固體火箭發動機尾噴管用耐高溫復合堵蓋設計及性能研究①

劉道坤,辛 苗,孫曉嬌,陳昌將,烏日娜,方常青,薛牧遙,吳裕榮

(1.上海航天動力技術研究所,上海 201109;2.93145部隊,上海 201109)

0 引言

可拋助推滑翔式高超聲速導彈由于具有技術實現難度相對較低、速度高、機動性好等應用特點而備受多國重視[1]。由于該類型導彈存在級間分離,以致在分離后的一定時間段內,作為二級推進動力的固體火箭發動機尾噴管堵蓋則直接暴露在因導彈高速飛行而產生的高溫尾流中。尾噴管堵蓋是固體火箭發動機關鍵部件之一,一般通過各種膠粘劑膠接固定在尾噴管喉部或擴張段內表面,在發動機儲存或戰備掛飛時起到密封、隔熱作用,同時兼備一定的強度和剛度以達到抵抗交變應力的能力[2]。因此,二級發動機尾噴管堵蓋功能性能的有效實現是可拋助推滑翔式高超聲速導彈成功接力轉級工作過程中的重要一環。

目前,國內外學者和科研技術人員針對不同導彈型號研制任務剖面,對固體火箭發動機尾噴管堵蓋的選材、設計結構以及功能性能等方面開展了許多研究,主要聚焦點在尾噴管堵蓋的結構設計[3]、力學性能[4]及破壞方式[5-6]等方面,相關技術成果已經轉化為具體的工程應用[7-9]。但有關應用于高超聲速導彈級間分離時尾噴管用耐高溫復合堵蓋的詳細設計或試驗等相關研究內容卻相當少見。

本文基于某型導彈飛行試驗任務需求,設計一種新型固體火箭發動機尾噴管用耐高溫復合堵蓋,并對該尾噴管用復合堵蓋的設計、承壓及打開試驗、力學特性以及耐熱性能進行研究和探討,以期為具有類似型號背景的固體火箭發動機尾噴管堵蓋設計與選擇提供參考和指導。

1 尾噴管堵蓋分類

目前,國內外各型固體火箭發動機尾噴管堵蓋采用的最為常見的材質主要有鋁基、橡膠基及塑料基三種。堵蓋形狀也主要以碗狀居多,也有根據型號特殊需求設計為圓片狀或者其他結構形式。打開方式一般可分為界面撕裂脫粘、剪切破壞、整體或局部爆破及燒熔等。

1.1 鋁基堵蓋設計結構

鋁基堵蓋主要是采用純鋁或鋁合金板通過沖壓工藝直接沖制成薄壁碗狀結構,然后再通過膠接或焊接工藝固定于尾噴管喉部或擴張段內表面等位置,目前國內外采用鋁基堵蓋的導彈有國產PL-2以及美國響尾蛇AIM-9B等型號,兩型堵蓋結構示意圖如圖1所示[10]。

(a)PL-2 missile (b)AIM-9B missile圖1 鋁基堵蓋示意圖Fig.1 Schematic diagram of aluminium closure

鋁基堵蓋的優點是結構簡單、質量輕、工藝性好,膠接或焊接成型后環境適應性強,常應用于空空導彈固體火箭發動機。這主要是因為相對于其他材質的堵蓋而言,鋁基堵蓋具有一定的強度和剛度,當導彈在臨近空間飛行時,其能夠承受較大的內外壓差而不破裂,因而保證了發動機的工作可靠性。但鋁基堵蓋的高溫環境耐受性相對較差,當外界環境溫度維持在100～150 ℃時,其本體的力學性能就開始逐漸下降,當溫度超過300 ℃時,鋁基堵蓋的力學性能急劇下降,并且局部開始出現軟化變形,甚至出現失效的情況。

