C/C擴張段典型連接結構熱應力對比分析及試驗研究*

李 耿，王周成，生志斐，趙 康，侯 曉

(1.中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025；2.中國航天科技集團公司第四研究院，西安 710025)

C/C擴張段典型連接結構熱應力對比分析及試驗研究*

李 耿1，王周成1，生志斐1，趙 康1，侯 曉2

(1.中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025；2.中國航天科技集團公司第四研究院，西安 710025)

C/C擴張段與噴管基礎段的連接結構是影響C/C擴張段熱應力的關鍵因素，為了獲得最優連接形式，采用相同的邊界條件、材料參數和結構尺寸，對螺紋、倒錐、銷釘和套錐共4種典型連接結構的C/C擴張段進行了熱應力數值模擬。通過溫度場和應力場對比分析，并考慮工程應用性，認為銷釘連接結構最優。采用φ340 mm試驗發動機，對銷釘連接結構C/C擴張段開展了熱試車考核。試車后，C/C擴張段結構完整，驗證了該連接結構的設計合理性。熱試車過程中，成功測試了C/C擴張段外壁面的實時溫升曲線，各測點的溫升規律以及沿軸向的溫度趨勢與理論分析基本一致，發動機工作結束時最高溫度達1 127 ℃。

C/C擴張段；連接結構；熱應力；試驗研究

0 引言

C/C擴張段具有集耐燒蝕與熱結構功能于一體的特性，可大幅減輕發動機消極質量，簡化噴管設計結構，提高發動機性能和可靠性，是新一代先進發動機噴管的發展趨勢。相比樹脂基的碳布/酚醛擴張段，C/C擴張段的燒蝕量非常小，且不存在熱解炭化的問題，燒蝕和熱防護已不是設計中最重要的問題；而C/C擴張段與噴管基礎段的連接結構設計則成為關鍵技術。

國外C/C擴張段與噴管基礎段的連接結構主要有螺紋連接、套錐連接、銷釘連接以及螺栓連接等。美國的STAR系列宇航發動機、IUS慣性頂級發動機、MX導彈Ⅱ、Ⅲ級發動機等的C/C擴張段以及法國SEP和美國CSD合作開發的一系列C/C擴張段噴管項目均采用螺紋連接結構[1-3]。法國的MAGE系列宇航發動機的C/C擴張段采用套錐式銷釘連接結構[4]。法國ARIANE火箭的HM7低溫液體火箭發動機和VINCI液體火箭發動機、美國的DELTA Ⅲ運載火箭的RL10B-2液體火箭發動機的C/C延伸錐均采用了法蘭盤-螺栓式連接結構[5]。

目前，國內在C/C擴張段材料工藝和產品制備方面開展了一系列的研究[6-7]，但針對現有C/C擴張段材料性能水平開展的連接結構設計較少。由于C/C擴張段的連接結構是影響熱應力的關鍵因素，參考國外C/C擴張段的連接形式，結合國內的設計研究，提出了螺紋、倒錐、銷釘和套錐共4種典型C/C擴張段連接結構，對上述4種連接形式展開熱應力計算，通過對比分析不同結構的熱應力水平，給出了最優的設計方案，并對優選的C/C擴張段連接結構開展了熱試車考核和溫度測試，可為C/C擴張段噴管的結構設計及仿真分析提供參考。

1 典型連接結構設計

為了減少除連接結構形式以外的因素對C/C擴張段熱應力水平的影響，利用φ340 mm燒蝕試驗發動機[8]平臺，設計了模擬試驗噴管模型，分別采用如圖1所示的螺紋(Ⅰ)、倒錐(Ⅱ)、銷釘(Ⅲ)和套錐(Ⅳ)4種典型C/C擴張段連接結構，除了連接結構形式不同，熱流環境，分段位置及C/C擴張段的設計厚度均相同。其中，螺紋結構通過喉襯上的螺紋實現連接固定，具有結構簡單、連接可靠和拆卸方便的優點；倒錐結構通過與C/C擴張段上的錐面實現緊固配合；而銷釘和套錐結構分別以背壁徑向銷釘和擴張段徑向銷釘實現連接。

2 數值模擬

2.1 有限元模型

彈性熱應力問題的有限元方程[9]如下：

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

式中：C為熱容矩陣；K為熱傳導矩陣；P為溫度載荷列陣；φ為節點溫度列陣；α為材料的熱膨脹系數；φ0為節點的初始溫度列陣；Pf、PT為體積載荷和表面載荷分量；Pth為熱應變引起的等效載荷項。

2.2 簡化模型及假設

對于螺紋、倒錐連接結構的C/C擴張段，噴管的幾何形狀以及工作過程中的載荷都是軸對稱的。因此，可簡化為軸對稱問題。而銷釘和套錐連接結構，噴管的幾何形狀為旋轉周期對稱，載荷是軸對稱，整個模型是可按旋轉周期對稱簡化。

