固体火箭发动机用CSiC导流管烧蚀性能研究

宇　航　学　报

JournalofAstronautics

Vol.26　No.6

　　November2005

固体火箭发动机用C/SiC导流管烧蚀性能研究

潘育松1,2,徐永东1,陈照峰1,成来飞1,张立同1,熊党生2

(1.西北工业大学超高温结构复合材料国防科技重点实验室,西安710072;2.南京理工大学材料科学与工程系,南京210094)

　　摘　要:采用地面试车试验考核了固体火箭发动机用C/SiC导流管的烧蚀性能,并对C/SiC导流管的烧蚀机理进行了探讨。结果表明:导流管轴向线烧蚀率变化较大,沿气流方向呈上升趋势。材料的线烧蚀率从进口处的

0.018mm/s增至出口处的0.032mm/s,且导流管中间段烧蚀稳定性明显优于进口段和出口段。同时,C/SiC导流管

的烧蚀机制主要是粒子冲刷和机械剥蚀共同作用的结果。

关键词:固体火箭发动机;C/SiC导流管;烧蚀机理

中图分类号:TB332　　　文献标识码:A　　　文章编号:100021328(2005)06207204

0　引言

导流管对固体火箭发动机燃烧室内燃烧后的高温气流有着稳定流场的作用,同时起着稳定导弹的飞行状态的作用。但高性能固体火箭发动机中含有金属粉末(如铝粉)的高能推进剂燃烧时,3000℃左右高燃速气流携带固体颗粒或Al2O3液滴剧烈冲刷导流管,如果导流管在工作时烧蚀严重,则难以保持稳定的气动外形甚至碎裂,将直接影响发动机的效率,甚至失去工作能力。国内外已研究和应用的战术导弹采用固体火箭发动机的占75%以上,同时还广泛采用含有Al、Mg、Li等金属添加剂的中、高能推进剂,因此对导流管的性能也有很高的要求。在传统材料中,通常采用耐烧蚀的重金属材料,如钨渗铜、钨渗银等耐烧蚀、抗高温的难熔金属材料。虽然这些材料具有很好的抗烧蚀和抗冲刷能力,但其较高的密度影响了固体火箭发动机的推重比[1～4]。C/SiC陶瓷基复合材料具有低密度、耐高温、抗烧

固体火箭发动机用C/SiC复合材料导流管由二

维碳布叠层后通过CVI工艺对其进行致密化制备而成。CVI过程采用H2为载气,通过鼓泡的方式将反应物CH3SiCl3引入到反应室内。反应室的有效尺寸为φ200mm×500mm,SiC的沉积条件:H2和CH3SiCl3

[5,6]混合的摩尔比为10:1,沉积温度为1100℃。导流管的实物形貌如图1所示。

图1　导流管实物形貌图

Fig.1　Theappearanceshapeofdiversiontube

蚀、抗冲刷和抗氧化等一系列优异的性能,在航空航天领域具有广泛的应用前景。将其用在固体火箭发动机上可大幅度提高火箭发动机的冲质比和稳定性。本试验通过对固体火箭发动机用导流管的地面试车,以确定其在固体火箭发动机上应用的可能性。1　试验过程1.1　导流管的制备

1.2　导流管烧蚀考核试验

表1给出了C/SiC导流管的试车条件。烧蚀试

验过程中在导流管中加入了Al2O3粒子来模拟固体火箭发动机的工作环境。

表1　导流管烧蚀考核试验条件

Table1　Theablationtestconditionsofdiversiontube最大压力/MPa

21

温度/℃

2800～3000

工作时间/s

30

收稿日期:2004210225;　修回日期:2005201221

790

1.3　线烧蚀率的测量

宇航学报第26卷

导流管的示意图如图2所示,图中A、B、C、D分别表示测试导流管线烧蚀率的位置。在烧蚀前利用千分尺测量导流管的平均壁厚B0。待导流管烧蚀后,将导流管在图2所示的B、C处截断,利用千分尺分别测量A、B、C、D(图2示)四处的壁厚,每处沿圆周方向测量6次取平均值,即得该处的平均壁厚B1,各处平均线烧蚀率的计算公式为:

