温度对贮存状态下固体火箭发动机性能的影响

刘解见; 党国强; 王浩男; 严思雨; 呼和都乐; 张赋; 周庭邑

doi:10.12404/j.issn.1671-1815.2501711

科学技术与工程 ›› 2026, Vol. 26 ›› Issue (1) :402-409 DOI: 10.12404/j.issn.1671-1815.2501711

航空、航天

温度对贮存状态下固体火箭发动机性能的影响

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Influence of Temperature on Performance of Solid Rocket Motor in Storage State

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摘要

为分析发动机在中心库贮存过程中空调发生故障,长时间在高温或者低温贮存条件下温度梯度对发动机性能和药柱完整性的影响,基于热黏弹性本构模型,利用有限元数值模拟计算进行了热传导分析和热力耦合分析,给出了药柱温度场的分布,并结合零维内弹道控制方程组计算了发动机的内弹道性能包络情况,以及发动机药柱、绝热层-药柱界面、绝热层-壳体界面的等效应力和等效应变随时间的变化关系。分析结果表明,在温度循环的过程中,温度梯度对内弹道的影响很小,同时药柱及两个界面的最大等效应力/等效应变均小于相关的技术测试指标,不会对发动机药柱及界面造成破坏。

Abstract

When the solid rocket motor is in storage and the air conditoning fails, it is necessary to analyze the effect of the temperature gradient on the performance of the motor and the integrity of the propellant grain under the condition of long time high temperature and low temperature storage. Based on the thermoviscoelastic constitutive model and finite element numerical simulation, heat conduction and thermodynamic coupling analysis were carried out. The temperature field distribution of the grain was given. The envelop of internal ballistic performance of the motor was calculated by combining the zero dimensional internal ballistic control equations. And the relationships between equvialent stress and equvialent strain of grain, insulation-grain interface and insulation-shell interface with time were given. The analysis results indicate that during the temperature cycling process, the temperature gradient has minimal impact on the internal ballistics. Additionally, the maximum equivalent stress/strain of the propellant grain and both interfaces remain below the relevant technical test criteria, ensuring no damage to the motor propellant grain or interfaces.

Graphical abstract

关键词

发动机贮存 / 温度循环 / 温度梯度 / 热应力

Key words

solid motor storage / temperature cycle / temperature gradient / thermal stress

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刘解见, 党国强, 王浩男, 严思雨, 呼和都乐, 张赋, 周庭邑. 温度对贮存状态下固体火箭发动机性能的影响[J]. 科学技术与工程, 2026, 26(1): 402-409 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2501711

LIU Jie-jian, DANG Guo-qiang, WANG Hao-nan, YAN Si-yu, HU He-du-le, ZHANG Fu, ZHOU Ting-yi. Influence of Temperature on Performance of Solid Rocket Motor in Storage State[J]. Science Technology and Engineering, 2026, 26(1): 402-409 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2501711

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固体火箭发动机是固体火箭和导弹的核心部件,其药柱结构完整性对火箭性能至关重要^[1-3]。发动机在中心库贮存过程中,因空调故障原因,发动机在高温或低温环境长时间停留,燃烧室内部存在的温度梯度现象^[4-6]。在导弹总体提出的发动机贮存环境中,一般给出了中心库(包括转载区、测试区、贮存区)的贮存温度为10~30 ℃。空调故障时温度为5~35 ℃,在空调故障期,一次不超过15 d,一年不超过2次,空调故障期间不测试。

对于贴壁浇铸的固体火箭发动机,在温度循环的作用下,由于壳体、绝热层、以及药柱的热传导系数和热膨胀系数的差异,会在发动机的各部件及其界面处产生热应力^[7]。目前,对于药柱在循环载荷下的结构响应分析主要包含两种主要的手段:一种为解析的方式^[7-8],其使用统计学理论中的应力-强度干涉理论,结合弹性力学的基本方程,对圆孔型简单药柱在随机温度载荷作用下的失效概率做了较为系统的分析。另外一种为通过有限元数值计算的方式^[9-18]。其中,文献[12]针对机载固体火箭发动机在贮存和高空极端低温挂载的使用工况,使用有限元分析了挂飞时间对发动机药柱的影响,并评估了挂飞次数对药柱损伤的影响;文献[13]针对舰载固体火箭发动机在舰载巡航条件下,使用有限元数值模拟计算和S-N载荷曲线(S为应力幅值,N为循环次数)的分析方法,评估了固体发动机在巡航一定时间以后,药柱所能承载循环载荷的上限值;文献[16]针对机载固体火箭发动机在服役环境下,温度循环载荷对发动机药柱热应力分布的影响,并分析了循环次数对药柱损伤的影响;文献[17]则使用有限元数值模拟计算分析了固体火箭发动机在温度循环载荷作用下的温度场和应力场,建立了基于应力的累积损伤模型,研究了其累积损伤及主要影响因素。

