轴棒法编织C／C喉衬烧蚀性能缩比试验评价方法-论文.pdf 4页

固体火箭技术第37卷第4期JournalofSolidRocketTechnology轴棒法编织C／C喉衬烧蚀性能缩比试验评价方法①王周成，张飞，陈慧，史宏斌，陈妮(中国航天科技集团公司四院四十一所，西安710025)摘要：针对新型喉衬用轴棒法编织C／C复合材料的结构特点，建立了一种采用圆形喉衬缩比烧蚀发动机评价全尺寸发动机喉衬烧蚀性能的缩比试验方法。依据该方法进行了多发缩比烧蚀发动机试验，并结合全尺寸发动机喉衬烧蚀试验数据，给出了与发动机工况、结构尺寸和推进剂类型相关的轴棒法编织C／C喉衬烧蚀性能评价公式。利用其他批次喉衬在不同型号发动机的烧蚀数据，对评价公式进行了校验和分析，预示结果与试验结果较一致，表明建立的试验方法和评价公式能够体现缩比烧蚀发动机与全尺寸发动机烧蚀性能的相关性。关键词：轴棒法编织C／C复合材料；烧蚀性能；圆形喉衬；缩比烧蚀发动机；全尺寸发动机中图分类号：V435文献标识码：A文章编号：1006．2793(2014)04．0583—04DoI：10．7673／j．issn．1006—2793．2014．04．029SubscaletestmethodforablativepropertiesofthroatinsertusingC／CcompositeswovenwithaxialcarbonrodsWANGZhou—cheng，ZHANGFei，CHENHui，SHIHong—bin，CHENNi(The41stInstituteoftheFourthAcademyofCASC，Xi"an710025，China)Abstract：BasedonthebraidedstructureofnewthroatinsertmaterialC／Ccompositematerialwithaxialcarbonrods，thesub—scaletestmethodonevaluatingfull-scalemotorthroatinsertablativepropertiesusingasubscalemotorwithcirclethroatinsertwasdeveloped．Severalsubscaleablationmotortestswereperformed．TheformulaforevaluatingablativepropertiesofthroatinsertusingC／Ccompositeswithaxialcarbonrodswhichrelatetomotorworkcondition，structuraldimensionandpropellanttypewereobtainedbycombiningtheablationdataofsubscalemotorandfull—scalemotor．Theformulawasverifiedbyusingablationdataofotherbatchthroatinsertindifferenttypemotors．Resultsshowthattherelativityofablativepropertiesbetweensubscalemotorandfull—scalemo—torcouldberepresentedbythedevelopedtestmethodandtheevaluatingformula．Keywords：C／Ccompositeswithaxialcarbonrods；ablationproperties；circlethroatinsert；subscaleablationmotor；full—scalemotor0引言室压强等热环境因素，以及材料的本体特性。因此，C／C复合材料以其优越的热物理、机械及烧蚀性通过模拟烧蚀试验来评价材料的烧蚀性能对喉衬热结能，成为喷管喉衬的首选材料。其中，烧蚀性能是喉衬构设计具有重要的指导意义和工程应用价值。C／C喉热结构设计的重要依据，是喉衬材料的重要指标。在衬烧蚀性能试验方法主要包括离子加热、电弧加热¨固体火箭发动机热环境中，喷管喉衬的烧蚀是一个非和烧蚀试验发动机等。由于离子加热和电弧加热常复杂的过程，包含了热化学烧蚀、机械剥蚀和粒子侵的烧蚀环境特定，不能真实地模拟固体火箭发动机蚀1-5]。近年来，通过对喉衬微观结构、热化学反应的A1O粒子引起的两相流以及燃气组分等因素对烧蚀研究J，对喉衬的烧蚀机理有了更深入的认识。C／C的影响。为此，本文采用缩比烧蚀试验发动机评价喉喉衬的烧蚀受多种因素的影响，包括燃气特性和燃烧衬的烧蚀性能。①收稿日期：2013—09-23；修回日期：2013—11-08。