許 彪，高 山，李高春， 董可海， 李建軍

(1.海軍航空工程學(xué)院 a.飛行器工程系; b.科研部，山東 煙臺 264001;2.中國航天科工集團(tuán)公司六院389廠，呼和浩特 010010)

【裝備理論與裝備技術(shù)】

某型導(dǎo)彈助推器潛入式噴管失效機(jī)理分析

許 彪1a，高 山1b，李高春1a， 董可海1a， 李建軍2

(1.海軍航空工程學(xué)院 a.飛行器工程系; b.科研部，山東 煙臺 264001;2.中國航天科工集團(tuán)公司六院389廠，呼和浩特 010010)

針對某型導(dǎo)彈助推器噴管地面試車時出現(xiàn)噴管燒穿飛出的問題，采用故障樹分析法，對噴管失效原因進(jìn)行逐項分析，結(jié)合噴管熱結(jié)構(gòu)仿真計算獲得的等效應(yīng)力大小與狀態(tài)，探討了噴管的失效原因。結(jié)果表明：噴管內(nèi)部絕熱套脫粘使其在工作時產(chǎn)生較大的應(yīng)力，造成絕熱套局部熱防護(hù)失效，影響噴管與燃燒室之間的密封，最終導(dǎo)致穿火。

潛入式噴管；失效；故障樹分析；熱結(jié)構(gòu)分析

噴管是固體火箭發(fā)動機(jī)的基本部件之一，在許多情況下，它決定了發(fā)動機(jī)的外形以及燃?xì)饽芰哭D(zhuǎn)換完善程度。固體火箭發(fā)動機(jī)噴管在發(fā)動機(jī)工作期間將承受高溫、高壓、高速兩相流燃?xì)獾淖饔?，同時作為導(dǎo)彈的承力結(jié)構(gòu)，還傳遞推力。因此，噴管在發(fā)動機(jī)工作期間的完整性必須得到保證。

根據(jù)國外固體火箭發(fā)動機(jī)使用情況統(tǒng)計分析表明[1]，噴管失效占固體火箭發(fā)動機(jī)失效總數(shù)的32%，在失效原因中占第一位，常見噴管失效為噴管的燒穿、喉襯脫落、擴(kuò)散段失效以及噴管粘接失效等[2-5]。針對噴管失效，國內(nèi)外開展了大量研究，主要研究喉襯組件界面密封、喉襯材料燒蝕機(jī)理以及噴管熱結(jié)構(gòu)分析計算等等[6-9]。

本文針對某型導(dǎo)彈助推器噴管的失效進(jìn)行分析，并進(jìn)行了噴管熱結(jié)構(gòu)仿真計算，探討了噴管的失效原因，為該型導(dǎo)彈助推器噴管的使用和后續(xù)維修提供了依據(jù)。

1 噴管結(jié)構(gòu)與故障現(xiàn)象分析

該助推器噴管為潛入式噴管，主要由絕熱層、喉襯、擴(kuò)散段以及噴管殼體等組成，結(jié)構(gòu)如圖1所示。該型助推器已超過規(guī)定的使用壽命，為掌握噴管的技術(shù)狀態(tài)，對其開展了X射線探傷。從探傷底片上發(fā)現(xiàn)：噴管擴(kuò)散段粘接界面也就是噴管固定殼體與絕熱套錐段部位存在大面積脫粘現(xiàn)象。脫粘部位位于圖1陰影A處。

圖1 噴管結(jié)構(gòu)示意圖

根據(jù)探傷結(jié)果，選擇噴管固定殼體與絕熱套錐段部位脫粘最嚴(yán)重的助推器進(jìn)行地面熱試車。地面試車的助推器噴管已經(jīng)出現(xiàn)了大面積的脫粘現(xiàn)象，脫粘處最長為85 mm，最寬為0.9 mm。從地面試車高速攝像上可以看出，助推器點(diǎn)火后工作正常，堵蓋打開正常。至2.121 s時刻助推器尾部有深色煙氣出現(xiàn)。當(dāng)工作至2.183 s時刻，助推器噴管與燃燒室對接位置出現(xiàn)穿火點(diǎn)，如圖2所示，隨著穿火點(diǎn)擴(kuò)散到如圖3所示時，固定殼體錐段及法蘭燒蝕擴(kuò)大，最終導(dǎo)致噴管飛出，試車失敗。