采用ANSYS有限元軟件，選取Plane13號單元(實體選Solid5號單元)，C/C擴張段與喉襯、銷釘、炭纖維/酚醛絕熱層間通過接觸單元實現載荷傳遞，不考慮接觸熱阻，不考慮炭化、燒蝕和熱輻射，采用熱力耦合計算，同時施加熱載荷和機械載荷，求解溫度場和應力場。

2.3 邊界條件

噴管內流場采用一維等熵流計算，噴管內壁面與燃氣的換熱系數采用半經驗的Bartz公式[10]計算，得到的燃氣溫度、壓強及壁面對流換熱系數沿噴管軸向分布如圖2所示。

根據φ340 mm燒蝕試驗發動機工況，滯止溫度T0=3 500 K，滯止壓強p0=6.5 MPa，通過Bartz公式計算的喉部對流換熱系數h0=30 239 W/(m2·K)。

2.4 溫度場分布

圖3為各連接結構C/C擴張段在發動機工作結束時刻t=20 s的溫度場云圖。可見，四者的溫度區間較為接近，最高溫度基本在2 000 ℃左右，最低溫度約1 070 ℃，溫度分布趨勢較為一致，最高溫度都出現在C/C擴張段小端內表面處。不同之處在于倒錐連接結構的最低溫度位置發生在C/C擴張段小端的外表面，分析認為，C/C擴張段倒錐結構小端厚度最大，導致其小端外表面溫度相對較低。

2.5 應力場分布

由于C/C擴張段的壓縮性能遠優于其拉伸性能，而且C/C擴張段常見破環形式為軸向拉伸應力超過材料強度極限導致的環向裂紋；同時，國內外學者在研究C/C擴張段熱結構時，都把軸向拉伸應力作為評價熱結構完整性最重要因素[11-12]。因此，本文選取軸向拉伸應力為評價各連接結構的熱應力水平的關鍵因素，其余各向應力作為參考因素。

圖4為各連接結構C/C擴張段軸向最大拉伸應力云圖，軸向最大拉應力均發生在C/C擴張段小端外表面起錐處。套錐連接結構的軸向拉伸應力最小，倒錐連接結構的軸向拉伸應力最大。

各連接結構C/C擴張段的各向應力極值隨時間的變化曲線分別如圖5和圖6所示，各向應力極值如表1所示。

從圖表中可看出，螺紋連接結構軸向壓縮、環向拉伸、徑向拉伸和壓縮及層間剪切應力為各結構中最大；倒錐連接結構軸向拉伸和環向壓縮應力為各結構中最大；銷釘連接結構各向應力水平適中；除徑向拉伸應力外，套錐連接結構的其他各向應力水平均最低。因此，從熱應力分析角度來看，C/C擴張段的連接由從優到劣的排列依次為套錐、銷釘、倒錐和螺紋。

在上述基礎上考慮工程應用性，套錐連接結構對于喉襯材料及裝配工藝的要求較高，且不適應大型擺動式噴管，減重效果不明顯；而銷釘連接結構各向應力相對適中，同時裝配工藝簡單，對材料性能要求較低。因此，選取銷釘結構作為優選方案。

表1 各連接結構C/C擴張段應力極值

3 試驗驗證

為了驗證銷釘連接結構的設計可行性，文中采用φ340 mm燒蝕試驗發動機對銷釘連接結構C/C擴張段噴管開展了熱試車考核，并測得C/C擴張段外壁面溫度。

3.1 試驗裝置

試驗裝置如圖7所示，主要由φ340 mm燒蝕試驗噴管、雙頭螺栓、轉接法蘭、銷釘連接結構C/C擴張段組件、熱電偶和測溫工裝組成。通過雙頭螺栓和轉接法蘭在φ340 mm燒蝕試驗噴管出口位置安裝C/C擴張段連接結構試驗裝置，利用燒蝕試驗發動機的尾焰對C/C擴張段組件進行考核。該試驗裝置拆卸方便，經濟可靠，并能對C/C擴張段的多種連接結構進行考核。熱試車過程中，C/C擴張段表面溫度高達1 000 ℃以上，傳統粘接固定方法已不適用。因此，本文采用螺栓壓縮彈簧鎢錸-鎢錸鎧裝熱電偶溫度測溫裝置。

如圖8所示，空心螺栓套在熱電偶保護管上，可自由滑動，通過螺栓壓縮熱電偶上的彈簧，確保熱電偶測量端與C/C擴張段表面緊密接觸。

3.2 熱試車結果

采用上述試驗裝置，對C/C擴張段銷釘連接結構進行了熱試車考核，發動機工作時間約20 s，平均工作壓強6.5 MPa，最高工作壓強7.6 MPa。如圖9所示，試車過程中，C/C擴張段噴管工作正常。試車后，噴管結構完整。在發動機工作后期C/C擴張段大部分區域呈現出橘紅色，而大端出口部位則仍為黑褐色。這主要是由于模擬試驗的噴管擴張比較大，內流場發生了流動分離[13]，分離后的氣流與噴管壁面的傳熱減弱，從而導致C/C擴張段大端壁面溫度較低。圖10為試車后分解的C/C擴張段。可看出，C/C擴張段內外表面光滑平整，燒蝕量很小，沒有凹坑、分層、起皮及裂紋等問題；試后擴張段大端內表面有白色Al2O3沉積。熱試車結果表明，C/C擴張段銷釘連接方案合理可行，且具有較高的設計裕度。

