固體火箭發動機C/C復合材料燒蝕試驗技術研究

高勇, 查柏林, 王金金, 嵇阿琳, 王玲玲, 廉云清, 肖春

(1.西安航天復合材料研究所, 西安 710025; 2.火箭軍工程大學, 西安 710025)

0 引言

固體火箭發動機噴管是將燃燒室內高溫、高壓、高速燃氣的熱能轉化為動能產生所需的推力，喉襯作為固體火箭發動機的關鍵部件[1]，對發動機的性能和工作安全性都有著重要影響。由于發動機噴管更多地暴露于熱環境，噴管區的設計必須能夠承受推進劑燃燒產生的高溫與沖刷。隨著固體火箭技術的發展，固體火箭發動機噴管對材料的要求也越來越高。碳/碳(C/C)復合材料克服了一般炭—石墨材料強度低的缺點，保持了優異的耐高溫性能，又具有較高的比強度、比剛度和優異的耐燒蝕性能、抗熱沖擊性能[2-4]，適合于需要材料具有較高物理性能和化學穩定性的高溫環境下使用，成為固體火箭發動機噴管喉襯的首選材料[5-7]。其中，材料的耐燒蝕性能是喉襯熱結構設計的重要依據，是喉襯材料的重要技術指標。

C/C復合材料應用于固體火箭發動機喉襯時，喉襯的工作溫度高達3 000 K以上[7-8]。由于C/C復合材料的非均勻性，微觀結構復雜，其燒蝕過程受眾多因素及其交互影響，與發動機噴管的氣動設計、環境(包括推進劑類型及組分、燃氣特性、燃燒室壓強等)、噴管材料本身結構(包括纖維類型、預制體結構、材料密度與石墨化度、炭基體類型等)都有很大的關系[9-12]。隨著固體火箭發動機性能的不斷提升，喉襯材料的工作環境也變得越來越惡劣，喉襯材料除需承受導彈傳遞的各種靜態、動態載荷外，還要承受推進劑藥柱燃燒產生的高溫、高壓、高速且含有大量凝聚相顆粒燃氣流的燒蝕與沖刷，并且要求具有極高的形狀、尺寸穩定性[7]，這對噴管喉襯的制造材料提出了極其苛刻的要求。因此，通過地面模擬燒蝕試驗精確、快速評價材料的燒蝕性能，分析和研究其燒蝕機理，對固體火箭發動機喉襯熱結構設計及材料篩選工作具有重要的指導意義和工程應用價值。

本文作者以近年來國內外在固體火箭發動機C/C復合材料耐燒蝕性能方面的相關研究報道為基礎，對氧-乙炔燒蝕、等離子燒蝕、電弧加熱器試驗以及小型發動機地面點火試驗的測試方法及試驗原理進行了全面綜述。將這幾種燒蝕試驗方法所測得的C/C復合材料燒蝕性能與原型發動機點火試驗后測得的試驗數據進行了比對分析，指出了現階段應用較成熟的燒蝕試驗技術在固體火箭發動機喉襯材料燒蝕性能表征測試方面存在的優缺點，并對未來固體火箭發動機喉襯C/C復合材料燒蝕試驗表征技術的發展方向作了展望。

2 固體火箭發動機喉襯材料燒蝕特性

現代高性能固體火箭發動機大多采用含鋁復合推進劑，發動機工作過程中，推進劑劇烈燃燒后產生的燃氣溫度高達3 000～3 900 K，燃燒室壓強可達3～5 MPa甚至更高。同時，由于推進劑中高能金屬顆粒的團聚效應，產生的大量凝聚相顆粒均勻摻混于高溫、高壓、高速燃氣射流內[7-8]，在燃燒室和噴管中與高速燃氣一起流動。

