秦新華,王 鑫,周塞塞

(1.西安航天動力研究所,陜西 西安 710100;2.中國人民解放軍96901部隊,北京 100089)

0 引言

某型號火箭高空發(fā)動機燃料主管路系統(tǒng),在汽蝕管法蘭連接兩端采用了非金屬橡膠密封,該部位在發(fā)動機工作時受到游機的高空羽流影響,法蘭連接處溫度超過了橡膠密封圈允許的工作溫度范圍,為保證發(fā)動機管路連接密封可靠,采取了防熱隔熱措施即在法蘭連接兩端設(shè)計安裝了防熱罩(如圖1所示)并在其內(nèi)部填充了耐燒蝕材料。2009年該型號火箭在執(zhí)行某次飛行任務(wù)時防熱罩脫落，防熱隔熱功能失效,固定發(fā)動機燃料管路與汽蝕管連接兩端的法蘭緊固件工作溫度超過了允許值導致螺栓斷裂、法蘭連接處密封失效、燃料泄漏、發(fā)動機推力及轉(zhuǎn)速等性能參數(shù)下降的故障。本文針對防熱罩在飛行過程中的高空羽流熱環(huán)境仿真計算結(jié)果和試驗驗證結(jié)果,提出了防熱罩熱防護功能失效的故障機理及改進方案,改進后的防熱罩經(jīng)過了高溫振動、地面試車和飛行考驗驗證。

圖1 高空發(fā)動機燃料主管路防熱罩Fig.1 Heat shield of main fuel pipeline in highaltitude engine

1 防熱罩工作環(huán)境溫度計算及故障機理分析

高空發(fā)動機工作時外界環(huán)境壓力極低,噴管出口處高溫燃氣為連續(xù)流且處于膨脹不足狀態(tài),高速排出的高溫燃氣氣流在噴口外急劇膨脹后在噴口邊緣形成很大的膨脹角并轉(zhuǎn)折向前。高空發(fā)動機熱環(huán)境除了來自火箭及其發(fā)動機自身高溫工作部件熱輻射外,主要熱源來自側(cè)邊游動發(fā)動機噴管高溫燃氣在真空環(huán)境條件下形成的羽流。國外羽流研究主要集中在上世紀60～80年代,尤以70年代為高峰時期,80年代末開始側(cè)重于高空羽流數(shù)值模擬研究[1]。研究的計算方法先后采用了工程算法、標準紅外輻射模型法(SIRRM)、蒙特卡羅(MC)法和RMC法等[2-4]。國內(nèi)研究主要集中于紅外目標特性,采用有限體積法(FVM)、離散坐標法(DOM)和RMC等[5-8]以及應(yīng)用商業(yè)軟件模擬和編程計算[9-10],目前更多采用了DSMC仿真及算法研究高空羽流流場[11-14]。文獻[15]采用Fluent商業(yè)軟件數(shù)值計算了某二級液體火箭發(fā)動機的噴流流場,分析了不同位置及不同高度相同位置的底部平面的對流和輻射熱流密度。文獻[1]指出在羽流流場仿真計算過程中至關(guān)重要的湍流流動模型通常選用k-ε和k-ω模型,前者能夠有效模擬遠離壁面處的湍流流動,而后者則可以較好反映各種壓力下的邊界層問題。針對單噴管火箭尾焰流場的仿真計算大多采用k-ε模型,李茂等[16]采用標準的k-ε湍流模型對單臺氫氧火箭發(fā)動機中地面試車的尾焰流場進行了研究。文獻[17-18]采用realizablek-ε湍流模型對單噴管尾焰流場進行了數(shù)值仿真。文獻[19]應(yīng)用RNG(Renormalization Group)方法借助Fluent軟件對具有固定噴管面積比的火箭發(fā)動機在10～80 km高空飛行時的燃氣流場進行了計算,計算后指出“羽流”的范圍隨著飛行高度的增加而變大,火箭發(fā)動機高空工作中應(yīng)考慮燃氣“羽流”對發(fā)動機的影響并且應(yīng)有熱及污染防護措施。

本文應(yīng)用Fluent軟件分析了高空發(fā)動機羽流影響環(huán)境下的防熱罩溫度分布,提出了防熱罩脫落原因及改進設(shè)計方案。在高空羽流分析時應(yīng)用GAMBIT對計算域劃分了27 570個單元、27 979個節(jié)點網(wǎng)格,采用壓力入口邊界、壓力出口邊界和遠場壓力邊界來封閉求解域,遠場壓力邊界和出口邊界均取0.1 Pa,流場計算均采用隱式穩(wěn)態(tài)求解法,湍流模型采用k-ε模型,方程的離散采用二階迎風格式。羽流流場的計算基于連續(xù)介質(zhì)假設(shè),不考慮外界稀薄氣體對主流的影響,計算后得到了密度、速度、靜壓、靜溫、總溫等流場分布參數(shù),并作為防熱罩環(huán)境溫度熱仿真計算的初始邊界條件。