3.3 溫度測試結果

熱試車過程中在C/C擴張段外表面共布置了8路熱電偶，周向180°分2組沿母線分布，軸向以25 mm距離均布。熱電偶分布如圖7所示，沿母線從C/C擴張段小端到大端2組溫度傳感器的編號分別為A～D和A1～D1。

圖11為C/C擴張段外壁面溫度測試和數值模擬結果的時間歷程圖，C/C擴張段上各測點的溫度隨著發動機工作均逐漸升高，發動機工作結束時最高溫度約為1 127 ℃(A1點)，小端位置的溫度最高，向大端逐漸降低；周向180°布置的2組熱電偶測試結果一致性較好，對應位置的最大測試溫差為81 ℃。另外，從圖11中還可看出，在約7.5 s時刻，溫升曲線的斜率發生了較明顯的變化，通過試車錄像的分析，該時刻C/C擴張段與噴管基礎段連接部位的樹脂基絕熱層發生了熱解，熱解氣體燃燒產生的明火導致了7.5 s時刻溫升速率的升高。

測試溫度與數值模擬結果的趨勢一致，但各測點的溫度均低于數值模擬結果，尤其在發動機工作初期，溫度還未達到平衡的時刻，C/C擴張段小端A、B兩點測試和數值模擬結果間的最大溫差達到了193 ℃。這主要是熱電偶的響應滯后所致，由于受發動機工況、測試環境、熱電偶裝配等方面的條件限制，高響應速率的熱電偶在應用時存在難度。此外，從測試數據和數值模擬比較可看出，沿著母線方向，C/C擴張段大端的2個測點的溫度遠低于數值模擬結果，除熱電偶響應因素外，燃氣在噴管大端發生了流動分離[13]，從而導致C/C擴張段大端即C(C1)、D(D1)測點的實測壁面溫度較低。

綜上所述，溫度場測試獲得了發動機熱試車過程中C/C擴張段外壁面的實時溫升曲線，各測點的溫升規律以及沿軸向的溫度分布趨勢與理論分析基本一致，測溫數據雖有滯后，但發動機工作后期溫度相對于平衡時刻的測試值仍可供設計參考。另外，溫度測試數據表明流動分離導致噴管內燃氣與壁面的傳熱減弱。

4 結論

(1)C/C擴張段的連接結構對其熱應力水平影響顯著，不同連接結構對應的各向應力極值的最大差值可達111 MPa。因此，選擇合適的連接結構，能明顯改善C/C擴張段的熱應力水平。

(2)對于螺紋、倒錐、銷釘和套錐4種典型連接結構的C/C擴張段，銷釘和套錐連接結構的熱應力水平相對較低，結合考慮工程應用性，認為銷釘為最優的C/C擴張段連接結構，并通過熱試車驗證了C/C擴張段銷釘連接方案的可行性，為后續C/C擴張段的連接結構設計提供了參考。

(3)獲得了熱試車過程中C/C擴張段外壁面的實時溫升曲線，各測點的溫升規律及沿軸向的溫度趨勢與理論分析基本一致，發動機工作后期的最高工作溫度值可供參考。測溫結果表明，流動分離后，噴管內燃氣與壁面的傳熱減弱。

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(編輯：崔賢彬)

Comparative analysis of thermal stress and test research for C/C divergent section with typical connecting structure

LI Geng1,WANG Zhou-cheng1,SHENG Zhi-fei1,ZHAO Kang1,HOU Xiao2

(1.The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC,Xi'an 710025,China；2.The Fourth Academy of China Aerospace Science and Technology Corporation,Xi'an 710025,China)

Connecting structure is a key factor influencing the thermal stress of C/C divergent section,so the thermal stress of C/C divergent section with thread,barb,pin and taper sleeve four typical connecting structures was calculated in the same boundary conditions,material properties and dimension to get the best connecting structure.The pin connecting structure is recognized as the best one by comparing the temperature field,stress field and engineering application.Then the pin connecting structure was checked under firing by usingφ340 mm testing engine.The C/C divergent section structure was integrated after firing test,which validated the design rationality of this structure. The outer wall temperature curves of C/C divergent section were provided by firing test.The results show that temperature regulation and axial temperature variation tendency are almost consistent with theory analysis, and the maximum temperature of 1 127 ℃ occurs at the end of firing test.

C/C divergent section;connecting structure;thermal stress;test research

2017-02-17；

2017-02-27。

國家重點基礎研究發展計劃項目(No.613184)。

李耿(1979—)，男，高級工程師，研究方向為固體火箭發動機噴管研究。E-mail：lg9863@sohu.com

V438

A

1006-2793(2017)03-0289-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2017.03.004