炭/酚醛燃氣舵燒蝕性能

薛海峰，陳 雄，鄭 健，周長省

(南京理工大學 機械工程學院，南京 210094)

0 引言

燃氣舵是火箭導彈經常采用的推力矢量控制技術之一，且燃氣舵控制技術具有控制導彈的方位角定向范圍大、響應速度快、彈道最高點低且能進行多通道控制等優點。近年來，許多國家的導彈均開始采用這種推力矢量控制技術[1]。從早期的液體火箭導彈采用高強度石墨燃氣舵到后來用于固體火箭發動機上的鎢鉬合金燃氣舵，現代燃氣舵基本采用鎢滲銅作為制作材料。在文獻[2]中鎢滲銅燃氣舵在發動機工作小于60 s時，面燒蝕率不超過12%。作為現代制造燃氣舵的主流材料，盡管鎢滲銅材料的線燒蝕速率較低，但其密度大、質量高；在較高的消極質量影響下，降低了彈箭系統的有效射程。對低成本野戰制導火箭的燃氣舵推力矢量控制系統而言，在發射初始段的較短工作時間內擁有良好抗燒蝕和耐沖刷的前提下，燃氣舵的輕量化、低成本將成為一個重要的發展方向。炭纖維增強復合材料是一類優秀的高溫熱結構材料，早期應用于彈道導彈頭錐、宇宙飛船返回艙和火箭發動機噴管內襯等部件上。炭纖維增強復合材料具有良好的抗燒蝕和耐沖刷性能，且尺寸穩定性好、密度低(約為鎢銅材料的1/10)，應用到燃氣舵上能有效降低燃氣舵的重量。德國宇航院早在2001年將C/SiC復合材料用于燃氣舵[3]，并加工制作了試驗樣機；印度在2011年～2014年同樣加工制作了C/SiC復合材料燃氣舵并進行了火箭發動機地面燒蝕試驗[4-5]；中國的西北工業大學也針對穿刺工藝的C/C復合材料加工制成的楔形塊進行固體火箭發動機地面靜止試驗[6]。炭/酚醛作為一種典型的炭纖維增強復合材料，具有良好的抗燒蝕性能，常用于噴管受燒蝕、沖刷比較嚴重的部位；且較上述C/C和C/SiC復合材料而言，炭/酚醛材料有成本低易加工的優勢。

本研究將炭/酚醛燃氣舵應用于工作時間較短的固體火箭發動機上，利用三維掃描儀獲取燒蝕試驗前后舵面形貌，對燒蝕形貌進行全面研究。從炭/酚醛材料工作過程中熱解炭化以及剝蝕的特有屬性角度對燒蝕結果進行分析討論。這對炭/酚醛燃氣舵的傳熱燒蝕問題有著重要的意義，并能對燃氣舵有效工作時間做出合理的預測。

1 試驗

1.1 炭/酚醛燃氣舵設計與制備

燃氣舵舵面設計要素見參考文獻[1]。本研究選用梯形舵面、六邊形翼形炭/酚醛燃氣舵，為提高前后緣的耐燒蝕和氣動特性，對前后緣進行圓弧化處理，選用外置式安裝方式。舵面主要技術參數為：前緣后掠角25°，后緣前掠角5°，舵根弦長80 mm，展長50 mm；翼形選用考慮本研究的試驗性質，舵根部厚度設計留有較高裕度，翼形的相對厚度為0.187 5。

試驗原材料為炭/酚醛復合材料，纖維采用聚丙烯腈(PAN)基T300、3K炭纖維，炭纖維平均直徑為7 μm；基體材料為酚醛樹脂，酚醛樹脂體積分數為0.6。圖1為安裝于舵片固定座的炭/酚醛燃氣舵照片，舵偏角為20°。

1.2 試驗環境

地面燒蝕試驗的主要目的是考核炭/酚醛燃氣舵在固體火箭發動機射流環境下的耐燒蝕能力，并利用相關的測試系統獲取燃氣舵在工作過程中由于舵面燒蝕現象對工作性能的影響。

燃氣舵地面燒蝕試驗系統主要包括了火箭發動機試驗臺架、固體火箭發動機、燃氣舵固定座和試驗對象炭/酚醛燃氣舵，如圖2所示。

在地面燒蝕試驗之前對發動機進行了內彈道測試，圖3為發動機工作過程內彈道曲線。發動機工作平均壓強約為8 MPa，因為有初始壓力峰的存在，工作初期發動機總壓最高值為9.1 MPa；平均推力約為5 kN。