1.2 橡膠基堵蓋設計結構

橡膠基堵蓋主要是通過前、后橡膠層在模具中固化而成。橡膠層一般為丁腈橡膠材料,成型時中間夾有丁腈耐油夾布進行補強。安裝方式通常是采用膠粘劑將橡膠堵蓋與尾噴管喉襯進行膠接,常用橡膠堵蓋結構如圖2所示。

圖2 橡膠堵蓋示意圖Fig.2 Schematic diagram of rubber closure

目前,國內部分導彈以及俄羅斯、美國等岸基反艦導彈等固體火箭發動機尾噴管均采用橡膠基堵蓋。橡膠基堵蓋的優點是當發動機在地面及高空工作時,能有效降低發動機工作時的噴出物對地面設備、燃氣舵或載機等設備的毀傷;其次是其柔軟致密的物化特性,使得橡膠基堵蓋能夠承受一定量級的內外壓差和大變形而不破裂。缺點是橡膠基堵蓋受外界溫度環境的影響較大,在250 ℃高溫下,橡膠基堵蓋即會出現軟化,變形或熱解。此外,橡膠基堵蓋的成型工藝相對單一鋁基堵蓋要復雜的多,再者橡膠基堵蓋成型后的質量一致性及力學性能也有很大的離散[11]。

1.3 塑料基堵蓋設計結構

塑料基堵蓋中應用最多是硬質泡沫塑料堵蓋,按照構成塑料材料的組成大致可分為聚氨酯、聚苯乙烯及聚乙烯等。塑料基堵蓋主要是將塑料加工成圓餅狀后直接膠接在固體火箭發動機尾噴管擴張段內表面或者喉襯位置。目前,該種材質的堵蓋已經在國內實現了工程化應用,國外應用與否尚未可知。圖3所示為常用硬質泡沫堵蓋結構示意圖[12]。

圖3 硬質泡沫堵蓋示意圖Fig.3 Schematic diagram of rigid foam closure

塑料基堵蓋除了具有密度小,質量輕等塑料材質的一般特性外,還具有一定的結構強度,可作為結構材料應用;在100 ℃下,其質量和壓縮強度損失很少。缺點是其在150 ℃以上則迅速出現熱解,并逐步被燒熔碳化。此外,因其材料的固有特性,使得塑料基堵蓋具有一定的透氣性,使用時需要對其表面進行一定的物理或化學工藝處理后才能達到密封要求,所以在成型工藝及功能性能實現等方面的特殊需求使得塑料基堵蓋的使用受到一定限制。

2 復合堵蓋設計

根據某導彈作戰需求,應用于二級推進動力的固體火箭發動機尾噴管堵蓋應具備以下性能要求:

(1)結構簡單,工藝性好;

(2)尾噴管堵蓋在1～2 MPa下能正常打開,同時在正向承受0.2 MPa均布載荷時不破裂;

(3)級間分離后4 s內,尾噴管堵蓋須在400 ℃下保持性能穩定,確保二級發動機轉級接力成功。

2.1 復合堵蓋結構

基于本文所述某型導彈作戰需求,在充分考慮工作環境、材料性能、使用工況及加工成型工藝前提下,若單純地采用常規鋁基、橡膠基及塑料基三種材質作為尾噴管堵蓋基材,則在堵蓋的功能性能和可靠性實現方面可能存在一定難度。因此,設計了一種更符合實際需求的耐高溫復合堵蓋,主要由鋁堵蓋和絕熱堵蓋兩部分組成,其中選定鋁基材料為鋁堵蓋基材,厚度為1 mm;選定WL-640材料作為絕熱堵蓋的隔熱材料,結構簡圖如圖4所示。

圖4 復合堵蓋示意圖Fig.4 Schematic diagram of composite closure

WL-640隔熱材料采用丁腈橡膠-酚醛樹脂為硫化體系的橡膠絕熱材料,硫化后為交聯的網絡狀結構,具有熱解溫度高(800 K)[13]、抗沖刷及耐燒蝕等特點,同時兼備質量輕、柔性好、工藝成型難度低、粘接工藝簡單等優點。

