固体火箭发动机喷管扩散段烧穿故障现象和成因

当固体火箭发动机喷管的扩散段发生烧穿时，在飞行后检查或现场观测（如条件允许）过程中，扩散段壁上可能出现可见的孔洞或裂纹；喷管外观将受到严重损坏，且扩散段结构的完整性将遭到破坏。

飞行期间的性能异常：可能导致火箭的推力矢量及推力大小发生异常变化。例如，推力可能突然减小，或推力方向出现意外偏移，这将严重影响火箭的飞行轨迹；进而可能导致火箭偏离预定飞行路径，从而引发任务失败，如卫星入轨精度不足或导弹无法抵达目标位置等。

一、故障定义

固体火箭发动机喷管扩散段烧穿，是指扩散段内衬、绝热层或烧蚀层在工作结束前被局部消耗、剥落或开裂，高温燃气进一步侵入背衬层和金属承力壳体，最终形成贯穿孔、侧向喷流或结构破坏。

这类故障通常不是简单的“平均烧蚀量过大”，而是局部热流强化、材料异常、结构缝隙或热结构损伤共同作用的结果。

二、典型故障现象

1.发动机工作过程中的现象

扩散段外壁出现异常高温

外壁热电偶温度突然加速上升，局部可能出现发红、冒烟、喷火或熔融物飞溅。

喷管侧面出现侧向火焰

烧穿后，高温燃气从扩散段侧壁喷出，形成明显的侧向射流。侧向射流通常颜色较亮，可能夹带碳化材料碎片、金属火星和氧化铝颗粒。

尾焰形态不对称

主喷流发生偏斜，羽流边界不规则，伴随喷管侧向力、推力线偏移和发动机振动增强。

推力参数出现异常

可能表现为推力下降、推力波动或侧向力突然增大。但需要注意：如果烧穿位置位于喉部下游，且喷管喉径没有明显变化，燃烧室压强在烧穿初期可能仍接近正常，因为发动机流量主要由喉部控制；随着孔洞扩大、内衬大面积脱落或喷管结构变形，压强和推力才会出现明显异常。

出现异常声响

燃气沿裂缝或小孔高速泄漏时，可能产生尖锐啸叫、爆裂声或不规则高频噪声。

2.试后检查中的现象

试后常见特征包括：

• 扩散段内壁出现明显的局部凹坑、沟槽或“口袋状”烧蚀；
•  喉衬与扩散段连接位置形成台阶、环状烧蚀带；
• 烧蚀层碳化厚度异常，碳化层疏松、龟裂或大块剥落；
• 复合材料层间分层，纤维外露、断裂或成束脱落；
• 内衬与背衬层之间出现脱粘、空鼓或燃气冲刷通道；
• 金属壳体出现退火变色、鼓包、熔蚀、裂纹或贯穿孔；
• 故障区域通常具有明显的非轴对称性。

NASA在航天飞机固体助推器喷管中曾观察到异常“pocketing”局部侵蚀（坑蚀），烧蚀速率显著超过设计预期，剩余烧蚀材料只对应约数秒工作裕度，说明局部材料损失可能远比整体平均烧蚀危险。([NASA技术报告服务][1])

三、主要成因

1.扩散段局部流动导致热流强化

虽然扩散段平均热流通常低于喉部，但以下位置容易形成局部高热流：

•  喉衬与扩散段内衬连接台阶；
•  内型面错位、偏心或加工突起处；
•  扩散段曲率变化过快的位置；
•  激波与边界层相互作用区域；
•  流动分离后的再附着区域；
•  柔性接头、分瓣结构或材料拼接位置。

台阶会扰动边界层，使高速燃气在台阶后形成回流、剪切层和再附着，局部传热和烧蚀显著增加，逐渐形成环向或局部“台阶烧蚀坑”。针对复合喷管的研究表明，喉衬—扩散段交界台阶会直接影响扩散段烧蚀，不能仅按照光滑连续型面进行热防护设计。([MDPI][2])