根據發動機內彈道參數和理論計算結果得到噴管出口平面流動基本參數：靜壓120 715 Pa，靜溫1245.33 K，馬赫數3.22[7]。

1.3 試驗結果后處理

典型的熱防護材料燒蝕厚度測量方法基本為接觸式測量[8]。在對一些特殊材料，如硅橡膠之類具有彈性或易變形材料，該方法的厚度測量有較大誤差。

燃氣舵面燒蝕率測量的傳統方法主要是通過在坐標紙上臨摹出燒蝕前后舵體側面形貌，得到燒蝕前后舵體側面面積，從而估算出面燒蝕率[9]。該方法因測量過程中人為誤差較大，且在細觀的表面燒蝕量尤其是不同舵偏角引發的燒蝕量的不一致性難以體現。

為得到炭/酚醛燃氣舵在工作結束后的燒蝕量云圖，本研究采用光柵式三維掃描儀獲取炭/酚醛燃氣舵在燒蝕前后舵面形貌的三坐標點云，并對點云數據進行重構處理，最終得到舵面燒蝕結構云圖[10-11]。圖4為光柵式三維掃描儀對燒蝕前燃氣舵進行掃描的現場照片。

2 試驗結果及分析

圖5為本文所用到的燃氣舵坐標系統以及選擇的剖面說明，圖5中坐標系為燃氣舵舵面當地坐標系，當地坐標原點位于舵面根部前緣處，x軸正方向指向燃氣流動方向，y軸正方向指向舵梢。A-A截面為過噴管軸線平面所截取的燃氣舵截面，距舵根高度38.5 mm。

將燃氣舵從前緣至后緣分成5個區域：I區～V區。以某個截面為例，圖6為燃氣舵舵面分區及相關術語示意。

2.1 表觀燒蝕形貌

圖7為不同舵偏角炭/酚醛燃氣舵在地面燒蝕試驗結束后背風面(左)和迎風面(右)的表觀形貌。作為對比，圖7(f)為燒蝕前的原始表觀形貌。

圖7(a)～(e)中，無論燃氣舵姿態如何，前緣燒蝕退移量為全舵面最高，且舵面I區燒蝕殆盡。舵面前緣燒蝕形貌呈現了鋸齒狀，且舵面前緣局部區域還出現了較高的凸起。這主要是由于炭/酚醛材料的制作工藝以及炭纖維增強復合材料力學性能的各向異性導致了這樣的燒蝕結果。

當舵偏角為0°時，除去燒蝕殆盡的I區，舵體側面II區燒蝕較為嚴重，III區也表現出來一定的燒蝕現象，而在IV區表面燒蝕現象較為微弱。當燃氣舵發生偏轉后，從圖7(b)～(e)可發現，在燃氣舵迎風面出現了由于燒蝕導致的“溝壑”狀形貌，這主要是由于酚醛樹脂炭化后的殘碳基體與炭纖維熱化學燒蝕速率不一致，以及與舵面附著力不同所導致的兩者剝落速度不同而形成的[12]；且“溝壑”形貌的分布面積隨著舵偏角的增大逐漸增加。在背風面，由于機械剝蝕作用非常微弱，而熱化學燒蝕作用對該形貌的形成貢獻較??；故而，在背風面表觀幾乎不存在“溝壑”狀形貌。

2.2 微觀燒蝕形貌

以15°舵偏角工況下炭/酚醛燃氣舵為例，圖8(c)～(h)分別為燃氣舵前緣、迎風面和背風面在火箭燃氣射流環境下工作結束后用掃描電鏡觀察得到的1000倍和200倍放大后的微觀形貌；作為對比，圖8(a)和圖8(b)為原始材料表面同倍率微觀形貌。

本文研究的燃氣舵通過對原始炭/酚醛復合材料塊進行數控加工制作得到。在圖8(a)和圖8(b)原始材料表面微觀形貌可發現炭纖維簇和酚醛樹脂緊密貼合，炭纖維和酚醛樹脂界面結合狀態良好；由于材料制作工藝和機械加工的影響，材料表面存在一些微小裂痕和加工斷裂的短纖維，且纖維斷面呈現明顯的機械破裂形貌。

在圖8(c)前緣微觀形貌中可發現，酚醛樹脂由于高溫熱解氣體逸出導致一定氣孔的出現，但孔徑較?。辉跇渲砻嬗休^為光滑的斷面，推測是由于燃氣射流強大的氣流剪切力導致樹脂脫落。圖8(d)為前緣同樣位置處小倍率微觀形貌，發現該處為“溝壑”形貌的谷底。谷底的形成是由于該處纖維走向與流動方向平行度較高，更容易導致剝蝕；谷底兩側纖維走向近乎于垂直于流動方向，且纖維簇較為密集，不易剝蝕。在圖8(e)和(f)迎風面微觀形貌中，酚醛樹脂同樣由于熱解氣體逸出導致氣孔的出現，且孔徑比前緣位置處孔徑大很多；在樹脂表面同樣有材料剝蝕斷面。