燃料主管路汽蝕管法蘭兩端的熱防護組件分別為防熱罩、連接緊固件和隔熱層。防熱罩罩體基材采用10#鋼,表面噴涂0.3～0.5 mm厚Al2O3抗燒蝕耐高溫涂層。連接緊固件為螺栓(表面鍍鋅)YC017-88 M6X16、自鎖螺母(表面鍍鎘)M6 GB1337各4件,材料均為30CrMnSiA,隔熱層采用2～4層高溫型薄硅橡膠玻璃布和高硅氧玻璃纖維布包裹。

防熱罩計算模型如圖2所示,為建模方便,模型中未包括防熱罩連接緊固件,防熱罩內(nèi)壁采用對流邊界,外壁采用“對流+輻射”混合邊界,其中外壁Al2O3涂層表面輻射黑度取0.1,不銹鋼、碳鋼和30CrMnSiA低碳合金鋼金屬材料表面輻射黑度取0.5,初始時刻所有實體溫度均取14.85 ℃。

圖2 高空羽流熱環(huán)境防熱罩計算模型 Fig.2 Simulation model of heat shield in hightemperature plume flow

工作中高空發(fā)動機環(huán)境壓力極低接近真空,且高空羽流氣體密度非常小，屬于分子流范疇,傳統(tǒng)強制對流換熱系數(shù)準則方程已不適用該條件下方程的建立和求解,因此計算中高空羽流與防熱罩外壁面間的對流換熱系數(shù)可采用下式計算

式中：Ma為防熱罩部位處的羽流流速馬赫數(shù);θN為羽流在防熱罩部位處流線法向角;RN為防熱罩曲率半徑。當Ma=7.28,θN=68.4°,RN=0.062 m時,對流換熱系數(shù)hg約為35 W/(m2·K)。

法蘭兩端與防熱罩內(nèi)表面間對流換熱系數(shù)準則方程為

Nu=0.023Re0.8Pr0.4

式中:Nu為努塞爾數(shù)；Re雷諾數(shù)；Pr為普朗特數(shù)。根據(jù)該式計算后的發(fā)動機主燃料管路汽蝕管法蘭兩端與防熱罩內(nèi)表面間對流換熱系數(shù)為24 000 W/(m2·K)。

高空發(fā)動機防熱罩外表面溫度隨火箭飛行時間的變化曲線如圖3所示,穩(wěn)態(tài)條件下防熱罩溫度場分布如圖4所示。

圖3 防熱罩外表面溫度隨火箭飛行時間變化曲線 Fig.3 Out-surface temperature of heat shield duringrocket flight

圖4 穩(wěn)態(tài)條件下防熱罩溫度場 Fig.4 Temperature field of heat shield under steadystate condition

以上計算結(jié)果表明火箭飛行中高空發(fā)動機燃料主管路系統(tǒng)處于游機羽流中,防熱罩受高空羽流作用45 s后表面溫度已超過500 ℃,隨著工作時間的延長表面溫度至穩(wěn)態(tài)后最高可達877 ℃。防熱罩的緊固件螺栓和螺母材料為30CrMnSiA,材料的抗拉伸強度由20 ℃時的1 055 MPa下降至800 ℃時的69.5 MPa。緊固件表面鍍鋅或鍍隔陽極化處理,由于防熱罩安裝中緊固力矩未明確規(guī)定,裝配中往往力矩較大。在高溫和較高緊固連接擰緊力矩條件下螺栓或螺母由于存在鋅脆或鎘脆從而導致防熱罩脫落,防熱罩內(nèi)由充填的隔熱包覆材料及隔熱層被羽流吹落,燃料主汽蝕管連接兩端法蘭直接暴露在羽流環(huán)境中,法蘭連接螺栓在高溫和工作載荷綜合作用下可能發(fā)生塑性拉伸變形或部分鎘脆斷,導致燃料主管路汽蝕管法蘭連接兩端處密封膠圈密封比壓不足,甚至在內(nèi)壓作用下從螺栓失效部位擠出,發(fā)生燃料泄漏,發(fā)動機渦輪轉(zhuǎn)速、噴前壓力遙測參數(shù)下降,導致火箭飛行故障。

