熊　波，白彥軍，唐　敏

(1.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司四院，西安　710025；2.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司四院四十一所，西安　710025)

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某發(fā)動(dòng)機(jī)石墨喉襯的裂紋成因分析

熊波1，白彥軍2，唐敏2

(1.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司四院，西安710025；2.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司四院四十一所，西安710025)

確保石墨喉襯在工作期間的結(jié)構(gòu)完整性是某級(jí)間分離固體發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的重要任務(wù)，初步設(shè)計(jì)方案經(jīng)試車考核后，部分石墨喉襯出現(xiàn)了裂紋。針對(duì)該發(fā)動(dòng)機(jī)噴管進(jìn)行了喉襯熱結(jié)構(gòu)仿真分析，獲得了不同危險(xiǎn)點(diǎn)的應(yīng)力大小和狀態(tài)，并探討了該喉襯裂紋的成因。結(jié)果表明，噴管仿真分析結(jié)果與實(shí)際試車結(jié)果吻合較好，點(diǎn)火初期石墨喉襯在大梯度的溫度和壓力沖擊下，內(nèi)部易產(chǎn)生較大的熱應(yīng)力，若石墨材料軸向拉伸強(qiáng)度不足，將可能導(dǎo)致裂紋出現(xiàn)。

石墨喉襯；裂紋；熱結(jié)構(gòu)；強(qiáng)度

0　引言

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)以其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、可靠性高、成本低、啟動(dòng)加速快、易實(shí)現(xiàn)大推力等特點(diǎn)，在導(dǎo)彈和運(yùn)載火箭級(jí)間分離方面應(yīng)用廣泛。鑒于級(jí)間分離的重要性，對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的一個(gè)巨大挑戰(zhàn)在于它必須消除任何潛在的風(fēng)險(xiǎn)，以增加可靠性。

出于降低發(fā)動(dòng)機(jī)成本的需要，級(jí)間分離用固體發(fā)動(dòng)機(jī)的噴管喉襯大多采用T705高強(qiáng)石墨材料。石墨喉襯以其良好的抗燒蝕性能和卓越的高溫?zé)岱€(wěn)定性，在航空航天領(lǐng)域得到了較廣泛的應(yīng)用[1-4]。但石墨材料較低的力學(xué)性能，使其易在高溫和高壓條件下產(chǎn)生裂紋，故進(jìn)行精細(xì)化的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和熱結(jié)構(gòu)分析，并提出合理的材料指標(biāo)體系是確保固體發(fā)動(dòng)機(jī)試車成功的關(guān)鍵。目前，對(duì)石墨喉襯的研究，主要集中在材料的研制[5-7]及其性能測(cè)試方面[8-12]，獲得了石墨材料性能與其微觀結(jié)構(gòu)的關(guān)系，強(qiáng)度和模量隨溫度的變化規(guī)律等。但對(duì)石墨喉襯失效問(wèn)題的研究，僅限于有限的報(bào)道[13-15]。由于固體發(fā)動(dòng)機(jī)具體構(gòu)型和載荷形式的差異，對(duì)于石墨喉襯的失效研究，必須根據(jù)具體的問(wèn)題進(jìn)行分析，才能準(zhǔn)確地獲得其失效原因。

1　噴管結(jié)構(gòu)與問(wèn)題

圖1為某級(jí)間分離固體發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的剖面視圖，它包括石墨喉襯、5-II背壁、30CrMnSiA殼體、炭纖維酚醛擴(kuò)張段和收斂段。噴管軸線和發(fā)動(dòng)機(jī)軸線夾角為20°。各主要部組件用膠粘接在一起，擴(kuò)張段和殼體之間采用4個(gè)徑向銷釘進(jìn)行加強(qiáng)。

該發(fā)動(dòng)機(jī)的一個(gè)潛在的技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)是石墨喉襯可能出現(xiàn)裂紋。在已經(jīng)進(jìn)行的5次試車中，有2次出現(xiàn)了裂紋，出現(xiàn)裂紋的喉襯其裂紋位置和形貌基本相同，見(jiàn)圖2。