文獻[13-14]指出炭化燒蝕材料從燒蝕表面到內部呈現“致密-疏松”結構，結合對比圖8(c)和圖8(e)熱解氣孔的大小及兩個采樣點在燃氣舵的工作位置考量。在燃氣舵前緣位置處，殘留的樹脂斷面上氣孔較小，且燃氣舵前緣位置受到發動機高溫高速燃氣的垂直沖刷；可推測，這種相對致密的多孔結構斷面是由于氣動剝蝕嚴重而位于熱解層，這意味著已經形成熱解孔洞的熱解層因該處強大的氣流剪切力部分脫落。在迎風面位置，熱解氣孔孔徑較大，且沖刷燃氣速度方向與舵面存在一定夾角，沖刷作用相對迎風面要弱很多；可推測，此處相對“疏松”結構是位于炭化層中，表面的“致密”炭化層由于氣動剝蝕作用而部分脫落。

在圖8(g)和圖8(h)背風面微觀形貌中，材料表面基本保持原始形貌，纖維與樹脂界面仍保持較好貼合形貌，樹脂表面有較小熱解氣孔，且比前緣位置處孔徑小。這說明在背風面的氣動剝蝕情況基本不存在，僅僅因高溫導致舵面材料熱解；由于發動機工作時間較短，背風面材料表面甚至并未完全炭化。

2.3 燒蝕三維數字形貌

圖9為炭/酚醛燃氣舵表面燒蝕量云圖，圖中虛線為舵面原始形貌側面輪廓。燃氣舵在工作過程中燒蝕量最大區域為舵面前緣，其次為迎風面，且在圖7中可發現在燃氣舵背風面基本不存在燒蝕現象，故而圖9中僅給出舵面迎風面和前緣位置處的燒蝕量云圖。

由圖9可見，在炭/酚醛燃氣舵前緣燒蝕量最大，最大值約為(8.0±0.3 )mm，不同的舵偏角下最大燒蝕量略有不同。舵面前緣燒蝕形貌在側面的投影與原始形貌對比，并結合俯視投影中在舵面前緣燒蝕量云圖可發現，在不考慮鋸齒狀形貌時，舵面前緣燒蝕形貌在側面投影基本呈現為一條直線，在根部燒蝕量要略小于梢部；這主要是由于舵面在梢部厚度要小于舵根部，另外舵面根部與護板相連，無形中增加了該位置處的耐燒蝕性能。簡言之，舵面前緣由于燒蝕導致的形貌基本呈現了線性退移規律，舵面根部的燒蝕量略小。

從燒蝕量云圖的俯視圖中可發現，無論燃氣舵偏角角度如何，舵梢平面的燒蝕量控制在0.2 mm之內。主要是由于該平面位于噴管軸線附近，而在該位置，舵梢平面與燃氣射流方向平行，致使燒蝕量非常小。

在燒蝕量云圖中主視圖中，當燃氣舵舵偏角為0°時，從舵體前緣燒蝕面往后的側面燒蝕量均控制在0.2 mm之內，約為前緣燒蝕量的1/35。這同樣是由于在舵偏角為0°時，燃氣射流在通過舵體側面時，流速與當地舵面基本平行，火箭燃氣的剝蝕效應基本不存在。當燃氣舵出現偏轉后，舵面迎風面由于當地舵面受到燃氣的沖刷加劇，開始出現較為明顯的燒蝕現象，且上游燒蝕量要高于下游?？傮w而言，炭/酚醛燃氣舵前緣燒蝕最為嚴重，迎風面次之；在20°舵偏角工況下，前緣燒蝕量仍能達到迎風面燒蝕量的10倍左右。背風面和后緣僅僅存在由于高溫引發的微弱的熱解以及熱化學燒蝕現象。

根據燒蝕后掃描得到的三維數值形貌計算得到不同舵偏角下炭/酚醛燃氣舵的面燒蝕率見表1。

表1 不同舵偏角工況下炭/酚醛燃氣舵面燒蝕率

在工作時間結束后，炭/酚醛燃氣舵的面燒蝕率在10%左右，滿足短時間工作燃氣舵面燒蝕率最高30%的要求[1]。從不同舵偏角而言，0°舵偏角工況下的面燒蝕率最高達到了11.69%。究其原因在于0°舵偏角時氣流正對舵片前緣沖擊且射流沖擊能量完全由前緣所吸收，故而面燒蝕率較高。而燃氣舵發生偏轉后，盡管在流動滯止點處的溫度壓力等參數基本一致，但是承載面增大，使得燒蝕相對減緩。但同樣是由于材料的不一致性，5°～20°舵偏角工況下的面燒蝕率并無規律性可言。從試驗結果可推測，若按照20%面燒蝕閾值判定，本文所設計加工的燃氣舵在該發動機上可用工作時間可達到1.5 s左右。