综上所述,对于药柱结构形式较为复杂的固体发动机,解析的求解方式体现出较强的局限性,在学术研究和工程研制的过程中,主要还是采用有限元数模计算的方法。对流换热系数、热传导系数、表面辐射率作为传热分析计算过程的重要参数,其测试的精度对于固体火箭发动机内弹道性能和完整性的影响分析起着决定性的作用^[19-22]。

热传导系数的测量目前主要有两种方法,分为稳态法和非稳定法,两者的主要区别在于测试所用的时间长短不同,其测试方法较为成熟^[23]。物体表面辐射率的测试方法主要包括:稳态量热法、瞬态量热法、热腔反射计、积分球反射计、激光偏振法、多波长法等^[24]。对流换热系数与流体和换热表面的物性、状态等诸多因素有关,这些因素具体如何影响对流换热系数至今仍没有一个明确公式能够反映,如何获得精确的对流换热系数是工程中的一个难点。其测试方法主要包括:理论分析法、试验测量法、数值计算法。其中理论分析的方法难以解决复杂的实际问题:试验方法结果能反映真实的情况,但耗时长、花费高,试验模型搭建可能存在困难,数值计算方法门槛低,易于建立计算模型,但结果误差难以量化估计^[25]。

针对对流换热系数测试为法和精度难以满足固体火箭发动机在贮存状态条件,因温控系统故障导致发动机长时间在高温或者低温贮存条件下温度梯度对发动机性能和药柱完整性分析的需求,现使用固体火箭发动机温度循环试验,结合有限元数值模拟计算,对对流换热系数进行反演计算,得到满足工程使用精度要求的对流换热系数。然后,使用有限元商业软件,分析发动机在贮存的过程中温度梯度对发动机药柱、药柱-绝热层界面、绝热层-壳体界面的完整性做了分析。同时,使用零维内弹道控制方程分析温度梯度对发动机的内弹道性能的影响。为固体火箭发动机在非正常温控条件下贮存以后的使用情况做出较为准确的预测和参考。同时希望所提出的分析方法也可以用于服役环境温度较为复杂的导弹和火箭,对环境温度适应性的评估提供重要的技术参考。

1 数值计算材料参数的校核

为了模拟发动机在中心库贮存时空调出现故障(在高温环境长时间停留,或在低温环境长时间停留),温度变化对发动机完整性和内弹道性能的影响,并结合《火工品试验方法—第22部分:温度试验》(GJB736.22—2022)对温度循环试验的相关要求,制定如图1和表1所示的温度-时间曲线,温度循环试验初始温度为20 ℃,保温最高温度为40 ℃,最低温度为0 ℃。

根据图1和表1所示的温度-时间曲线,结合发动机的温度循环试验结果对ABAQUS/Standard有限元分析模型进行校核,可得到比热容、热传导系数等材料参数。

1.1 温度循环试验

温度循环过程对燃烧室壳体表面温度和药柱表面温度进行了监测,燃烧室温度测点布置如图2所示,温度测试结果如图3、图4所示,壳体表面最高温度为42.1 ℃,最低温度为-0.2 ℃;药柱表面最高温度为38 ℃,最低温度为3 ℃。

1.2 有限元模型校核计算

有限元计算模型如图5所示,为提高计算效率采用二维平面,模型由壳体、绝热层、药柱、内孔、前后接头、前后堵盖组成。

首先基于发动机温度循环实测温度数据,通过进行有限元仿真分析的反复迭代计算,得到的参数如表2所示。

有限元计算结果与实测结果对比如图6、图7所示,仿真数据与实测数据基本一致,表明采用表2拟合参数进行温度场仿真计算的准确度较高。

2 温度梯度对内弹道性能的影响分析

2.1 不同贮存工况下的温度场分布情况

根据图1中所示的温度-时间曲线制定了如图8所示的3种计算工况,其中红色标记工况的终点温度为40 ℃(模拟中心库因空调故障长期处于高温环境),绿色标记工况的终点温度为0 ℃(模拟中心库因空调故障长期处于低温环境),蓝色标记工况的终点温度为20 ℃。

++++3种温度循环工况下计算得到温度场的分布如图9所示。

(1)当温度循环的终点温度在为40 ℃时(对应工况一),药柱内部温度分布范围为37.70~39.52 ℃,药柱与绝热层交界附近的温度最高,最小温度位于药柱的中心位置。

(2)当温度循环的终点温度在为0 ℃时(对应工况二),药柱内部温度分布范围为0.647 6~2.668 0 ℃,药柱的最高温度位于药柱的中心位置,然后向四周逐渐减小。

