響*

閆寶任,史宏斌,唐 敏,李書良

(西安航天動力技術研究所,西安 710025)

背壁熱解效應對喉襯組件溫度場的影響*

閆寶任,史宏斌,唐 敏,李書良

(西安航天動力技術研究所,西安 710025)

文中以固體火箭發動機復合噴管為研究對象,測試了背壁材料的熱解響應特性及隨溫度及壓強變化的接觸熱阻,用有限元法進行了二維軸對稱噴管瞬態熱分析。然后給出考慮與不考慮背壁熱解效應情況下的溫度場計算結果,并進行了驗證試驗。最終將計算結果與實驗結果進行比較,結果表明,背壁熱解效應可以降低喉襯組件的溫度,考慮背壁熱解效應的喉襯組件溫度場分析更符合實驗值。

喉襯組件;背壁;溫度場;熱解

0 引言

喉襯組件是維持固體火箭發動機燃燒室預定工作壓強,產生推力的關鍵功能部件之一,其工作環境惡劣,對發動機的性能影響明顯,喉襯破壞將直接影響發動機正常工作;背壁延緩喉襯溫度向外部傳遞的絕熱部件,是確保噴管殼體溫度在許用范圍的重要措施[1-2]。

目前,國內外在喉襯溫度場分析方面已經取得了較大的成績,國內,孫冰[3]用有限元法計算了邊界移動的噴管溫度場。亢麗娟[4]利用有限元軟件對復合噴管全域瞬態溫度場進行了有限元計算分析。田四朋[5]等人通過計算溫度場和應力場,分析了噴管在發動機工作過程中的結構完整性。國外,Kearney W.J.[6]、JohnW.Edwards[7]、Maw,J.F.[8]和Alhama F[9]等人均對噴管熱分析做過深入研究,特別是JohnW.Edwards對ASRM噴管的傳熱分析進行了深入細致的工作。R.RameshKumar[10]等人針對噴管的復合材料結構進行了熱力耦合分析。總體上看,受固體發動機熱流環境、邊界條件、材料參數和熱反應模型等復雜因素的制約,國內針對熱載荷下喉襯組件的溫度場計算,誤差達到30%以上。

綜上可知國內外文獻中關于背壁熱解效應對喉襯組件溫度場的影響分析較少,因此文中在接觸熱阻隨溫度及壓強變化的基礎上建立了含熱解喉襯組件的傳熱模型,通過ABAQUS軟件,建立一套工程可用的數值模擬方法,并進行實驗驗證,對比喉襯組件的溫度場計算結果與實驗測試結果,驗證算法精度,研究更為準確的喉襯組件邊界仿真方法。

1 含熱解喉襯組件的傳熱模型

圖1為喉襯組件燒蝕和傳熱模型,根據Fourier定律,一維圓柱坐標多層復合結構的非穩態傳熱方程如式(1)所示,多數文獻中將熱解氣體流過時所帶走的熱量Q1,i忽略,使得溫度場計算誤差較大,文中主要考慮Q1,i對喉襯組件溫度場的影響:

(1)

式中:下標i=0,1,2,…,5分別對應喉襯燒蝕層、喉襯原始層、背壁碳化層、背壁熱解層(或熱界面)、原始材料層和金屬殼體層;k為導熱系數;ρ為密度;C為比熱;Q1為熱解氣體流過時所帶走(輸入)的熱量;Q2為熱解潛熱。

圖1 喉襯組件燒蝕和傳熱模型

2 理論模型和邊界條件

2.1 理論模型

喉襯組件的軸對稱結構如圖2,喉襯采用石墨材料,背壁采用5-Ⅱ石棉酚醛模壓材料,收斂段采用高硅氧/酚醛材料,擴張段采用C/C材料,金屬殼體采用鋼材料。T1、T2分別為距喉襯內邊界20 mm、34 mm計算溫度點。

圖2 喉襯組件的軸對稱結構

2.2 流場特性

由傳熱學知識可知,發動機點火后,噴管壁內各點的溫度實際上是時間和空間坐標的函數。但由于噴管的幾何形狀是軸對稱的,受載荷邊界條件也是軸對稱的。考慮到所用材料的特點,因材料本身的缺陷所產生的周向熱流是很小的,可以忽略不計。這樣,可將實際上的三維空間問題,簡化為軸對稱二維空間不穩定導熱問題[11]。并在分析求解時作如下假設:

1)發動機穩態工作,燃氣參數(壓強和溫度等)不隨時間變化;

2)進行溫度計算時,不計噴管內壁燒蝕;