鋁堵蓋與絕熱堵蓋均采用模具沖壓成型,之后再采用膠粘劑進行組合粘接并形成一個整體,使用時膠接于固體火箭發動機擴張段內表面。

2.2 絕熱堵蓋厚度計算

絕熱堵蓋的作用主要是對鋁堵蓋進行隔熱和保護,確保鋁堵蓋在外界高溫熱流的持續烘烤下仍能保持一定的機械力學特性,維持其基本功能性能不變。因此,結合絕熱堵蓋的材料特性,其設計的控制要素為厚度值,用δ1表示。工程上可以采用式(1)初步預估絕熱堵蓋厚度δ1:

δ1=δ2+δ3

(1)

式中δ2、δ3分別為絕熱堵蓋設計厚度及設計裕度。

考慮極限條件下的包絡情況,假設高溫熱流在向絕熱堵蓋傳熱的過程中不存在對流換熱,無熱源,忽略鋁堵蓋對絕熱堵蓋的界面散熱以及膠層的吸熱效應。且絕熱堵蓋表面徑向各處溫度一致,即對位置坐標而言,絕熱堵蓋在沿厚度方向的溫度變化僅與堵蓋沿厚度δ方向的坐標有關。因此,絕熱堵蓋的厚度選擇就可以簡化成一維傳熱問題。

選取絕熱堵蓋沿厚度方向的一個微小單元,其內表面厚度方向坐標為δ,外表面沿厚度方向的坐標為δ+Δδ,則單位時間內流入該單元內表面的熱流量與流出其外表面的熱流量之差可以用式(2)表示:

(2)

式中Φ、k、A分別為熱流量、熱導率及微小單元沿厚度方向上的受熱表面積。

另一方面,該微小單元在單位時間內溫度變化需要的熱量可以用式(3)表示:

(3)

式中cp為比定壓熱容;m為單元質量;ρ為材料的密度;t為時間。

由于單位時間內該微小單元的溫升變化即為流入其內表面的熱流量與流出其外表面的熱流量之差,即可得:

(4)

式中溫度T為時間t和沿厚度方向的坐標δ的函數,因此將式(4)改為偏導數的寫法可得式(5):

(5)

因此,根據式(2)～式(5)的控制方程,利用Python程序計算絕熱堵蓋沿厚度方向的溫度變化。計算過程中,根據式(5)設置計算模型參數如表1所示。

表1 計算模型參數Table 1 Parameters of calculation model

計算邊界條件如表2所示。其中,T為外界高溫環境溫度值,t為外界高溫環境持續時間;T1為初始絕熱堵蓋的表面溫度。

表2 計算邊界條件Table 2 Calculation boundary condition

通過計算,得出在外界高溫400 ℃,持續時間為4 s的熱載荷加載情況下,不同厚度絕熱堵蓋在分界面的溫度計算結果為表3所示。由表3可以看出,當絕熱堵蓋厚度為1.0 mm時,4 s內絕熱堵蓋背溫達到101.4 ℃,相對較高。當絕熱堵蓋厚度1.1 mm時,背溫略有降低,降幅為14.8%,約為86 ℃,此時二者背溫仍較為接近。

表3 不同絕熱堵蓋厚度下界面溫度計算結果Table 3 Calculation results of interface temperature under different insulation closure thickness

而當絕熱堵蓋厚度達1.2 mm時,背溫僅有73.7 ℃,相對1.0 mm絕熱堵蓋厚度工況而言,背溫降低約27.7 ℃,降幅為27.3%。根據本文中1.1節所述,考慮絕熱堵蓋成型工藝,為降低傳熱對鋁堵蓋功能性能的影響。因此,分析認為絕熱堵蓋設計厚度δ2取值為1.2 mm較為合理。

