1、第 46 卷第 2 期固 体 火 箭 技 术Journal of Solid ocket TechnologyVol46 No2 2023固体火箭发动机内部热环境测量技术现状郝雪帆1，曹涛锋2，张虎1*(1西安交通大学 航天航空学院 陕西省先进飞行器服役环境与控制重点实验室，西安710049;2西安航天动力技术研究所，西安710025)摘要:热防护系统的设计水平对固体火箭发动机的性能有着重要影响，准确获得发动机内部热环境参数是对其热防护系统进行精细化设计的前提。为全面了解国内外固体火箭发动机内部热环境实验测量现状及相关测量技术，从固体火箭发动机内壁面温度、总热流和辐射热流测量三个方面对国内外相
2、关研究进行了调研，总结了各类测量方法的原理、特点及应用现状，并对这些方法用于固体火箭发动机内部热环境测量进行了评述和展望。该文可为开展固体发动机热环境原位动态测试提供方案选型依据，进而支撑热防护系统的精细化设计和内部热环境精细仿真预示方法的发展。关键词:固体火箭发动机;内部热环境;实验测量;精细化设计;热防护系统中图分类号:V435文献标识码:A文章编号:1006-2793(2023)02-0313-15DOI:107673/jissn1006-2793202302016eview of experimental measurement for internal thermalenvironm
3、ent of solid rocket motorHAO Xuefan1，CAO Taofeng2，ZHANG Hu1*(1Shaanxi Key Laboratory of Environment and Control for Flight Vehicle，School of Aerospace Engineering，Xi an Jiaotong University，Xi an710049，China;2The Institute of Xi an Aerospace Solid Propulsion Technology，Xi an710025，China)Abstract:The
4、design level of thermal protection system(TPS)has a great influence on the performance of the solid rocket mo-tor(SM)The accurate internal thermal environment parameters of SM are the premise for the fine design of TPSIn order to geta comprehensive understanding of the progress on the experimental m
5、easurement and relevant techniques of the internal thermal en-vironment of SM，the reviews of inner temperature，total heat flux and radiative heat flux measurements of the SM are made in thisstudyThe test principles，characteristics and applications of the relevant measurement methods are summarized a
6、nd the applicationsof these methods on the measurement of internal thermal environment of SM are reviewed and prospectedThis paper could providea guidance for selecting the measurement method for carrying out the in-situ dynamic test of the internal thermal environment withinthe SMFurtherly，it will
7、facilitate the development of fine design of TPS and numerical method for predicting the internal thermalenvironment accuratelyKey words:solid rocket motor;internal thermal environment;experimental measurement;fine design;thermal protection system0引言固体火箭发动机(固体发动机)因其结构简单、响应快速、可靠性高等特点被广泛应用于运载火箭、导弹武器、姿
8、轨控制等领域13。固体发动机采用半被动热防护方式，通过燃烧室内绝热层和喷管热防护材料的烧蚀来保证燃烧室及喷管壳体正常工作。工程设计这些热防护材料的厚度时留有一定裕量，其设计精细化水平关系到发动机质量比、安全性、喷管效率等性能指标，对发动机综合性能有着重要影响46。固体发动机热防护材料的烧蚀是一种多种物理化学现象强耦合的复杂过程78，准确获得发动机内部热环境参数是对热防护材料进行精细化设计的重要前提。固体发313收稿日期:2022-03-29;修回日期:2022-12-08。基金项目:基础研究项目(514010303-102);国家自然科学基金(52276086)。作者简介:郝雪帆，男，硕士生，