3 舵面燒蝕對工作性能的影響分析

圖10為不同舵偏角炭/酚醛燃氣舵在燒蝕后舵面前緣和迎風面壓力分布云圖，為同時顯示前緣和迎風面壓力，圖中舵面繞y軸旋轉了45°。由于熱化學燒蝕和剝蝕的作用，燃氣舵舵面出現了較為明顯的不規則形貌，這導致了舵面壓力分布不均。尤其在前緣燒蝕嚴重區域，局部較大凹坑內的壓力驟增，凹坑內滯止以及渦流會導致該處的溫度升高，加速燒蝕現象的發生。在迎風面，同樣由于II區和III區前半部分的燒蝕導致壓力分布不均，但是要比前緣輕微很多；這也意味著迎風面的“溝壑”形貌對近壁面的流動產生了細微擾動，進而對舵面的換熱過程產生影響。

圖11為燒蝕后A-A截面馬赫數云圖。盡管舵面燒蝕影響了自身的繞流流動；但由于噴管出口流速為超聲速，燃氣舵的燒蝕變形對噴管流動并不存在影響。

表2為不同舵偏角炭/酚醛燃氣舵燒蝕前后氣動力數值仿真結果。從表2中可發現，燒蝕過后的舵面升力和阻力均有所下降。相同舵偏角燃氣舵的升阻比基本保持一致，甚至5°、10°和15°舵偏角情況還由于燒蝕現象的發生而略有上升，這從減少阻力的角度來講是有益的；但作為控制需求，核心參數為燃氣舵的致偏力，那么有可能在燒蝕達到一定程度之后控制失效，即對于燃氣舵而言存在一個面燒蝕率失效閾值。

表2 炭/酚醛燃氣舵燒蝕前后氣動參數

燃氣舵舵面在燒蝕之前氣動壓心在x方向隨著舵偏角的增大有一個漸變的增長，增長率約為0.084～0.116 mm/(°)，氣動壓心在y方向基本保持不變；這對舵機系統輸出力矩來講是一個預知并可控的參數。

由于制作燃氣舵材料批次的以及工藝差距使得對某一個特定燃氣舵而言，在燒蝕發生之前，燃氣舵舵面具體燒蝕量是未知的，只能得到一個宏觀的預測值。這直接導致氣動壓心在x方向發生后移的量出現了一定的不可預知性。這在表2中燒蝕后舵面氣動壓心在x方向坐標的無規律性分布有所表現。最終體現在對控制系統而言，就是控制力矩的變化存在一定范圍的不可控，這要求設計中需要注意在控制力矩上留有一定的設計裕度。

4 結論

在對炭/酚醛燃氣舵燒蝕后的表觀形貌和微觀形貌的定性分析以及利用三維掃描技術對燒蝕前后舵面精細化測量對比的定量分析后，得到如下結論：

(1)炭/酚醛燃氣舵舵面的燒蝕過程是在機械剝蝕和熱化學燒蝕的綜合作用下產生的，且機械剝蝕占有主導地位。

(2)由于采用燃氣舵加工制造工藝以及材料內部力學性能的各向異性，炭/酚醛燃氣舵在燒蝕面存在較高的粗糙度，且在前緣產生了鋸齒狀的燒蝕形貌。如果某些部位有更為嚴重的缺陷會產生更大的燒蝕量。局部位置的燒蝕坑會加速燒蝕現象的發生。

(3)在燃氣舵前緣，由于高溫高速燃氣的垂直沖刷，剝蝕斷面位于熱解層；在前緣，由于沖刷燃氣速度方向與舵面存在一定夾角，剝蝕斷面位于炭化層；而背風面氣動剝蝕情況基本不存在，僅僅因高溫導致舵面材料熱解。

(4)由于受到燃氣射流近乎于垂直方向的沖刷，燃氣舵舵面前緣的燒蝕量最大，達到了(8±0.3)mm。在舵體側面，不發生偏轉時，舵體兩側燒蝕量約為0.2 mm，且燒蝕量沿著軸線方向逐漸降低。當燃氣舵發生偏轉后，迎風面的燒蝕量隨著舵偏角的增大逐漸增大，在20°偏角狀態下，迎風面的燒蝕量達到了0.8～1 mm，該量值仍然遠小于舵面前緣的燒蝕量；在背風面幾乎沒有發生燒蝕現象，僅僅存在由于高溫導致的熱化學燒蝕以及酚醛樹脂熱解引發的舵面細微孔洞現象。

(5)根據試驗結果可預測炭/酚醛燃氣舵在1.5 s左右的工作時間內能夠滿足20%～30%舵面面燒蝕率要求，可嘗試應用于簡易制導火箭武器彈道初期的推力矢量控制系統，達成減輕系統消極質量和降低成本的目的。

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