工程上,絕熱堵蓋設計裕度δ3的取值一般按照經驗進行估算[2]:

δ3=0.2δ2

(6)

代入相關參數,計算得δ3≈0.24 mm。

綜上所述,絕熱堵蓋理論厚度δ1=1.44 mm,考慮保守設計,將絕熱堵蓋厚度取整為1.5 mm。

3 復合堵蓋打開模擬試驗

3.1 試驗系統及試驗件制備

本文所述發動機裝藥采用常規復合推進劑,復合堵蓋除滿足隔熱性能以外,還需要確保發動機裝藥被正常可靠點燃,故堵蓋打開壓強p須控制在1～2 MPa之間。為此需首先通過地面冷流試驗驗證堵蓋承壓及打開性能,基于此設計一種專用于檢測復合堵蓋承壓及打開性能的試驗測試裝置,本試驗測試裝置分為三部分,主要由氣源、控制組件和承壓測試裝置組成,試驗測試系統如圖5所示。

圖5 試驗系統示意圖Fig.5 Schematic diagram of the test system

本次試驗采用同一批次原材料和同一工藝制成的4件復合堵蓋進行冷流正向模擬承壓及打開試驗。試驗件制作過程是將復合堵蓋與模擬擴張段承壓裝置進行粘接,之后將承壓裝置與試驗測試系統進行連接,試驗件制備及試驗裝置如圖6所示。

(a)Nozzle diffuser specimen (b)Composite closure adhesion (c)Pressure test apparatus圖6 試驗件制備及試驗裝置Fig.6 Test specimen preparation and apparatus

3.2 試驗條件及試驗結果

試驗共進行4次,試驗條件如下:

(1)正向承壓試驗,0.27～0.33 MPa下穩壓10 s;

(2)正向打開試驗,1～2 MPa。

試驗過程中,首先通過如圖5所示的試驗測試系統對復合堵蓋承壓測試裝置的集氣腔進行氮氣充壓,當壓強達到設計要求值后進行保壓,考核復合堵蓋的承壓密封性,測試結果合格后繼續開展復合堵蓋打開性能試驗,試驗結果如表4所示,試驗過程中復合堵蓋的破壞方式如圖7所示。

(a)Diffuser failure mode (b)Closure failure mode

(c)Forward of closure (d)Reverse of closure圖7 復合堵蓋失效形式Fig.7 The failure mode of composite closure

表4 承壓及打開試驗結果Table 4 Test results of pressure-bearing and opening

從表4的試驗結果可以看出,復合堵蓋冷流承壓及打開性能滿足設計要求且堵蓋破壞方式均為膠接面膠層的撕裂脫粘破壞。如圖7(a)所示,堵蓋本體在承壓后發生變形,但并未發生結構破壞,這主要是因為在采用鋁基堵蓋時,其除具有金屬材料的剛度和強度外,同時兼備質軟和延展性好的材料特性使其在承壓后存在一定的大變形。從圖7(b)、(c)所示的試驗結果可以看出,復合堵蓋在鋁堵蓋倒角處有一定的變形,表明在承壓過程中該處的應力值較大。此外,從圖7(d)中可以看出,試驗過程中,復合堵蓋的中心部位應變最大,并發生了受壓鼓起和塑性變形,這主要是因為在試驗過程中,復合堵蓋的中心部位距離膠接面最遠,此時的復合堵蓋可以看成兩端固定的梁,受載時中部彎矩最大,因此變形最大。