9、研究方向为固体火箭发动机热环境。通讯作者:张虎，男，博士/副教授，研究方向为飞行器热防护与热管理。动机内部热环境参数的准确获取难度较大，主要受限于以下两个方面:一方面，烧蚀材料表面存在着两相流动、对流传热、辐射传热耦合的复杂流动传热现象，使得热防护材料服役热边界条件难以准确预测。固体发动机内部的流动传热过程包括含熔融燃烧颗粒的多组分燃气形成的高温高压两相对流传热以及燃气和熔融颗粒的参与性辐射传热，壁面附近还存在着熔融颗粒沉积、热化学烧蚀和机械侵蚀，这些复杂物理过程的准确建模和精确计算还存在着显著不足1，4，7。另一方面，发动机内高温(3000 K)、高压(5 MPa)等严苛的服役工况也使得内部
10、热环境参数的原位动态实验数据难以准确获得。发动机内含熔融颗粒冲击的热流环境以及热防护材料表面烧蚀过程中的动态退移导致难以直接对壁面热流进行准确测量。埋入传感器的测量结果也会受到传感器与热防护材料热惯性差异的影响，部分测量结果经辨识处理才能得到表面热流参数，辨识精度不仅受到瞬态效应影响，还受到热防护材料烧蚀过程中变化的材料物性参数等因素的影响。由于缺乏准确可靠的原位动态测量数据，使得数值预示方法无法得到有效验证，进一步限制了固体发动机内部热流环境数值预示方法的发展9。与固体发动机热防护材料厚度精细化设计相关的热环境参数主要是内壁面温度和热流1012，到达热防护材料表面的总热流包括对流热流和辐射热
11、流，喷管中对流传热占据主导因素9，13，燃烧室中颗粒与燃气参与的辐射传热是主要的传热机制，甚至接近燃烧室内壁面总热流9，13，对绝热层的烧蚀过程影响显著1012。因此，燃烧室内壁面辐射热流需要特别关注12。国内外研究机构针对固体发动机内部热环境的实验测量已开展了一些研究，但在高精度的原位动态温度和热流测量方法上依然存在明显不足，并缺少准确可靠的内壁面辐射热流实验数据。为全面了解固体发动机内部热环境实验研究现状，本文从固体发动机内壁面温度、总热流和辐射热流测量三个方面对国内外研究进展进行详细的调研，总结了各类方法的测量原理、特点及应用现状，并对这些方法用于固体发动机内部热环境测量进行了评述和展望
12、。1内壁面温度测量如图 1 所示，常用的温度测量方法可分为接触式和非接触式两类，其中接触式测温方法包括膨胀式测温、电量式测温、光电式测温及热色测温，非接触式测温方法包括光谱测温、辐射测温、干涉测温和声学测温等1415。固体发动机内部高温高压含熔融颗粒的燃气冲刷环境使得多数常规测温方法不适用于其内壁面温度测量。较为适用的方法主要有热电偶测温、黑体光纤测温和超声测温，下面分别对这三种方法在固体发动机内壁面温度测量中的应用进行介绍。图 1温度测量方法分类1415 Fig1Classification of the temperature measurement methods1415 11热电偶测温
13、热电偶测温在固体发动机内壁热环境测量中得到了较为广泛的应用。测温上限最高的钨-铼热电偶工作温度可达 2500 K，但在氧化性环境下会出现失效的问题14。热电偶按照安装方式可分为铠装热电偶、埋设热电偶和薄膜热电偶三类。薄膜热电偶适用于超燃4132023 年 4 月固体火箭技术第 46 卷冲压发动机和航空发动机中非烧蚀表面的温度测量，而对于固体发动机中存在烧蚀和动态退移的表面并不适用。下面主要介绍铠装热电偶和埋设热电偶在固体发动机中的应用。由于具有坚固耐用的优点，铠装热电偶被广泛应用于固体发动机内壁面温度的测量1625。在结构设计方面，由于发动机内温度较高，铠装热电偶丝一般为耐温上限较高的镍铬-镍
14、硅或铂-铑等贵金属材料，热电偶外包裹陶瓷材料等制成的耐高温抗氧化保护套。在安装方面，多数研究通过钻孔将其安装在离发动机内表面一定距离处，以避免高温燃气的冲刷，无法直接测得内壁面温度，需开发温度辨识方法反推内壁面温度。航天科技八院 801 所16 和美国 NANMAC 公司1718 采用铂铑-铂热电偶分别测得的喉衬内壁面下25 mm 处和燃烧室绝热层内壁面下 06 mm 处的最高温度均超过了 2000 K，但并未对内壁面温度进行反演。开发耐烧蚀环境的铠装热电偶，可与燃气直接接触测量壁面温度，如 NANMAC 公司于 20 世纪 80 年代研发了一系列快响应烧蚀热电偶18，如图 2 所示，这类热电
15、偶可在端部发生烧蚀的情况下不断形成新的测量结点，从而实现烧蚀状态下的测量19。航天科工六院 41 所20 将其用于测量固体发动机喉衬内壁面温度，获得了燃烧室内压以及喉衬壁面温度和热流，如图3 所示。航天科技八院801 所21 用其埋于内壁面下测得的温度结合 Beck 序列函数法反推了喉衬内壁面温度，反演的最高温度达 1923 K，如图 4 所示，获得的另一内壁下测点温度反演值与测量值对比显示其最大误差为 79%，但在反演过程中未考虑表面烧蚀的影响。铠装热电偶的外壳材料对测量结果有很大影响，相同热电偶丝在同样的工况下采用热物性更接近壁面材料的壳体材料测得的温度更准确18，如图 5 所示。图 2N
16、ANMAC 公司的快响应烧蚀热电偶19 Fig2Fast-response eroding thermocouple of NANMAC19 为减小热物性不匹配对测量区域原始温度场造成的扰动，可采用埋设热电偶丝的方式测量发动机内壁面的温度2630，热电偶丝可通过钻细孔的方式插入材料内部2628，如图 6(a)所示，也可在热防护材料成型时将热电偶埋设其中2930，通过内部测点温度经反问题辨识获得内壁面温度。(a)Temperature(b)Heat flux图 3测得的燃烧室压强和喉衬内温度及热流20 Fig3Measured pressure of combustion chamber temperature and heat flux of inner surface of throat20(a)Temperature(b)Heat flux(c)Temperature of measuring point图 4喉衬内壁面的温度、热流及内壁中测点的温度21 Fig4Temperature，heat flux of the inner surface of throat and tem