Rm=(B0-B1)/t式中Rm为平均线烧蚀率,t为烧蚀时间。

(1)

D区域),材料的平均线烧蚀率的变化均比中间段(位置B至C区域)内平均线烧蚀率的变化要大。

导流管沿轴向平均线烧蚀率由低到高的顺序为:RmA为了模拟导流管的真实应用环境,试验过程中加入了Al2O3粒子,导流管内的燃气流成份则是由气相和Al2O3凝相微粒组成的二相混合物,这是一个典型的管内二相流问题。由二相流理论可知,在导流管内流动的Al2O3粒子的运动速度滞后于气体的速度,存在速度驰豫。假设一个颗粒在速度为μp的流体中运动,根据驰豫过程的特点,在一定条件下,颗粒速度μp可近似由以下的微分方程来描述[7]:

μpμp-μdc=-τdtυ

(2)

图2　固体火箭发动机用导流管示意图

Fig.2　Illustrationofdiversiontubeforsolidrocketengine

τv表示速度驰豫时间,表征颗粒与流体之间速度驰μ豫过程的快慢。c为气流的速度。若μc和τv都是

常数,颗粒的初速为μp0,则颗粒速度的变化为:

μp=μ(3)c+(μp0-μc)exp(-t/τv)由(3)式可知,颗粒与气流的速度差μp-μc随着时

间t的增加以指数方式衰减。也就是说,颗粒的速度随着时间的增加而增加且愈来愈接近流体的速度。如果考虑重力作用的影响,颗粒在垂直方向上的速度也将越来越大,其运动轨迹类似于平抛加速运动的轨迹曲线。

在导流管的进气口,颗粒的速度较小,导致颗粒在进气口管壁上的碰撞机会较小;随着时间的推移,颗粒速度越来越大。根据平抛运动的特点,颗粒与管壁碰撞的机会也越来越大。也就是说,沿导流管的进气口到出气口,与导流管壁面碰撞的颗粒数越来越多。同时,二者之间的碰撞角度也越来越大。粒子侵蚀产生的线烧蚀率为[8]:

-50.21.296

)1.2(4)󰂻re=2.988×10Rpμp(sinα

Rp为粒子的半径;μp代表粒子的速度;α为粒子与

2　结果与讨论2.1　导流管烧蚀性能

图3给出了导流管在位置A、B、C、D处的平均

线烧蚀率Rm。

观察构件试车后的宏观形貌,发现构件无宏观变形和裂纹,构件的内表面附有颗粒状物质,且可观察到内表面有冲刷痕迹。由图3可知,导流管沿轴向(气流方向)线烧蚀率并不均匀,从气流进口至气流出口,其线烧蚀率呈递增的趋势。在气流进口的

图3　导流管沿轴向各处烧蚀率

Fig.3　Theablationrateofdiversiontubealongaxisdirection

位置A处其平均线烧蚀率为0.018mm/s,而在气流

出口的位置D处其平均线烧蚀率为0.032mm/s,几乎是位置A处的2倍。同时在导流管的两端,即气流的进口和出口附近(位置A至B区域和位置C至

壁面碰撞的夹角;

由式(4)可知,颗粒对管壁面的侵蚀速率与颗粒的速度、颗粒的大小和撞击角有关,颗粒的速度和撞击角越大,其对壁面产生的线烧蚀率相应越高。由以上的分析可知,沿导流管的进气口到导流管的出气口,颗粒的速度、颗粒与壁面的撞击角和与壁面碰撞的颗粒数逐渐增大,这就导致了导流管的线烧蚀

第6期潘育松等:固体火箭发动机用C/SiC导流管烧蚀性能研究791

率沿进气口到出气口呈逐渐增加的趋势。

高能、高速的粒子冲击材料的表面,粒子带有的能量经过碰撞,很快传递给材料,使得材料的局部表面在短时间内达到很高的温度。图4为导流管内壁烧蚀后的显微形貌,当Al2O3粒子的撞击速度较小时,它就会留在材料的表面(图4(a)),当Al2O3粒子到达材料表面的速度较大时,它作类弹性碰撞,将在材料的表面留下凹坑(图4(b))。这将增加材料表面的粗糙度,从而引起热量的积聚,加剧材料的烧蚀。另一方面,表面粗糙度的增大将导致流场分布