4 復合堵蓋數值仿真分析

4.1 冷流打開數值仿真分析

從第3章節復合堵蓋的冷流打開模擬試驗中可以看出,復合堵蓋的打開主要是膠接面膠層發生損傷撕裂后出現整體脫粘破壞。膠層失效要經過膠層裂紋萌生、蠕變和完全失效三個階段,膠層受力時本質上可以視為功能梯度材料,裂紋萌生和蠕變意味著材料退化的開始和擴展,當材料的應力或者應變滿足其初始臨界損傷準則時即認為發生完全失效。參考文獻[14]所述的關于裂紋擴展及其附錄中的仿真計算方法,通過ABAQUS有限元軟件對膠層損傷失效過程進行仿真計算,進而數值模擬復合堵蓋冷流狀態下的打開壓強,并與模擬試驗結果進行對比,仿真計算時設置膠層厚度和寬度沿堵蓋周向均保持一致,數值仿真計算結果如圖8所示。可以看出,在0.5 MPa的壓強載荷作用下,復合堵蓋最大應力值為128.1 MPa,最大應力點在復合堵蓋拐角處,最大應力點與試驗現象一致。隨著壓強的增加,復合堵蓋的變形量增大,當壓強達到1.9 MPa時,復合堵蓋粘接面發生界面撕裂破壞,界面膠層失效后復合堵蓋整體飛出,復合堵蓋拐角處的最大應力值由于粘接約束的消失而降低,最大應力值為327.3 MPa。從數值仿真計算結果看,復合堵蓋冷流打開壓強滿足1～2 MPa使用壓強要求,并地面冷流模擬復合堵蓋打開試驗的壓強實測值吻合較好,但二者之間仍存在0.3%～13%的偏差。分析認為,偏差的出現主要是因為不同復合堵蓋在與擴張段粘接過程中膠接面的刷膠量以及同一復合堵蓋在不同位置的膠層厚度略有差異而引起,而進行仿真計算時則設置膠層厚度沿周向一致,因此理論與仿真結果存在一定偏差。

(a)0.5 MPa (b)0.7 MPa (c)1.0 MPa (d)1.2 MPa

(e)1.4 MPa (f)1.6 MPa (g)1.8 MPa (h)1.9 MPa圖8 復合堵蓋冷流數值模擬Fig.8 Cold flow numerical simulations of composite closure

4.2 隔熱及受力性能仿真分析

為進一步驗證復合堵蓋的隔熱性能及力學特性,對其進行高溫疊加壓強載荷條件下的受力和耐熱性能仿真分析。

采用ABAQUS有限元計算軟件對復合堵蓋在正向承壓面上施加0.2 MPa均布壓強,外表面施加高溫400 ℃,持續時間為4 s的熱載荷工況下的溫度和應力變化進行數值模擬仿真分析,將計算結果與未采用WL-640絕熱材料包覆情況下的單一鋁堵蓋的應力和溫度變化情況進行對比。仿真計算時設置復合堵蓋正反面初始環境壓強為0.1 MPa,初始溫度為20 ℃,其中Case1為復合堵蓋的計算工況,Case2為不含WL-640絕熱材料包覆的鋁堵蓋計算工況,其他計算參數及條件見表5。

表5 數值模擬計算參數Table 5 Numerical simulation calculation parameters

4.2.1 隔熱性能數值仿真分析

隔熱性能數值仿真分析結果如圖9～圖12所示。

圖9 Case 2鋁堵蓋溫度變化曲線Fig.9 Temperature-time curve of Al closure under Case 2

圖10 Case 1復合堵蓋溫度變化曲線Fig.10 Temperature-time curve of composite closure under Case 1

圖11 復合堵蓋溫度場分布云圖Fig.11 Temperature field contour of composite closure

圖12 復合堵蓋軸向溫度變化Fig.12 Axial temperature change of composite closure

由圖9可看出,Case 2鋁堵蓋在無WL-640絕熱材料包覆工況下,當外界環境溫度為400 ℃時,其背溫在約30 ms內就達到了“飽和”狀態。這主要是由于鋁堵蓋具有優良的導熱性能,在溫升初期,其內外表面就會在極短的時間內達到熱平衡。而從圖10、圖11可以看出,Case 1在1.5 mm WL-640絕熱材料包覆下,仿真計算4 s內鋁堵蓋表面溫度只有38.5 ℃,復合堵蓋軸向溫度梯度變化情況如圖12所示。