從殘骸上可以看出，噴管喉襯保持完整，內(nèi)型面燒蝕正常，未發(fā)現(xiàn)異常燒蝕。擴(kuò)散段內(nèi)型面多處斷裂，斷裂表面未發(fā)現(xiàn)燒蝕痕跡，顏色為棕黃色，沒有過火現(xiàn)象，為噴管飛出后碰撞擠壓斷裂破壞。擴(kuò)散段與喉襯對接位置燒蝕圓滑過渡，未發(fā)現(xiàn)穿火痕跡。固定殼體錐段以上位置未發(fā)現(xiàn)過火痕跡，留有固定殼體與絕熱套粘接殘膠，固定殼體錐段約1/5周燒蝕嚴(yán)重，固定殼體與燃燒室對接法蘭位置約有2/5為碰撞擠壓產(chǎn)生的斷裂破壞，法蘭殘留部分有3處燒蝕凹坑，其中有兩處與密封位置貫通。

圖2 助推器點(diǎn)火后出現(xiàn)燒穿點(diǎn)的尾部照片(ta=2.183 s)

2 噴管失效原因分析

針對助推器噴管失效，將噴管與燃燒室法蘭對接部位穿火作為頂事件，根據(jù)噴管的結(jié)構(gòu)及各部分功能特點(diǎn)，分析可能導(dǎo)致失效的因素，并按照引起失效事件的邏輯關(guān)系，建立噴管失效原因的故障樹，見圖4，共含有6個底事件。下面對故障樹中失效模式逐項分析。

圖4 噴管失效故障樹

1) 對接間隙不合格

噴管與燃燒室對接間隙偏大將造成燃?xì)鈱硬课唤饘贌醾鲗?dǎo)增加，對接部位的金屬為鋁合金材料，熱熔小，熔點(diǎn)低，很容易造成密封部位金屬融化，最終影響密封圈，造成密封失效。從噴管法蘭端面留有的燒蝕凹坑看，其融化的初始點(diǎn)位于法蘭端面中間位置，如果是由于間隙偏大造成，則燒蝕最嚴(yán)重部位應(yīng)該在對接部位，即噴管密封槽附近，從噴管殘骸上分析，可以排除此失效模式。

2) 密封圈失效

密封圈失效將導(dǎo)致噴管與燃燒室對接部位穿火，密封圈失效的模式主要包含密封圈材料不合格、密封圈壓縮率超差、密封圈老化后回彈特性差等因素，考慮此型號助推器密封圈先期進(jìn)行性能測試，密封圈的壓縮率及老化后的性能依然能滿足使用要求。

從另一個現(xiàn)象推測，在噴管穿火前有深色煙氣冒出，如果是密封圈存在問題，在點(diǎn)火后就應(yīng)該出現(xiàn)異?，F(xiàn)象，由此可以認(rèn)為密封圈失效的失效模式可以排除。

3) 絕熱套材料不合格

絕熱套材料存在缺陷或其壓縮性能偏低，導(dǎo)致在助推器建壓過程中局部碎裂，絕熱套碎裂后將導(dǎo)致燃?xì)庵苯幼饔糜诠潭んw上，造成固定殼體融化，燒蝕，固定殼體變形增大，最終影響噴管與燃燒室之間的密封，導(dǎo)致穿火?？紤]此型號助推器同批次材料通過了飛行試驗考核。此失效模式可以排除。

4) 絕熱套與固定殼體脫粘

絕熱套與固定殼體脫粘將導(dǎo)致助推器建壓過程中絕熱套與固定殼體之間變形不協(xié)調(diào)，絕熱套在助推器工作過程中出現(xiàn)不同程度的局部碎裂，造成絕熱套局部熱防護(hù)失效，影響噴管與燃燒室之間的密封，導(dǎo)致穿火。噴管脫粘后與噴管的設(shè)計狀態(tài)存在較大的差異。此失效模式無法排除。