C/C喉襯材料在固體火箭發動機高溫、高壓、高速燃氣射流環境下的燒蝕是一個非常復雜的過程，主要包含熱化學燒蝕、燃氣機械沖刷及凝聚相粒子侵蝕等[5-6]，喉襯材料的燒蝕行為直接關系到固體火箭發動機的結構可靠性。熱化學燒蝕表現為噴管內壁面碳與燃氣氧化性組分異相化學反應(如C與H2O、CO2、H2、OH、H等的化學反應)所致的噴管內壁面退移，其燒蝕速率主要由異相反應動力學速率、燃氣氧化性組分向噴管內壁的擴散速率以及高溫燃氣射流速率共同決定[5]。與此同時，為了提高發動機比沖與復合固體推進劑能量，增加其密度，抑制不穩定燃燒，通常需要在推進劑配方中添加某些金屬添加物，如10%～20%的鋁粉，使得發動機內產生的燃燒產物中含有高達30%的凝聚相顆粒[13]，在燃燒室和噴管中形成氣相-凝聚相顆粒兩相流動。凝聚相顆粒將會對噴管潛入段及收斂段造成嚴重的侵蝕和沖刷，不僅與噴管內壁面發生機械撞擊，而且由其造成的傳熱、熱輻射在一定程度上促進了噴管的熱化學燒蝕，從而使噴管內徑增大，結構減薄，影響發動機的性能，嚴重時會導致結構破壞。凝聚相顆粒在噴管壁面發生沉積或沖刷，是固體火箭發動機推進劑燃氣流動中特有的現象，且在噴管擴散段與喉部段的兩相流沖刷最為嚴重[14-15]。因此，在研究固體火箭發動機C/C喉襯材料的燒蝕行為與燒蝕機理時，不僅需要考慮高溫燃氣氧化性組分所引起的材料熱氧化燒蝕，還需考慮高速燃氣沖刷下凝聚相粒子對材料造成的沖刷—侵蝕耦合效應，全面掌握C/C喉襯材料在復雜多相流耦合內流場燒蝕環境下的燒蝕行為與燒蝕機理能夠為開展固體火箭發動機設計及材料篩選工作提供必要的理論基礎。

3 C/C復合材料喉襯燒蝕試驗方法

準確、全面掌握喉襯材料的燒蝕性能及燒蝕規律，是進行固體火箭發動機喉襯材料篩選與發動機設計的基礎?，F階段，評價固體火箭發動機喉襯C/C復合材料耐燒蝕性能的常見試驗方法主要有小型發動機地面點火試驗、氧-乙炔燒蝕、等離子燒蝕以及電弧加熱器試驗。

3.1 小型發動機地面點火試驗

采用小型試驗發動機進行固體火箭發動機喉襯材料燒蝕試驗時，可采用與實際發動機相同的固體推進劑模擬其工作過程，使燒蝕試樣所處的燒蝕環境與原型發動機實際工況基本相同，能夠較為真實地模擬固體火箭發動機環境特性[14,16-17]。試驗過程中，可同步獲取燃燒室壓強、工作過程壓強曲線以及C/C喉襯試樣的燒蝕時間，最終獲取C/C喉襯試樣的燒蝕質量與線燒蝕率，小型試驗發動機結構示意圖如圖1所示，C/C復合材料燒蝕試樣如圖2所示。但由于小型發動機地面點火試驗的設備復雜、成本高、周期長且點火后狀態不可控，成為影響固體火箭發動機喉襯材料成本及交付進度的關鍵因素之一。

圖1 小型發動機結構示意圖

圖2 C/C復合材料燒蝕試樣

賓夕法尼亞大學Brian Evans[18-19]高壓燃燒實驗室設計了RMS(以氣體反應物模擬氧化性組分對材料燒蝕性能的影響，最高壓力可達10 MPa)與ISPM(采用與發動機相同的推進劑，最高壓力可達41.4 MPa)兩套固體火箭發動機喉襯材料燒蝕試驗模擬器，如圖3、圖4所示[20]，其試驗原理同小型發動機地面點火試驗相同。燒蝕試驗過程中，采用光譜儀測試燃氣組分及溫度分布，利用X射線與高速CCD相機獲取喉襯材料的燒蝕率。試驗數據表明，采用無鋁推進劑時，石墨喉襯在燒蝕試驗系統工作1.5s后，固體火箭發動機喉襯材料燒蝕的線燒蝕率為0.08 mm/s。

圖3 RMS漩渦燃燒室燒蝕試驗系統

圖4 ISPM燒蝕試驗系統

3.2 氧-乙炔燒蝕與等離子燒蝕

氧-乙炔燒蝕或等離子體燒蝕是以穩定的氧-乙炔焰流或等離子焰流為熱源，將焰流垂直沖刷到圓形試樣表面，對材料進行燒蝕或燒穿。燒蝕試驗過程中，采用穩態/瞬態焓探針或水卡量熱器測量焰流的熱流密度，采用非接觸式測溫系統測量試樣燒蝕過程中的溫度變化曲線，并記錄燒蝕時間，通過燒蝕前后試樣厚度與質量的變化獲取材料的線燒蝕率、質量燒蝕率和絕熱指數。氧-乙炔燒蝕與等離子體燒蝕作為比較成熟的燒蝕試驗技術，試驗系統比較簡單、易于操作，主要用于防熱、絕熱、包覆材料、C/C復合材料及C/SiC復合材料的燒蝕(燒穿)試驗。