基金项目：国家973项目(973—61391)。作者简介：王周成(1985一)，男，硕士，研究方向为固体火箭发动机喷管设计。E-mail：wangzc36@163．corn．——583--．—— 2014年8月固体火箭技术第37卷目前，已有方形喉衬烧蚀试验发动机用于评价径棒法编织C／C喉衬烧蚀性能¨，而针对新型的轴棒法编织C／C喉衬结构特点的烧蚀试验发动机评价方法还未兴起。本文基于圆形喉衬缩比烧蚀发动机，建立评价全尺寸轴棒法编织C／C喉衬烧蚀性能的试验方法和数值拟合公式。与方形喉衬缩比烧蚀发动机相比，圆形喉衬缩比烧蚀发动机具有以下优势：(1)缩比发动机与全尺寸发动机喉衬形状相同，都为圆形，能够保证燃气冲刷状态更接近真实情况；(2)圆形喉衬的图2轴棒法C／C喉衬编织结构加工性好，不容易产生掉棒现象，且测试结果散差较小。Fig．2BraidedstructureofC／Ccompositesthroatinsertwovenwithaxialcarbonrods1轴棒法编织C／C喉衬烧蚀试验方法圆形喉衬缩比烧蚀发动机采用某标准发动机燃烧室，推进剂为HTPB，结构如图1所示。缩比烧蚀发动机由燃烧室、后盖壳体、后盖绝热层、喷管壳体、圆形喉衬和扩张段绝热层组成。＼-图3缩比烧蚀发动机压强一时间曲线Bd8765432Flig．30PressureVStimecurveofsubscaleablationmotori?崩图1圆形喉衬缩比烧蚀发动机结构Fig．1Subscaleablationmotorwithcirclethroatinsertl一燃烧室；2一后盖壳体；3-后盖绝热层；4一喷管壳体；5-圆形喉衬；6-扩张段绝热层图4缩比烧蚀发动机喉衬烧蚀形貌图图2为轴棒法C／C喉衬编织结构示意图，垂直于Fig．4Ablationimageofsubscalemotorthroatinsert碳棒(喷管轴线)的平面上是三向互成120。的纤维。可见，只要保证圆形喉衬轴线的方向，无论在何处取样，其结构是一致的，若材料的均匀性好，则烧蚀性能也是一致的。因此，缩比烧蚀发动机圆形喉衬从产品取样时，必须保证其轴线方向与喉衬材料碳棒方向一致。2轴棒法编织C／C喉衬烧蚀试验与分析进行了8发缩比烧蚀发动机圆形喉衬烧蚀试验。图3为缩比烧蚀发动机的压强一时间曲线，缩比烧蚀发图5缩比烧蚀发动机喉衬烧蚀型面Fig．5Ablationcontourofsubscalemotorthroatinsert动机工作时间约21S，平均工作压强约6．3MPa，最高工作压强约7．3MPa。8次试验的工作时间、平均工作压强和最大工作压强一致性较好，发动机个体差异对由于缩比烧蚀发动机圆形喉衬的烧蚀型面均匀，烧蚀试验结果的影响较小。图4为缩比烧蚀发动机喉内表面较为光滑，故采用烧蚀厚度作为喉衬的烧蚀性衬烧蚀形貌，图5为喉衬的烧蚀型面。可见，圆形喉衬能参数。缩比发动机烧蚀试验结果和全尺寸发动机试烧蚀均匀，内表面较光滑。车结果见表1，并将表中的烧蚀数据绘图，如图6所示，可见，缩比烧蚀发动机喉衬烧蚀厚度、全尺寸发动机喉．——584．-．—— 2014年8月王周成，等：轴棒法编织C／C喉衬烧蚀性能缩比试验评价方法第4期衬的烧蚀厚度趋势是一致的，说明采用圆形喉衬的缩比烧蚀试验可反映全尺寸发动机喉衬的烧蚀性能。I＼毗暴蠼靶警嚣臀州9999888642O864●2O8642O表1缩比烧蚀发动机与全尺寸发动机喉衬烧蚀结果统计Table1Ablationresultsobtainedfromsubscalemotorandful1．scalemotorthroatinsert最后，引入烧蚀相关性系数和修正系数s。6。：=6：()·(恚)c：—-6：()c式中Ji}为全尺寸发动机和缩比烧蚀发动机喉衬烧蚀相关性系数；6、b：分别为全尺寸发动机和缩比烧蚀发动机喉衬烧蚀厚度；b为缩比烧蚀发动机喉衬烧蚀厚度均值；、t分别为全尺寸发动机和缩比烧蚀发动机缩比烧蚀发动机喉衬烧蚀厚度／mm工作时间；p。、P分别为全尺寸发动机和缩比烧蚀发动(a)1全尺寸发动机机的平均工作压强；d、d：分别为全尺寸发动机和缩比烧蚀发动机的喷管喉径；占为修正系数。通过最小二乘法确定系数和，令ft2i~P2i]㈢+,,：_62，㈥叫‘(2)式中n为烧蚀子样数。缩比烧蚀发动机喉衬烧蚀厚度／mm(b)2全尺寸发动机确定系数和的问题就归结为求函数f(Ij}，s)图6缩比与全尺寸发动机喉衬烧蚀厚度对比图在何处取得最小值，即Fig．6Ablativethicknessofsubscalemotor!：of3)andfull-scalemotorthroatinsert!