圖1　某發(fā)動(dòng)機(jī)噴管結(jié)構(gòu)示意圖

5次試車的石墨喉襯產(chǎn)品為哈爾濱電碳廠按兩批次生產(chǎn)，主要驗(yàn)收項(xiàng)目分別是密度、電阻率、抗折系數(shù)、灰分和軸向拉伸強(qiáng)度。根據(jù)驗(yàn)收指標(biāo)，材料均為合格產(chǎn)品，但第一批材料常溫軸向和環(huán)向拉伸強(qiáng)度分別為10.85 MPa，和16.18 MPa。第二批材料的對(duì)應(yīng)值分別為9.45 MPa和13.23 MPa。試車后，第一批次3發(fā)產(chǎn)品均未出現(xiàn)裂紋；后一批次2發(fā)產(chǎn)品均出現(xiàn)了裂紋。

圖2　試車后出現(xiàn)的喉襯裂紋

2　仿真模型和方法

為探索喉襯裂紋形成的原因，為結(jié)構(gòu)優(yōu)化和產(chǎn)品質(zhì)量控制提供依據(jù)，本文采用熱力耦合分析方法，研究該噴管的溫度場(chǎng)和應(yīng)力場(chǎng)，并結(jié)合石墨材料在高溫下的性能變化規(guī)律，對(duì)失效危險(xiǎn)點(diǎn)的位置和失效原因進(jìn)行分析。

2.1網(wǎng)格模型

考慮到噴管的幾何結(jié)構(gòu)和載荷特點(diǎn)，使用一半的幾何模型作為計(jì)算模型，具體見(jiàn)圖3。采用四面體單元對(duì)模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，單元總數(shù)93 021個(gè)，所用單元為C3D4T四面體單元。

2.2材料性能

材料性能是有限元分析的重要輸入，模型中各種材料均使用了與溫度相關(guān)的力學(xué)和熱物理性能。材料的強(qiáng)度在判斷結(jié)構(gòu)安全性時(shí)扮演著重要作用，石墨材料作為一種脆性材料，沒(méi)有屈服點(diǎn)，其許用應(yīng)力由各方向的拉伸強(qiáng)度決定。研究表明，石墨材料是正交各向異性材料，材料性能在平行于晶粒方向和垂直于晶粒方向不同。簡(jiǎn)言之，如果晶粒方向沿著發(fā)動(dòng)機(jī)軸線，那么平行于晶粒方向稱之為軸向，垂直于晶粒方向稱為徑向和環(huán)向。

圖3　有限元模型

材料的失效采用最大應(yīng)力準(zhǔn)則，由于石墨材料的強(qiáng)度隨溫度變化[4,12]，以喉襯各時(shí)刻的單向應(yīng)力與該時(shí)刻對(duì)應(yīng)的材料強(qiáng)度的商作為喉襯失效的判據(jù)，即

(1)

式中|σi(t)|為某時(shí)刻喉襯的某向應(yīng)力；Si(t)為該時(shí)刻材料的該向強(qiáng)度。

2.3邊界條件

有限元模型是基于180°的對(duì)稱幾何模型而構(gòu)建的。對(duì)于不同的邊界，具體條件如下：

(1)初始邊界。根據(jù)試車環(huán)境情況，噴管初始溫度場(chǎng)為環(huán)境溫度，295 K。

(2)喉襯與背壁、收斂段絕熱層和擴(kuò)張段絕熱層的接觸面(即圖3中紅色區(qū)域的外邊界)。接觸邊界(含溫度相關(guān)的接觸熱阻[16])。

(3)對(duì)稱面上為對(duì)稱邊界條件。

2.4載荷

圖4給出了噴管工作時(shí)間內(nèi)內(nèi)表面沿軸線方向的一個(gè)壓力分布，壓力的幅值隨時(shí)間非定常變化。

圖5給出了工作時(shí)間內(nèi)熱載荷輸入的一種形式，熱載荷也隨時(shí)間而變化。壓力和熱載荷隨時(shí)間的變化通過(guò)對(duì)ABAQUS進(jìn)行二次開(kāi)發(fā)，將一維等熵流和巴茲經(jīng)典傳熱公式進(jìn)行內(nèi)嵌，在每一個(gè)分析步中進(jìn)行迭代。

