固体火箭发动机喷管热防护设计

摘要：为保证固体火箭发动机（Solid Rocket Motor，SRM）尾翼机构工作的可靠性，进行热防护设计以控制喷管外壁温度.基于三维有限元法对喷管工作时的温度场进行数值仿真，获取发动机喷管在温度和压力载荷联合作用下的温度场分布，结果表明原喷管的热防护不满足要求，通过对喷管各组成结构的重新设计，获得符合设计要求的喷管结构，并且发动机点火试验表明热防护设计满足要求，所得方法可为喷管的设计、试验和生产提供参考.

关键词：固体火箭发动机； 喷管； 热防护设计； 有限元法

中图分类号：V435文献标志码：B

0引言

随着对导弹机动性的要求越来越高，通常需要安装尾翼机构以增强尾翼功能.由于喷管外壁存在有尾翼机构，对喷管的热防护提出更高的要求.

喷管是导弹发动机的关键部件，为满足热防护的需要，往往由多种不同材料制成.由于不同材料之间的几何参数和物理参数不同，在工作过程中热传导必然不同，导致喷管外壁温升不一，需要在进行喷管设计时根据各组成材料调整几何尺寸，使得喷管外壁温升满足指标要求.在喷管设计中，若单纯采用试验方法进行调试或调整设计，无疑耗资巨大，研制周期长.另外，喷管燃气温度很高，试图采用试验方法测量温度十分困难.采用有限元数值仿真方法进行温度分析，具有精度高、耗费小的优点，特别是能方便地调试或调整喷管结构设计，得到不同设计发动机喷管的整体温度分布，支持喷管的优化设计.

目前，相关领域学者大多集中于喷管流场[1]、型面[2]和结构完整性计算[2]等，而进行喷管外壁温度与构成材料之间的研究尚不多见.本文基于三维有限元模型对某喷管工作时的温度场进行数值仿真，并对喷管的结构进行重新设计，有效提高该型喷管的热防护性能，所得方法可为喷管的设计、试验和生产等提供参考.

1燃气的温度和压强分布

由温度场分析可知，收敛段与喉管的交界处附近温度很高.这是由于从收敛段到喉管，气流流通面突变，在喉管收敛段与喉管交接的前端形成“涡流”导致温度升高；加上喉管为碳纤维增强酚醛树脂复合材料，其导热系数较背衬1的高硅氧增强酚醛树脂复合材料高，且背衬1较薄，因此，喷管壳体前端的温升较快.

喉管与喉衬交接处对应壳体的温度也较高，这是由于喷管的喉衬由整体毡C/C复合材料构成，其导热系数非常大，使得热量很容易传导，整个喉衬的温度比较高；背衬2为高硅氧增强酚醛树脂复合材料，尽管其导热系数是最低的，但背衬2的厚度还不够，隔热效果因厚度不足而温升过快.

可以通过增加背衬的厚度，对应减薄喉管和喉衬喷管的厚度，确保喷管内、外径尺寸不变，经大量尺寸参数选择计算，最终确定该型发动机喷管调整最佳尺寸为：背衬1增加2.0 mm，对应喉管减薄2.0 mm，背衬2增加3.5 mm，对应喉衬减薄3.5 mm.数值仿真计算结果显示，发动机点火240 s后壳体外壁的温度满足要求，其中，前端的温度极值点为98 ℃，后端极值点温度为82 ℃.发动机地面静试后，喷管外壁对应点的前端温度极值为95 ℃，后端极值为83 ℃，可知，结构调整效果明显，且数值仿真计算为该型喷管的热防护设计提供有效的支持.

6结束语

通过三维有限元法对喷管工作时的温度场进行数值仿真，获取喷管温度场的数字化虚拟试验结果，表明喷管原始设计不满足外壁温升的要求，通过数值方法优化喷管结构，给出具体的调整尺寸，试验表明措施有效.所得方法可为喷管的设计、试验和生产提供参考.

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