3)不考慮輻射傳熱和顆粒接觸傳熱;

4)計算中考慮隨溫度及壓強變化的接觸熱阻。

2.3 燃氣參數

為便于進行溫度分析,假定燃氣流動是穩態的;燃燒產物是組分均勻的完全氣體;流動是等熵的。實踐證明,在噴管型面選定后,采用一維等熵流分析噴管流場即可滿足要求。燃氣對流換熱可由式(2)表示:

(2)

式中:q表示熱流(W/m2);hg表示對流換熱系數,可由巴茲公式確定(W/(m2·K));T?w表示燃氣溫度;Twg表示噴管內壁溫度。巴茲公式可寫為:

(3)

式中:dt為噴管喉部直徑(m);μ為燃氣黏性系數(kg·s/m2);cpg為燃氣定壓比熱容(kcal/(kg·K));Pr為燃氣普朗特數;c*為燃氣特征速度(m/s);rc為噴管喉部曲率半徑(m);At為噴管喉部面積(m2);A為噴管擴張段某計算截面的面積(m2);σ1為邊界層修正系數。

文中,取滯止溫度T0為2 751 ℃,可獲得溫度、對流換熱系數隨噴管軸向的變化情況,如圖3所示。其中,h0為噴管喉部的燃氣對流換熱系數。

圖3 溫度、對流換熱系數隨噴管軸向變化曲線

2.4 接觸熱阻試驗

本實驗所使用的試件為長方體,邊長為30 mm×30 mm×90 mm。加工M8×0.75的螺紋洞,深度為20 mm。各個孔心保持在一條直線上。本實驗由兩部分組成,一是碳/碳復合材料和酚醛樹脂的溫度與界面接觸熱阻的關系試驗,另一組是界面接觸應力與界面接觸熱阻的試驗。表1給出了通過靜態熱流法測得的接觸熱阻隨溫度及壓強變化的實驗數據。

表1 接觸熱阻隨溫度及壓強變化實驗數據

2.5 5-Ⅱ材料的熱解響應特性

圖4為采用NETZSCH DSC404 F3差示掃描量熱儀進行的潛熱測試結果。試驗在氬氣保護下進行,升溫速率為20 ℃/min,試樣質量3.7 mg,采用Al2O3坩堝盛放試樣,最高溫度升至900 ℃。

測試結果顯示,與熱失重分析的結果類似,熱解反應也分3個階段:

第一階段為放熱反應,反應開始的溫度在355 ℃左右,結束溫度在390 ℃左右,放出的熱量為19.62 J/g;

第二階段反應為吸熱反應,反應開始的溫度在390 ℃左右,結束溫度在690 ℃左右,吸收的熱量為1 214 J/g;

第三階段反應為放熱反應,反應開始的溫度在785 ℃左右,結束溫度在845 ℃左右,放出的熱量為109.3 J/g。

測試材料受熱時有3個明顯的反應區間,第一次反應發生在400 ℃附近,第2次發生在600 ℃附近,第3次發生在800 ℃附近。

圖4 石棉酚醛的DSC曲線

通過ABAQUS STANDER求解器HEAT TRANSFER分析步對喉襯組件進行熱傳導分析,分析共分兩步,分析時間分別為8 s和90 s,用于模擬發動機的工作過程和其后的自然冷卻過程。噴管的初始溫度為室溫(20 ℃);外界大氣壓為一個標準大氣壓,溫度為室溫;外壁與空氣進行自然對流換熱,對流換熱系數為5 W/(m2·K),接觸熱阻隨溫度及壓強變化如表一,計算時考慮背壁材料的潛熱,5-Ⅱ材料的熱解主要發生在390 ℃～690 ℃,潛熱為1 214 J/g。

3 計算結果及分析

由圖5可以看出,T1點處加潛熱與無潛熱計算溫度隨時間變化趨勢相同,25 s前T1點隨時間增加溫度快速升高,到達25 s后,溫度變化較小,趨于平緩,55 s時加潛熱與無潛熱溫度達到最高值,加潛熱最高溫度為712.01 ℃,無潛熱最高溫度為811.08 ℃。無潛熱溫度值高于加潛熱溫度值主要是由背壁中的酚醛成分熱解吸收熱量所致。