20世紀60年代，國內外就開始利用氧-乙炔焰流與等離子射流模擬固體火箭發動機燃氣環境研究C/C復合材料、陶瓷基復合材料以及樹脂基復合材料的燒蝕機理，并建立了相應的測試標準。1991年，美國Phillips實驗室Crump等[21]利用氧-乙炔火焰作為燒蝕焰流，設計了氧-乙炔燒蝕試驗方法，該試驗裝置大大節約了試驗成本，且操作簡便、安全性高，被世界各國普遍使用。我國早期，西安航天復合材料研究所參考美國材料試驗學會標準E285-70，先后自主研制了氧-乙炔燒蝕(圖5)與大功率(30～200 kW)等離子燒蝕系統(圖6)，用于表征C/C與C/SiC等材料的燒蝕性能。但由于氧-乙炔燒蝕與等離子燒蝕所形成的燒蝕環境比較單一，參數可調節性差，且僅能提供氣相燃氣，與固體火箭發動機噴管喉襯材料的多相流耦合燒蝕工況相差甚遠，只能用于定性表征材料的耐燒蝕、抗氧化性能，并不完全適合評價固體火箭發動機喉襯材料在復雜多相流耦合環境下的燒蝕性能。

圖5 氧-乙炔燒蝕

圖6 等離子燒蝕

3.3 電弧加熱器試驗

電弧加熱器試驗是利用高電壓或大電流的電能將空氣電離擊穿，在陰極和陽極之間形成一個高溫(可高達上萬度)空氣電離通道。冷空氣流經這個通道被對流加熱后在噴管出口處形成高溫、高速流場，通過改變流過電弧柱的電流等參數，可以改變試驗氣體的溫度等氣流特征參數[22-23]。燒蝕試驗過程中，可從冷壁熱流密度、氣流總比焓、燒蝕熱效率等方面對燒蝕熱防護材料或熱結構進行考核評價。電弧加熱器燒蝕試驗如圖7所示。

圖7 電弧加熱器燒蝕試驗

以電弧加熱器試驗技術為基礎發展的熱防護材料評估技術有電弧駐點燒蝕試驗[24]、電弧風洞試驗[25]、飛行器電弧加熱設備包罩燒蝕試驗[26]、飛行器端頭燒蝕外形試驗[27]、電弧加熱器侵蝕/燒蝕耦合試驗[28]等。電弧加熱器燒蝕試驗技術作為一種比較成熟的熱防護評估技術，方法簡單易行，且可實現外流場環境下的粒子輸送，主要用于考核燒蝕防熱材料或熱結構件在氣動加熱環境下的燒蝕性能、隔熱性能、抗沖刷性能、抗氧化性能以及熱匹配性能等，但其構建的燒蝕環境為典型外流場燒蝕環境，與真實固體火箭發動機喉襯材料的燒蝕工況有很大差異，并不適用于完成固體火箭發動機喉襯材料的性能測試與材料篩選工作。

3.4 不同模擬燒蝕試驗環境試驗結果分析

西安航天復合材料研究所分別采用氧-乙炔燒蝕、等離子燒蝕以及Ф340標準燒蝕試驗發動機測試了固體火箭發動機喉襯用三維四向編織C/C復合材料在一定燃燒室壓力與燒蝕時間下的耐燒蝕性能。試驗過程中，利用光譜儀、自發拉曼散射、熱焓探針等捕獲燃氣發生器的燃氣射流參數；采用非接觸式紅外測溫儀、熱電偶等測定試樣燒蝕面及燒蝕背壁的溫度。燒蝕試驗結果見下表。

C/C復合材料不同燒蝕工況下的燒蝕性能

試驗表明，采用氧-乙炔燒蝕所測得的C/C復合材料燒蝕率較低；采用等離子燒蝕與Ф340標準燒蝕試驗發動機所測得燒蝕率相當，明顯高于氧-乙炔燒蝕試驗法所測得的燒蝕率。但這三種燒蝕試驗技術所測得的C/C復合材料燒蝕率與原型固體火箭發動機試車后所測得的燒蝕性能均存在顯著差異，導致當前C/C復合材料耐燒蝕性能地面模擬表征不準確的原因具體表現在以下幾個方面：