5) 結(jié)構(gòu)設(shè)計不合理

結(jié)構(gòu)設(shè)計不合理主要體現(xiàn)在固定殼體與擴(kuò)散段錐段位置處的銷軸上，從殘骸上分析，銷軸在絕熱層膠層上還留有壓痕，表明銷軸突出了固定殼體外表面，在助推器試車過程中，絕熱套銷軸附近將受到銷軸的反作用力，形成應(yīng)力集中區(qū)域，造成絕熱套銷軸部位的損壞，從而使絕熱套局部熱防護(hù)失效。造成密封失效，最終穿火。

此型號助推器通過了多次飛行試驗考核，從設(shè)計上推測，這種結(jié)構(gòu)設(shè)計可能允許絕熱套與固定殼體之間錐段部位存在一定的間隙，可以允許銷軸突出，但前提是絕熱套與固定殼體之間充滿膠層，不存在大面積嚴(yán)重脫粘的現(xiàn)象。結(jié)構(gòu)設(shè)計不合理這一失效模式可以排除。

6) 連接結(jié)構(gòu)不合格

連接結(jié)構(gòu)不合格主要包含法蘭固定殼體材料存在缺陷，固定殼體及螺栓性能不合格。將導(dǎo)致噴管密封部位結(jié)構(gòu)不協(xié)調(diào)，造成密封失效，從而導(dǎo)致穿火。

固定殼體及螺栓均為金屬件，檢測條件成熟，且同批次產(chǎn)品通過了多次飛行試驗考核，此失效模式可以排除。通過失效模式分析，噴管絕熱套與固定殼體脫粘事件不能排除。

3 噴管結(jié)構(gòu)仿真分析

針對噴管結(jié)構(gòu)絕熱套與殼體脫粘情況，進(jìn)行噴管結(jié)構(gòu)應(yīng)力有限元分析。研究該噴管應(yīng)力場，對失效原因進(jìn)行分析。

3.1 計算模型

對噴管建立計算模型，計算采用二維軸對稱模型，幾何模型見圖5。

圖5 幾何模型

圖6 網(wǎng)格模型

溫度場計算采用4節(jié)點(diǎn)Solid 55單元進(jìn)行網(wǎng)格劃分，應(yīng)力場計算采用4節(jié)點(diǎn)Solid 182單元進(jìn)行網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格總體尺寸控制在1 mm，模型共劃分26 551個單元。

絕熱層、喉襯、絕熱擴(kuò)散段和固定殼體分別采用高硅氧纖維/酚醛樹脂模壓制品、高硅氧纖維/酚醛樹脂模壓制品、高硅氧布/酚醛樹脂纏繞制品和鋁合金等材料屬性，模型中材料使用了與溫度相關(guān)的力學(xué)和熱物理性能。各材料性能參數(shù)如表1、表2、表3所列。

表1 高硅氧纖維/酚醛樹脂模壓制品

表2 材料性能參數(shù)

表3 熱物理性能參數(shù)

計算中涉及到的溫度高于材料參數(shù)表中所列最高溫度時，其對應(yīng)熱物理參數(shù)均按表中所示最高溫度下的參數(shù)進(jìn)行取值。

為了簡化起見，對噴管殼體承壓一側(cè)加載施加10 MPa均布內(nèi)壓載荷和3 200 K的溫度載荷，約束噴管殼體與發(fā)動機(jī)后開口對接面軸向和徑向位移。

3.2 計算結(jié)果分析

噴管在3.41 s時刻的溫度場結(jié)果，見圖7，最高溫度3 200 K，位于噴管潛入段位置，最低溫度293 K，固定殼體基本沒有溫升。

圖7 狀態(tài)1喉襯體3.41 s時刻溫度場結(jié)果

噴管喉襯在不同時刻的應(yīng)力結(jié)果見表4，在所有計算時刻，等效應(yīng)力最大值出現(xiàn)在3.41 s時刻，最大值44.5 MPa，位于喉襯下游尖角位置；軸向拉應(yīng)力最大值出現(xiàn)在1.5 s時刻，最大值1.27 MPa，最大值位置參見圖8、圖9；軸向壓應(yīng)力最大值出現(xiàn)在3.41 s時刻，最大值38.8 MPa，最大值位置與等效應(yīng)力最大值位置相同。