由圖6可以看出,T2點處無潛熱計算溫度隨時間增加迅速升高,20 s時溫度達到最高,最高溫度為499.1 ℃,隨后溫度降低,但變化較為平緩,T2點處加潛熱計算溫度隨時間增加溫度快速升高,到達20 s時溫度達到最高,最高溫度為415.51 ℃,隨后溫度突然降低,直至30 s時溫度繼續降低,但變化較為平緩,30 s后T2點處加潛熱與無潛熱溫度變化趨勢相同。造成20 s時T2點處加潛熱溫度突然降低的原因為背壁材料中大量酚醛樹脂發生分解反應,分子鏈裂解產生H2O、CH4、H2、CO和CO2吸熱所致。

圖5 T1處計算結果

圖6 T2處計算結果

4 驗證試驗

本實驗在Φ340標準試驗發動機上進行,發動機工作時間約為8 s,滯止壓強為10.6 MPa。采用在喉襯上打孔安裝熱電偶的方式來測試噴管溫度,分別在距喉襯內邊界20 mm、34 mm處插入兩個熱電偶T1、T2如圖7,測試出T1、T2兩點溫度隨時間變化規律。試驗中用鉑銠熱電偶進行溫度測試,采用了螺紋卡套連接結構固定熱電偶,使熱電偶與測試部位緊密接觸,減弱了發動機振動帶來的影響。測試所用熱電偶如圖8所示,測溫孔與熱電偶連接螺紋的密封采用高溫氧化銅膠。

圖7 喉襯、背壁結構及熱電偶布置

圖8 測試用熱電偶及螺紋卡套結構

試驗測試結果如圖9,時間零點為發動機點火時刻,發動機工作時間為8 s,發動機停止工作后讓其自然對流換熱82 s,最終采集了90 s時長的溫度數據。B測點深,靠近喉襯內表面,溫升快,在發動機點火后溫度迅速升高,最高溫度639.68 ℃。由于A測點位置較淺,溫升速率降低,最高溫度出現的時間為20 s,達到380.77 ℃。

圖9 T1、T2兩點試驗測溫曲線

5 試驗結果與計算結果的對比分析

通過計算結果與實驗結果對比曲線圖10和圖11可知,T1點加潛熱與無潛熱溫度計算趨勢與試驗實測趨勢相同,加潛熱計算值比無潛熱計算值更符合試驗值。T2點加潛熱溫度計算趨勢與試驗實測趨勢相同,但T2點無潛熱溫度計算值在20 s后趨于平緩,與試驗實測溫度變化曲線差異較明顯,加潛熱計算值比無潛熱計算值更符合試驗值。

圖10 T1處計算結果與實驗結果對比圖

圖11 T2處計算結果與實驗結果對比圖

綜上可知,T1點處加潛熱最高溫度與實際測量最高溫度相對誤差為11.31%,T2點處加潛熱最高溫度與實際測量最高溫度相對誤差為9.12%。理論計算值高于實驗值的原因:物性參數的選取會影響計算結果;實際測量中,熱電偶的慣性會使測量值略低于結構的實際溫度值。

6 結論

文中基于二維有限元計算模型,分析了喉襯組件的瞬態溫度場,考慮了加潛熱與不加潛熱喉襯組件溫度變化規律,得出以下結論:

1)背壁熱解吸熱減輕了溫度向噴管外壁的傳遞,降低了喉襯組件的溫度,有利于熱防護。

2)加潛熱的溫度場理論計算結果與實驗結果的比較說明,加潛熱的計算模型更符合實際測量,結果更可信。

3)背壁材料的熱解對溫度場的影響是顯著的,計算時需要考慮熱解對喉襯組件溫度場的影響。

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The Influence of Pyrolytic Effect of the Back Surface on the Temperature Field of Throat Lining Component

YAN Baoren,SHI Hongbin,TANG Min,LI Shuliang

(Xi’an Institute of Aerospace Propulsion Technology, Xi’an 710025, China)

In this paper, composite nozzle of solid rocket motor was considered as research object, pyrolysis characteristics of back surface material and contact thermal resistance changing with temperature and pressure were tested, finite element method was used for transient thermal analysis of two-dimensional axisymmetric nozzle. The pyrolytic effect of the back surface was considered, then calculation results of the temperature field with expected and unexpected pyrolytic effect of the back surface were given, and validation test was done. Finally, the calculated results were compared with the experimental results, the results show that, pyrolysis effect of the back surface can reduce temperature of the throat lining components, and temperature field analysis with consideration of pyrolysis effect of the back surface of the throat lining components accords more with the experimental value.

throat lining component; back surface; temperature field; pyrolysis

2014-07-29

閆寶任(1989-),男,黑龍江人,碩士研究生,研究方向:固體火箭發動機工程力學。

V435.+14

A