從仿真計算結果可以看出,Case 1相對于對照組Case 2而言,溫度下降約90.4%,隔熱降溫作用較為明顯,這主要是因為WL-640絕熱材料具有優良的隔熱性能,在本文所述熱環境條件下,帶包覆的鋁堵蓋其表面溫度始終保持在可接受的范圍內,從而降低了鋁堵蓋軟化失效的風險以及其傳熱對內部推進劑安全性的影響。

此外,針對Case 1數值仿真計算結果與表3理論計算結果相比存在約9%的偏差,分析認為這主要是因為在采用控制方程進行理論計算過程中,未考慮鋁堵蓋本體對絕熱堵蓋的散熱效應,因此二者存在一定的數值偏差。

4.2.2 受力情況數值仿真分析

圖13給出了Case 1、Case 2兩組計算工況下的應力值仿真計算結果。從云圖可見,在Case 1工況下,堵蓋倒角處的應力最大值為39.2 MPa,而Case 2計算工況下,在相同位置最大應力值為45.2 MPa,Case 1相對于Case 2最大應力值降低約13.3%,由兩組計算工況下的計算結果可以看出,采用WL-640絕熱材料包覆的復合堵蓋結構設計,不僅使得鋁堵蓋在高溫熱環境條件下的表面溫度得到有效的降低,確保了鋁堵蓋的功能性能不變,同時也使得整個復合堵蓋的結構強度得到一定的強化,特別是對鋁堵蓋根部倒角處的受力狀態和堵蓋抗應變能力起到一定的改善作用[15]。

(a)Case 1

(b)Case 2圖13 兩組計算工況下的仿真計算應力云圖Fig.13 Simulation stress contours of two cases

5 飛行轉級試驗驗證

結合某型導彈靶場飛行試驗,開展飛行轉級試驗驗證,全面評估耐高溫復合堵蓋的環境耐受性和可靠性。

根據導彈總體飛行試驗的任務剖面,導彈全空域彈道氣動加熱最大熱流166 kW/m2,彈上熱電偶測得級間分離后固體火箭發動機尾噴管尾流熱環境實測溫度值隨時間變化曲線如圖14所示,計算復合堵蓋表面受熱時平均溫度約為400 ℃。在導彈飛行試驗過程中,固體火箭發動機尾噴管復合堵蓋打開正常,過載輸出滿足總體要求,復合堵蓋的飛行轉級試驗得到有效驗證,復合噴管堵蓋設計滿足某型導彈飛行試驗的使用要求。

圖14 級間分離尾流實測T-t曲線Fig.14 Measured T-t curve of wake in separation

6 結論

針對一種固體火箭發動機尾噴管用耐高溫復合堵蓋設計,開展了地面打開模擬試驗以及飛行轉級驗證試驗,同時對其進行了冷流打開、隔熱以及受力情況數值仿真研究,得到的主要結論如下:

(1)在地面打開模擬試驗中,根據試驗所得復合堵蓋打開壓強值處于1.65～1.85 MPa之間,破壞方式均為膠接面膠層的撕裂脫粘破壞,破壞方式和打開壓強值與數值仿真結果吻合較好,滿足本文所述的使用需求;

(2)通過采用一種WL-640絕熱材料包覆的復合堵蓋設計,有效降低了鋁堵蓋的表面溫度,改善了復合堵蓋的受力和抗應變能力,解決了導彈飛行試驗過程中固體火箭發動機尾噴管堵蓋的耐熱性問題,并通過了導彈飛行轉級試驗驗證;

(3)對于具有相同環境工況的固體火箭發動機而言,復合堵蓋設計具有結構簡單,工藝性好,安裝操作方便等特點,是一種較為理想的技術解決途徑,可以為類似型號的研制及工程化應用提供一定的參考和指導。