2 防熱罩結(jié)構(gòu)改進方案

為消除薄弱環(huán)節(jié)、提高防熱罩結(jié)構(gòu)可靠性，必須開展高空發(fā)動機防熱罩可靠性設(shè)計改進,提高高溫環(huán)境條件下防熱罩性能。高空發(fā)動機防熱罩已經(jīng)過多次地面熱試車考驗和飛行試驗,具有一定的可靠工作基礎(chǔ),因此在防熱罩改進設(shè)計中,針對防熱罩防熱隔熱功能可能失效的模式,在保持原防熱罩結(jié)構(gòu)和對外接口基本不變的條件下,充分繼承原防熱罩制造工藝,從改進防熱罩氣動外形、采用耐緊固件、耐高溫隔熱非金屬材料等方面進行結(jié)構(gòu)改進設(shè)計,綜合提高防熱罩防熱隔熱性能。

2.1 外形改進

原防熱罩上端蓋片為平面(如圖5所示),高空羽流來流方向垂直接觸面小,強化了高空羽流和熱輻射疊加后對防熱罩的加熱效果,惡化了罩內(nèi)環(huán)境,氣動外形不佳,不利于防熱罩的防熱隔熱。改進后的防熱罩借鑒了火箭整流罩紡錘形的氣動外形,上端平面蓋片由直角改為45°錐面蓋片(如圖6所示),可使高空羽流沿頭錐斜面流過防熱罩,減小換熱,消除羽流在蓋片附近滯止形成高溫區(qū),改善罩內(nèi)環(huán)境,同時隔熱罩容積相比改進前增大了27%,可以充填更多的防火耐熱材料。

圖5 改進前防熱罩上端平面蓋片F(xiàn)ig.5 Upper flat sheet of heat shield beforeimprovement

圖6 改進后防熱罩上端錐面蓋片 Fig.6 Upper cone sheet of heat shield afterimprovement

2.2 緊固件改進

高空發(fā)動機防熱罩緊固件——螺栓、螺母采用了30CrMnSiA低碳高強合金鋼金屬材料,表面鍍鋅鍍鎘防腐蝕電鍍處理,常溫下緊固連接強度裕度高,但螺栓、螺母材料抗拉伸強度性能下降。同時緊固件裝配擰緊力矩未做要求時，緊固件規(guī)格小，安裝操作時擰緊力矩較高,高溫環(huán)境中容易出現(xiàn)鋅鎘脆斷。試驗結(jié)果也證明了隨著防火罩緊固螺栓預緊力的增大,螺栓抗高溫性能逐漸降低。螺栓擰緊力矩為6 N·m時,溫度超過750 ℃螺栓失效;擰緊力矩為9 N·m時,溫度超過600 ℃螺栓即會失效;當擰緊力矩為12 N·m時,溫度不到600 ℃螺栓就會失效,發(fā)生松動或脆斷,對試驗后的螺栓斷口表面理化分析也表明了存在鋅、鎘脆斷。

防熱罩仿真計算結(jié)果表明緊固連接處最高溫度可達876.85 ℃,設(shè)計改進后的防熱罩緊固連接件材料由原高強鋼替換為耐高溫合金鋼,經(jīng)過計算后確定防熱罩緊固件安裝力矩(4.5+0.5) N·m,此力矩條件下防熱罩緊固件連接強度安全裕度在高溫工作環(huán)境條件下為1.93,滿足設(shè)計準則要求。防熱罩緊固件螺栓和螺母材料采用耐高溫合金鋼,螺母表面鍍銀處理后,高溫下緊固件材料性能較高,可以提高防熱罩在高空羽流環(huán)境條件下緊固連接強度和安全裕度,消除鋅鎘脆斷風險。

2.3 隔熱層改進

原防熱罩內(nèi)隔熱層由填充的多層隔熱材料組成,但未采取捆扎,防熱罩緊固件失效后防熱罩脫落,隔熱層直接暴露在高空羽流環(huán)境中,未捆扎的隔熱層易被羽流吹掉導致防熱罩功能失效。結(jié)構(gòu)設(shè)計改進后的防熱罩上端蓋片平頭形改為45°錐面紡錘形并沿管路壁面向前延伸,從而擴大了隔熱罩的防熱隔熱范圍,增大了隔熱層厚度和容積,增加了可填充的隔熱材料而且改善了隔熱性能。隔熱材料緊貼管路壁面包覆后捆扎固定,改變了原隔熱層“填充式”的包覆方法,起到了加固固化冗余緊固隔熱層的作用。