2.5分析

噴管的熱結(jié)構(gòu)分析采用直接耦合的分析方法，即應(yīng)用ABAQUS STANDER求解器，對(duì)噴管進(jìn)行熱力耦合分析，得到每一時(shí)刻的溫度場(chǎng)和應(yīng)力場(chǎng)。整個(gè)分析過(guò)程持續(xù)時(shí)間11 s。

3　分析結(jié)果

3.1溫度和應(yīng)力

圖6給出了喉襯不同時(shí)刻的溫度云圖。由于發(fā)動(dòng)機(jī)采用低鋁粉含量的HTPB推進(jìn)劑，且工作時(shí)間較短，喉襯的整體溫度較低。

圖7給出了不同時(shí)刻，喉襯的各向應(yīng)力云圖。圖7中，S11代表徑向、S22代表環(huán)向、S33代表軸向，下同。根據(jù)喉襯材料的單向強(qiáng)度，梳理出A、B、C、D4個(gè)危險(xiǎn)點(diǎn)。定義Xi為不同時(shí)刻的危險(xiǎn)點(diǎn)，其中X為A、B、C、D，代表4個(gè)危險(xiǎn)點(diǎn)，i為1、2、3代表0.013、5.166、11.0 s 3個(gè)時(shí)刻。各危險(xiǎn)點(diǎn)的溫度、應(yīng)力和應(yīng)力狀態(tài)見(jiàn)表1。

3.2喉襯失效原因探索

(1)石墨喉襯材料的強(qiáng)度

在該噴管設(shè)計(jì)初期，根據(jù)理論計(jì)算和工程經(jīng)驗(yàn)，確定石墨材料軸向和環(huán)向拉伸強(qiáng)度均要大于8 MPa。產(chǎn)品出廠時(shí)，兩批材料的性能均滿足指標(biāo)要求，但第二批材料的軸向和徑向常溫拉伸強(qiáng)度較第一批次材料分別低12.9%和18.2%。這種強(qiáng)度差異是喉襯材料批次性生產(chǎn)中，由于原材料性能、熱處理時(shí)間和測(cè)速誤差等導(dǎo)致的固有差異。根據(jù)石墨材料的高溫增長(zhǎng)性質(zhì)[4,12]，以保守計(jì)，對(duì)于材料在2 000℃(2 273 K)時(shí)的強(qiáng)度給定20%的增長(zhǎng)。

圖4　噴管內(nèi)表面的壓力分布

圖5　噴管熱環(huán)境

圖6　喉襯典型時(shí)刻的溫度分布

危險(xiǎn)點(diǎn)危險(xiǎn)點(diǎn)溫度/K徑向應(yīng)力/MPa環(huán)向應(yīng)力/MPa軸向應(yīng)力/MPa應(yīng)力狀態(tài)A1295.012.48.29.8三向拉伸A2647.9-3.25.2-4.7兩向壓縮、單向拉伸A31220.2-7.8-6.0-6.6三向壓縮B1330.2-1.92-0.34-6.7三向壓縮B22409.2-52.3-41.2-17.1三向壓縮B32633.8-45.8-45.0-17.6三向壓縮C1450.0-3.334.51-6.2兩向壓縮、單向拉伸C22344.8-8.4-62.6-71.3三向壓縮C32562.9-8.33.9-64.6兩向壓縮、單向拉伸D1295.0-0.071.94-2.1兩向壓縮、單向拉伸D2514.8-2.68.00.6兩向拉伸、單向壓縮D3962.5-7.0-3.81.5兩向拉伸、單向壓縮