象,纤维被剥蚀,只留下了SiC基体骨架(图5示)。产生机械剥蚀的主要原因是由材料中所受到的热应力造成的。在烧蚀初期,由于C纤维增强相和SiC基体相二者之间的热膨胀系数和弹性模量差异,导致二者之间产生很大的热应力,当热应力大于界面结合强度时,C纤维增强相和SiC基体界面将会发生脱粘。随后高温、高速的燃气流将会产生强大的气动力和剪切力作用于C纤维,最终导致了C纤维与SiC基体剥离,使得C纤维被高速燃气流吹走,造成C纤维的机械剥蚀。

(a)撞击后留下的Al2O3粒子(a)Al2O3particleleavedaftercollision

(a)气流进口处(a)Plasmagasfluxinletlocation

(b)撞击后留下的凹坑(b)Micro-pitleavedaftercollision

(b)气流出口处

(b)Plasmagasfluxoutlerlocation

图4　烧蚀后Al2O3粒子侵蚀的显微形貌

Fig.4　ErosionmicrostructurebyAl2O3particle

afterablation

图5　烧蚀后纤维剥蚀显微形貌

Fig.5　Fibererosionmicrostructureafterablation

不均匀,这样在材料的表面附近易形成涡流。涡流

的形成容易引起局部热量的聚集,而局部热量的聚集又加重了材料的烧蚀,材料烧蚀的加重易形成更大的涡流,更大涡流的形成又导致了更多热流的局部聚集,这样一个相互耦合和循环的过程导致了材料烧蚀慢慢加重。2.2.2　机械剥蚀效应

在气流的进口和出口处均存在纤维剥蚀的现

3　结论

(1)导流管沿轴向发生不均匀烧蚀,从气流的

进口处至气流的出口处,导流管的线烧蚀率呈上升的趋势。且在导流管中部区域烧蚀稳定性要优于导流管进口区域和出口区域。

(2)导流管的烧蚀机理主要是粒子冲刷和机械剥蚀两种烧蚀机制共同作用。粒子冲刷对导流管轴向线烧蚀率的变化有较为明显的影响。

792宇航学报第26卷

calpropertiesofthree2dimensionalcarbon/siliconcarbidecompositesfabricatedbychemicalvaporinfiltration[J].Carbon,1998,36(7-8):1051-1056

(3)考核结果表明,C/SiC复合材料导流管完全

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作者简介:潘育松(1972-),男,博士研究生,材料学专业。研究方向为复合材料。通信地址:南京理工大学材料科学与工程系(710072)

电话:(025)84315325

E2mail:yusongpan@163.com

AnalysisofTheAblationPropertiesofC/SiCDiversionTubeUsed

inSolidRocketMotor

PANYu2song1,2,XUYong2dong2,CHENZhao2feng2,CHENGLan2fei2,

ZHANGLi2tong2,XIONGDang2sheng1

(1.NationalKeyLaboratoryofThermostructureCompositeMaterials,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China;

2.MaterialScience&Engineering,NanJingUniversityofScienceandTechnology,Nanjing210094,China)

Abstract:AblationpropertiesandtheablationmechanismoftheC/SiCdiversiontubeusedinsolidrocketmotor(SRM)wereanalyzedbysimulationablationtest.Theresultsshowthattheaxislinearablationrateofthematerialhasagreatchangeandthelinearablationincreasesalongthegasfluxdirection.Theaxislinearablationrateincreasesfrom0.018mm/satthegasfluxin2letto0.032mm/satthegasfluxoutlet.AblationmechanismoftheC/SiCcompositesiscomprisedofparticleerosionandmecha2nismerosion.

Keywords:Ablation;C/SiCcomposites;Ablationmechanism