：o(4)3轴棒法编织C／C喉衬烧蚀性能评价公式由于选取烧蚀厚度来评价喉衬烧蚀性能，同时考1全尺寸发动机的推进剂为HTPB，与缩比烧蚀虑到发动机工况与尺寸差异对喉衬烧蚀的影响，建立发动机推进剂相同，将1全尺寸发动机和缩比烧蚀发的喉衬烧蚀性能评价公式如式(1)所示，把巴兹公动机喉衬烧蚀试验数据代人式(3)和式(4)，求得系数式lL1中烧蚀率与压强、喉径之间的关系变换为烧蚀厚k=1．216、s=2．611。2全尺寸发动机的推进剂为高能度与压强、喉径、时间之间的关系，且着重考虑了时间推进剂，与缩比烧蚀发动机推进剂不同，将2全尺寸的独立性及其对烧蚀厚度的影响；并引入基于缩比发发动机和缩比烧蚀发动机喉衬烧蚀试验数据代入式动机烧蚀厚度的样本方差修正项，以描述缩比发动机(3)和式(4)，求得系数=1．246、=15．130。最后，获烧蚀厚度样本方差对全尺寸发动机烧蚀厚度的影响；得与发动机工况、喉径和推进剂类型相关的喉衬烧蚀 2014年8月，●●●●●●●，、●●●●●，●●L固体火箭技术第37卷66性能评价公式×：×机试车烧蚀数据对比可知，除了09号和14号喉衬烧Lu．蚀的预示误差稍大外，其余喉衬烧蚀预示误差均在一如一(dI)0．26()10％以内。bl=——分析认为，由于轴棒法编织C／C喉衬为复合材(妄)。+5．3。×c一，(丢)料，其均匀性是相对的。因此，在条件允许的情况下，(5)同一喉衬在不同部位取样进行多次缩比发动机烧蚀试采用喉衬烧蚀性能评价公式预示了其他8个批次验能更精确地评估该喉衬的烧蚀性能；由于缩比发动喉衬在4个型号的全尺寸发动机的烧蚀性能，具体数机烧蚀子样数较少，喉衬烧蚀性能评价公式有待完善，据见表2。其中，09～l2号喉衬对应全尺寸发动机的随着烧蚀子样数增加，系数k和s准确性会逐步提高，推进剂为HTPB，13～16号喉衬对应全尺寸发动机的预示误差将减小。推进剂为高能推进剂。通过与对应喉衬在全尺寸发动表2全尺寸发动机喉衬预示烧蚀性能和误差Table2Predictedablativepropertiesanderroroffull-scalemotorthroatinsert4结论[5]黄海明，杜善义．C／C复合材料烧蚀性能分析．复合材料学报，2001，18(3)：76培0．(I)建立了采用圆形喉衬缩比烧蚀发动机评价轴[6]俞继军，马志强，姜贵庆，等．C／C复合材料烧蚀形貌测量棒法编织C／C喉衬烧蚀性能的试验方法。及烧蚀机理分析[J]．宇航材料工艺，2003(1)：36—39．(2)进行了多发圆形喉衬缩比烧蚀发动机试验，[7]OguniK，RavichandranG．Amicromechanicalfailuremodel在缩比烧蚀发动机和全尺寸发动机喉衬烧蚀数据的基forunidirectionalfiberreinforcedcomposites[J]．Intemation—础上，给出了与发动机工况、结构尺寸和推进剂类型相alJournalofSolidsandStructures，2001，38：7215—7233．关的轴棒法编织C／C喉衬烧蚀性能评价公式；采用评[8]王臣，梁军，杜善义．C／C复合材料表面烧蚀细观形貌损价公式预示了其他批次喉衬在不同型号发动机的烧蚀伤分析[J]．固体火箭技术，2007，30(2)：150-154．性能，预示误差不大于15％。[9]刘红林，金志浩，郝志彪，等．化学液相沉积制备的炭／炭复合材料烧蚀性能研究[J]．固体火箭技术，2005，28(1)：57．59．参考文献：[10]尹建，张红波，熊翔，等．热解炭结构对C／C复合材料烧[1]易法军，梁军，孟松鹤，等．防热复合材料的烧蚀机理与模蚀性能的影响[J]．材料研究学报，2007，21(1)：10—14．型研究[J]．固体火箭技术，2000，23(3)：49-57．[11]杨飒，李江，王文彬，等．C／C喉衬烧蚀性能的实验研究[2]方丁酉，夏智勋，姜春林．C／C喉衬稳态烧蚀的工程计算[J]．固体火箭技术，2009，32(3)：284—289．[J]．固体火箭技术，2000，23(2)：24—27．[12]王书贤，陈林泉，刘勇琼．C／C喉衬材料烧蚀试验方法研[3]ThakreP，YangV．Acomprehensivemodeltopredictand究[J]．固体火箭技术，2007，30(2)：170172．mitigatetheerosionofcarbon—carbon／graphiterocketnozzles[13]陈汝训，刘铭初，李志明，等．固体火箭发动机设计与研[R]．AIAA2007—5777．究(下)[M]．北京：中国宇航出版社，1992：185—186．[4]刘建军，李铁虎，郝志彪．喉衬热环境与碳／碳复合材料的(编辑：吕耀辉)烧蚀[J]．宇航材料工艺，2005，35(1)：42．48．-——586．-——