(3)当温度循环的终点温度在为20 ℃时(对应工况三),药柱内部温度分布范围为18.48~19.66 ℃,药柱的最高温度位于药柱与绝热层界面附近位置,最小值位于药柱中心位置。

2.2 不同贮存工况下的内弹道性能

根据2.1节中计算得到的各工况下的温度场分布,分别计算发动机在40 ℃(药柱温度分布范围为37.70~39.52 ℃)、0 ℃(药柱温度分布范围为0.647 6~2.668 0 ℃)、20 ℃(药柱温度分布范围为18.48~19.66 ℃)下的压强-时间包络曲线,如图10所示。由图10所示的包络曲线和表3中的数据对比可知,在3种不同的贮存工况条件下,温度梯度对各自贮存条件下的压强-时间的影响较小。但是发动机的内弹道性能会较基准状态(20 ℃)下的内弹道性能出现偏离。在40 ℃的贮存条件下,工作时间最短,最大压强最大,分别为79.85 s和13.50 MPa。在0 ℃的贮存条件下,工作时间最长,最大压强最小,分别为85.80 s和12.46 MPa。造成这种结果的主要原因在于,丁羟推进剂的温度敏感系数测试值约为0.001 4,温度的变化对推进剂燃速的影响不明显,在目前的温度梯度范围内,其温度的不均匀分布对内弹道的性能影响较小。

3 温度梯度对燃烧室完整性的影响分析

3.1 温度梯度对药柱完整性的影响

等效应变提取位置如图11所示。3种贮存工况下计算得到药柱的等效残余应变的分布云图如图12、表4所示。

(1)当温度循环的终点温度在为40 ℃时(对应工况一),药柱内部等效残余应变的分布范围为1.148 7%~3.559%。其等效残余应变的最大值为3.559%,位于前翼与中心圆孔的交界过渡位置,在温度循环过程中的最大等效应变为4.227 9%。

(2)当温度循环的终点温度在为0 ℃时(对应工况二),药柱内部等效残余应变的分布范围为1.138 4%~3.563%,其等效残余应变的最大值为3.563%,同样位于前翼与中心圆孔的交界过渡位置,在温度循环过程中的最大等效应变为4.194 0%。

(3)当温度循环的终点温度在为20 ℃时(对应工况三),药柱内部等效残余应变的分布范围为0.510 7%~1.861%,其等效残余应变的最大值为1.861%,同样位于前翼与中心圆孔的交界过渡位置,在温度循环过程中的最大等效应变为4.218%。

对比分析3种不同温度循环试验条件,其等效残余应变的分布情况类似,但是在20 ℃条件下保温以后,药柱的等效残余应变的情况会得到明显的改善,且远小于15%左右的推进剂脱湿点伸长率,不会对推进剂的内部造成不可逆的损伤。

3.2 温度梯度对药柱-绝热层界面完整性的影响

++++3种贮存工况下计算得到药柱-绝热层界面的等效应力如表5、图13所示。可知三种温度循环工况下,三种贮存条件下的药柱-绝热层界面的等效应力大小相近,且均出现在第一个温度循环内,但是均远小于绝热层-药柱联合粘接2.5 MPa界面强度。

3.3 温度梯度对绝热层-壳体界面完整性的影响

三种贮存工况下计算得到绝热层-壳体界面的等效应力如表6、图14、图15所示。由相关计算结果可知,三种贮存条件下的绝热层-壳体界面的等效应力大小相近,且均出现在第一个小温度循环内,均小于2.30 MPa的界面强度。

4 结论

基于ABAQUS有限元软件,结合发动机的试验数据分析了固体发动机在贮存过程,因空调发生故障长时间在40、0、20 ℃的下条件贮存以后,温度梯度对发动机的内弹道性能、结构完整性的影响情况。

(1)在3种不同的贮存工况条件下,温度梯度对各自贮存条件下的压强-时间的影响较小。但是发动机的内弹道性能会较基准状态(20 ℃)下的内弹道性能出现偏离。在40 ℃的贮存条件下,工作时间最短,最大压强最大,分别为79.85 s和13.50 MPa。在0 ℃的贮存条件下,工作时间最长,最大压强最小,分别为85.80 s和12.46 MPa。

(2)在3种不同的贮存工况条件下药柱、药柱-绝热层界面、绝热层-壳体界面的完整也都能满足使用要求,不会对药柱和界面产生不可逆的损伤。

虽然分析了固体火箭发动机在贮存过程中的温度梯度,对结构完整性和内弹道性能的影响做了较为全面的分析,但是当这种温度循环累计到一定的程度以后,会不会对药柱及相关界面的老化、疲劳造成影响,还需要在后续的工作中进行更加深入的研究。

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原文顺序 | 出版日期 | 本文引用

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