從計算結(jié)果看，喉襯部位的等效應(yīng)力遠(yuǎn)小于喉襯材料的許用應(yīng)力，計算結(jié)果表明喉襯在發(fā)動機(jī)工作過程中是可靠的，不存在結(jié)構(gòu)破壞風(fēng)險。

采用相同的計算方法計算了脫粘前后絕熱套受力情況，脫粘面無摩擦接觸，其結(jié)果見圖10、圖11所示。

表4 不同時刻喉襯應(yīng)力結(jié)果 MPa

圖8 3.41 s喉襯等效應(yīng)力

圖9 3.41 s喉襯軸向應(yīng)力

圖10 脫粘前絕熱套部位等效應(yīng)力云圖

圖11 脫粘后絕熱套等效應(yīng)力云圖

從圖中可以看出，絕熱套脫粘后整體等效應(yīng)力大于脫粘前的等效應(yīng)力。錐段部位脫粘后等效應(yīng)力為22.6 MPa，對應(yīng)位置脫粘前的等效應(yīng)力為8.9 MPa；端面部位脫粘后等效應(yīng)力為16 MPa，對應(yīng)位置脫粘前的等效應(yīng)力為6 MPa。最大等效應(yīng)力出現(xiàn)在脫粘與未脫粘交接部位。

由于采用二維軸對稱模型，并且計算邊界以及材料屬性等方面的原因，不能完全模擬計算真實(shí)的狀態(tài)，但能給出等效應(yīng)力的變化趨勢，計算結(jié)果表明脫粘后等效應(yīng)力明顯增大。從無損檢測結(jié)果判斷，該位置存在大面積脫粘，在脫粘位置將存在較大的等效應(yīng)力。

4 結(jié)論

針對某導(dǎo)彈助推器噴管地面試車時出現(xiàn)噴管燒穿飛出失效，根據(jù)噴管地面試車錄像和噴管殘骸，采用故障樹分析法，對噴管失效原因進(jìn)行了分析，并結(jié)合噴管熱結(jié)構(gòu)仿真計算獲得等效應(yīng)力狀態(tài)，探討了噴管的失效原因。結(jié)果表明：絕熱套與固定殼體脫粘，由于高溫、高壓和高速二相流燃?xì)獾目焖僮饔?，在?nèi)壓和熱應(yīng)力的作用下，噴管絕熱套筒發(fā)生斷裂，造成絕熱套局部熱防護(hù)失效，從而使固定殼體法蘭位置出現(xiàn)燒蝕凹坑，影響噴管與燃燒室之間的密封，導(dǎo)致穿火。

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(責(zé)任編輯 周江川)

Failure Mechanism Analysis of Solid Rocket Motor Submerged Nozzle Used for Certain Type Missile Booster

XU Biao1a, GAO Shan1b, LI Gao-chun1a, DONG Ke-hai1a, LI Jian-jun2

(1.a.Department of Aircraft Engineering; b.Department of Scientific Research, Naval Aeronautical and Astronautical University, Yantai 264001, China; 2.The No.389 Factory of the Sixth Academy of CASC, Hohhot 010010, China)

According to the failure of submerged nozzle burned-through in a solid rocket motor during ground tests, a series of diagnostic investigation has been carried out based on the fault tree analysis. A thermal structure analysis for nozzle was proposed, and the stress magnitude and state was obtained．The failure mechanism of solid rocket motor submerged nozzle was explored．The results show that interior debongding between insulation and nozzle case produces great stress under large pressure，and the thermal structure failed and the seal between nozzle and chamber is effected, which results in nozzle burned-through.

submerged nozzle; failure; fault tree analysis; thermal structure analysis

2017-01-03；

2017-02-05 作者簡介：許彪(1982—)，男，碩士研究生，主要從事安全管理研究。

10.11809/scbgxb2017.05.019

format:XU Biao, GAO Shan, LI Gao-chun, et al.Failure Mechanism Analysis of Solid Rocket Motor Submerged Nozzle Used for Certain Type Missile Booster[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(5):82-86.

V435;TJ768.2

A

2096-2304(2017)05-0082-05

本文引用格式：許彪，高山，李高春， 等.某型導(dǎo)彈助推器潛入式噴管失效機(jī)理分析[J].兵器裝備工程學(xué)報，2017(5):82-86.