圖7　典型時(shí)刻喉襯的應(yīng)力云圖和危險(xiǎn)點(diǎn)位置

(2)危險(xiǎn)源位置與失效時(shí)間

根據(jù)各危險(xiǎn)點(diǎn)的應(yīng)力大小，給出了其在失效包絡(luò)區(qū)間的位置，具體見(jiàn)圖8和圖9。對(duì)于第一批材料，A1點(diǎn)和C2點(diǎn)已經(jīng)接近失效包絡(luò)界限；對(duì)于第二批材料，A1點(diǎn)和C2點(diǎn)已經(jīng)超出失效包絡(luò)界限?？紤]到C2點(diǎn)處于喉襯內(nèi)部，該區(qū)域?yàn)槿驂嚎s應(yīng)力狀態(tài)，根據(jù)力學(xué)知識(shí)，理論上三向壓縮應(yīng)力狀態(tài)下結(jié)構(gòu)不可能發(fā)生破壞。因此，A1點(diǎn)是破壞源，這與試車實(shí)際破壞位置相符。

結(jié)合圖8和圖9(b)可看出，破壞源具有4個(gè)特征：(1) 破壞源的形成是由于軸向大拉伸應(yīng)力導(dǎo)致的；(2) 破壞源出現(xiàn)的時(shí)間在0.013 s左右，即點(diǎn)火初始時(shí)刻；(3) 破壞源的溫度還處于環(huán)境溫度，材料性能隨溫度增加的特性還沒(méi)有體現(xiàn)；(4) 破壞源處于三向拉伸應(yīng)力狀態(tài)。

(a) 徑向和環(huán)向　　　　(b) 軸向與環(huán)向

(a) 徑向和環(huán)向　　　　(b) 軸向與環(huán)向

破壞源初始大應(yīng)力產(chǎn)生的原因在于點(diǎn)火時(shí)，噴管喉襯內(nèi)型面直接承受高溫(約3 100 K)、高壓、高速二相流燃?xì)獾目焖僮饔?。此時(shí)，喉襯外壁面溫度卻較低，內(nèi)外壁面瞬時(shí)極大的溫差，導(dǎo)致喉襯內(nèi)部產(chǎn)生較大的熱應(yīng)力，若石墨材料的強(qiáng)度較低，則石墨材料將可能發(fā)生斷裂現(xiàn)象。

4　結(jié)論

(1)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火瞬時(shí)的溫度和壓力沖擊，將導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)噴管用T705石墨喉襯產(chǎn)生較大的熱應(yīng)力，若材料的強(qiáng)度不足，則喉襯可能發(fā)生軸向斷裂。

(2)T705喉襯破壞的主要原因是軸向拉伸應(yīng)力超出了材料軸向拉伸強(qiáng)度，故在發(fā)動(dòng)機(jī)研制中，必須嚴(yán)格控制喉襯材料的軸向拉伸性能。

(3)仿真計(jì)算結(jié)果與實(shí)際試車結(jié)果相吻合，為噴管后續(xù)的改進(jìn)設(shè)計(jì)提供了依據(jù)。

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(編輯：崔賢彬)

Graphite throat insert cracks analysis of a solid rocket motor

XIONG Bo1，BAI Yan-jun2，TANG Min2

(1.The Fourth Academy of CASC, Xi'an710025, China；2.The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC, Xi'an710025,China)

A solid rocket motor is used for the separation of new launch vehicle stage. One of the important tasks is to ensure the integrality of graphite throat insert in the firing time. After experiment of the initial design, crack was observed in some of the throat insert was proposed. A simulation analysis method for throat insert thermal structure was proposed. The reason for the crack was explored. The results show that, in the initial time of firing, interior of graphite throat may produce great thermal stress under large gradient temperature and pressure, and the insufficiency of tensile strength in axial direction gives birth to the crack.

graphite throat insert；crack；thermal structure；strength

2015-04-20；

2015-08-10。

熊波(1977—)，男，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)楣腆w發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)。E-mail:leegoop@126.com

V435

A

1006-2793(2016)02-0179-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.02.005