(1)燃氣組分特性參數不匹配，導致材料的熱氧化燒蝕機理存在一定程度差異。固體火箭發動機推進劑燃燒后所形成的燃氣射流組分中包含一定濃度的CO2、H2O、H2、CO、HCl、N2以及凝聚相顆粒(如Al2O3、B2O3等)[5]。氧-乙炔燒蝕所形成的燃氣焰流組分為乙炔與氧氣燃燒后的產物，主要包含CO2與H2O，燃氣組分單一、不可調，且富氧度與水蒸氣濃度均無法有效模擬固體火箭發動機喉襯材料的燒蝕工況；等離子燒蝕與電弧加熱器試驗的燃氣組分為空氣等離子體，主要包含N2、O2、NO、NO+、O與e+等化學組分[24]。

(2)材料所處的流場環境不同，導致無法有效表征材料的耐燒蝕、抗氧化等性能。氧-乙炔燒蝕、等離子燒蝕以及電弧加熱器試驗均是將試樣或熱結構縮比件置于開放的燃氣焰流中，燒蝕環境為典型的外流場燒蝕。試驗測定，典型外流場燒蝕環境下，等離子體的焰流溫度為2 500～3 600 K，氧-乙炔焰流溫度為1 200～2 100 K。固體火箭發動機喉襯材料所處的環境為穩定燃燒的內流場燒蝕環境，內流場環境下的燃氣溫度、速度與外流場燒蝕環境存在顯著差異，且內流場環境下的燃氣射流不受外界環境擾動，燃氣狀態更為穩定。

(3)燒蝕等效模型不同，導致材料耐燒蝕性能表征不準確。固體火箭發動機燃氣射流中的凝聚相粒子在高溫、高速燃氣剪應力作用下會對喉襯壁面材料造成嚴重的侵蝕與沖刷；高溫凝聚相粒子的傳熱與熱輻射效應也會促進材料的熱氧化燒蝕與沖刷燒蝕，嚴重時會導致喉襯材料結構破壞。因此，在研究固體火箭發動機喉襯材料的燒蝕行為與燒蝕機理時，除需考慮高溫、高壓、高速燃氣的熱氧化燒蝕-沖刷燒蝕外，還應考慮燃氣沖刷剪應力作用下的凝聚相粒子侵蝕效應?，F有的燒蝕試驗技術均為簡單的燃氣氧化燒蝕，無法有效模擬凝聚相粒子對熱防護材料的侵蝕效應，也有一些國內外研究學者在這些燒蝕試驗的基礎上開發了粒子侵蝕/燒蝕耦合試驗，但現有的試驗技術僅能實現低速、低壓外流場燃氣環境的粒子輸送，利用高溫燃氣對粒子進行加熱，所產生的粒子溫度始終低于固體火箭發動機噴管內的凝聚相粒子溫度，這是因為噴管內的凝聚相粒子為推進劑的燃燒產物，粒子溫度要始終高于燃氣溫度。

4 結束語

喉襯材料的燒蝕受固體火箭發動機復雜燃氣特性、燃燒室壓強、推進劑類型及材料特性等因素共同影響，如推進劑類型決定了燃氣特性參數，燃氣組分與溫度對熱氧化燒蝕有很大影響，而粒子侵蝕與壓強大小和燃氣是否含有凝聚相粒子及粒子特性有很大關系。因此，構建與發動機工況相似的燒蝕等效準則，對揭示燒蝕機理和指導工程設計意義重大。目前在喉襯材料耐燒蝕性能測試表征方面，應用較廣泛的燒蝕試驗技術與固體火箭發動機喉襯材料的燒蝕特性存在顯著差異，并不能完全表征材料的抗氧化、耐燒蝕性能，今后固體火箭發動機喉襯材料的抗氧化、耐燒蝕性能測試表征技術研究主要包括以下幾個方面。

(1)開展固體火箭發動機燃氣特性參數化研究。如燃燒室壓強，燃氣焰流的組分、各相濃度、溫度與速度，燃氣射流中凝聚相顆粒的組分、濃度、溫度與速度等燃氣射流特性參數的精確化、參數化表征。

(2)復雜多相流耦合內流場多參數協調控制研究。構建與固體火箭發動機喉襯材料工作環境特性高度相似的熱氧化燒蝕—沖刷燒蝕—凝聚相粒子侵蝕等效準則，實現喉襯材料耐燒蝕性能的快速、準確表征。

(3)開展喉襯材料在高溫、高速燃氣射流剪應力沖刷作用下的凝聚相粒子侵蝕特性研究，揭示復雜多相流耦合環境下材料的內流場燒蝕機理，為固體火箭發動機的設計及材料篩選工作奠定理論技術基礎。