3 試驗驗證

3.1 緊固件高溫試驗

高空發(fā)動機防熱罩緊固連接件工作在高空羽流環(huán)境條件下除承受發(fā)動機振動、過載等工作載荷外,還承受高溫工作環(huán)境下的熱載荷,為驗證改進設(shè)計后的防熱罩在安裝力矩為(4.5+0.5)N·m條件下的強度裕度,通過增大螺栓高溫下工作載荷檢驗緊固件抗拉伸破壞能力有無變化。試驗中采用耐高溫合金材料的螺栓和自鎖螺母組成高溫試驗裝置(圖7),在安裝力矩分別為5,6,9,12 N·m條件下，擰緊后放入900 ℃高溫爐中保溫5 min取出。試驗后的緊固連接件進行了外觀檢查、力矩校核、螺栓拉斷破壞試驗和斷口分析,斷口金相檢查結(jié)果如圖8所示。結(jié)果表明試驗前后力矩無變化,外觀檢查未見微裂紋，螺栓拉斷破壞應(yīng)力分別為973，963，961 MPa,均大于960 MPa斷口進行金相分析后材料成分及組織正常,未見銀擴散。采用高溫合金材料緊固件在高溫工作環(huán)境條件中緊固力矩最大達到2.4倍規(guī)定的擰緊力矩后,抗拉伸破壞性能仍保持良好。

圖7 防熱罩緊固件高溫試驗裝置 Fig.7 High temperature test equipment of heatshield fasteners

圖8 斷口金相檢查結(jié)果Fig.8 Metallographic examination results of the section

3.2 防熱罩高溫試驗

為驗證改進設(shè)計后的防熱罩在高溫環(huán)境工作條件下的可靠性,使用了3件新的防熱罩,連接緊固力矩按4.5 N·m擰緊裝配后放入高溫爐中加熱,驗證設(shè)計改進后的防熱罩及其緊固件耐高溫性能。試驗時第一件在爐內(nèi)溫度從500 ℃加熱到600 ℃;第二件在爐內(nèi)溫度從600 ℃加熱到750 ℃;第三件在爐內(nèi)溫度從750 ℃加熱到900 ℃,防熱罩加熱后均在爐內(nèi)保溫8 min后取出。取出后的防熱罩外表面涂層完好無脫落,緊固件螺栓、自鎖螺母、墊片外觀完好無裂紋、無脆斷或松動等,螺栓與墊片表面略有氧化色,自鎖螺母鍍層完好無氧化色。

防熱罩經(jīng)過600，750，900 ℃高溫試驗后緊固件螺栓松出力矩均大于4.5N·m,防熱罩螺栓最小破壞拉斷力分別為19 164，19 243，18 895 N,相應(yīng)的最小拉斷破壞強度為953，957，940 MPa,斷口均為正常拉斷斷口。

3.3 防熱罩高溫振動試驗

改進設(shè)計后的防熱罩在安裝連接緊固力矩分別為4.5 N·m和12 N·m兩種條件下進行了300 s軸向振動試驗。試驗中采用了該高空發(fā)動機地面試車采集的頻譜數(shù)據(jù)(軸向振動數(shù)據(jù))作為振動輸入條件,同時使用了2個酒精噴燈對防熱罩連接緊固件加熱并使其溫度保持在880～900 ℃之間。試驗后檢查防熱罩外觀完好,耐高溫抗燒蝕涂層無脫落,連接緊固件無裂紋無松動,螺栓由于高溫下氧化顏色變黑,螺母鍍層外觀完好無變化,冷卻后校核松動力矩值與試驗前安裝擰緊力矩值相比較沒有變化。防熱罩分解后檢查罩內(nèi)隔熱層耐高溫燒蝕材料包覆緊密牢固。

3.4 地面熱試車及飛行考驗

該型號高空發(fā)動機采用改進設(shè)計后的防熱罩進行了多次整機地面熱試車考驗,試車中主機工作400 s,游機工作1 100 s,為火箭飛行任務(wù)時間的3倍以上。發(fā)動機地面試車綜合考驗了防熱罩在振動、沖擊和過載等條件下的隔熱防熱性能,防熱罩工作正常。試車后對防熱罩進行了分解檢查,防熱罩外表面耐高溫Al2O3燒蝕涂層完好,緊固件表面無裂紋連接無松動。防熱罩分解后檢查內(nèi)表面噴涂涂層完好,隔熱層隔熱材料無松動脫落,包扎緊密牢固。改進后的防熱罩已完成十多次火箭飛行任務(wù),飛行中高空發(fā)動機工作正常。

4 結(jié)語

某高空發(fā)動機在羽流熱環(huán)境工作條件下由于防熱罩緊固件高溫下抗拉伸強度低,在較高裝配力矩條件下存在鋅脆或鎘脆帶來的斷裂風險,從而造成防熱罩熱防護功能失效。通過開展高空羽流中防熱罩環(huán)境溫度的仿真計算,對防熱罩功能失效的機理進行了深入分析，完成了結(jié)構(gòu)改進設(shè)計,并通過高溫振動等一系列考核試驗驗證了改進后的防熱罩。

改進后的防熱罩參加了多次地面試車,試車后產(chǎn)品性能無變化。改進后的防熱罩參加了多次飛行試驗,試驗后未出現(xiàn)以前故障。