2.凝相颗粒冲刷和撞击烧蚀

含铝推进剂燃烧产生的氧化铝液滴、团聚颗粒和熔渣进入喷管后，在扩散段中受惯性、离心效应以及喷管流动结构影响，可能集中撞击某一区域。颗粒撞击会产生：

•  表面机械冲蚀；
•  碳化层破坏；
•  熔融颗粒黏附和二次加热；
•  纤维或填料暴露；
•  局部沟槽状、条带状或斑块状烧蚀。

当喷管存在偏心、台阶、转弯或流动分离时，颗粒轨迹更容易集中，使烧蚀从相对均匀状态转变为局部快速发展。NASA的喷管热分析也将气相加热和颗粒流动作为喷管热环境评估的重要组成部分。([NASA技术报告服务][3])

3.烧蚀材料性能异常

扩散段烧蚀层通常依靠树脂热解、碳化、表面烧蚀及热解气体阻塞效应保护后部结构。以下材料问题会使烧蚀速度异常增大：

•  树脂含量或配方偏差；
•  固化温度、压力或时间不合适；
•  材料密度偏低、孔隙率过大；
•  纤维方向或铺层方向错误；
•  层间结合强度不足；
•  材料受潮、老化或污染；
•  碳化层强度不足；
•  批次性能离散性过大。

材料形成的碳化层如果强度不足，会在高速燃气剪切、热应力和颗粒撞击下脱落，使新鲜材料不断暴露，烧蚀速率快速增加。喷管烧蚀本质上是气动加热、热解、碳化、表面化学反应、材料退移和结构响应相互耦合的过程。([NASA技术报告服务][4])

4.内衬厚度或设计裕度不足

设计阶段可能存在：

•  扩散段热流计算偏低；
•  工作时间取值不足；
•  烧蚀率试验数据不适用于实际工况；
•  未考虑局部烧蚀放大系数；
•  未考虑材料批次离散性；
•  未考虑颗粒冲刷、台阶和缝隙效应；
•  最小制造厚度与名义厚度混用；
•  背壁允许温度或安全余量设置不合理。

如果实际燃烧时间、燃烧室压强、燃气温度或颗粒浓度高于设计值，即使材料质量正常，也可能在工作结束前耗尽有效热防护厚度。

5.结构缝隙引起燃气旁路

这是一类危险性很高、发展很快的故障。燃气不是从内衬正面逐层烧蚀，而是从以下位置进入结构内部：

•  喉衬与扩散段拼接缝；
•  分瓣扩散段接缝；
•  内衬与背衬层脱粘位置；
•  胶接层气泡或缺胶区域；
•  密封结构失效位置；
•  装配间隙过大位置。

高温燃气进入缝隙后形成狭窄的高速泄漏通道，直接加热内衬背面、胶层和金属壳体，可能在内表面烧蚀并不十分严重的情况下，从背面迅速烧穿。热变形和结构间隙还会相互促进：温升引起间隙扩大，间隙扩大又增加燃气泄漏和局部加热，形成正反馈。喷管缝隙热结构研究表明，较大的结构间隙和不合理的间隙匹配会导致火焰泄漏和局部结构损伤。([ResearchGate][5])

6.热应力导致开裂、分层和剥落

发动机点火后，扩散段内表面温度迅速升高，而背面温升相对滞后，形成很大的径向温度梯度。不同材料之间的线膨胀系数、弹性模量和收缩特性不同，可能产生：

•  内衬径向裂纹；
•  环向裂纹；
•  层间剪切破坏；
•  内衬与壳体脱粘；
•  碳化层大面积剥落；
•  石墨件或碳/碳件热冲击开裂。

裂纹形成后，高温燃气进入裂纹尖端，使裂纹扩展并转变为燃气通道。喷管侵蚀分析通常必须同时考虑气动、热化学烧蚀和弹性结构响应，因为结构变形与材料退移会相互影响。([NASA技术报告服务][6])

7.工艺和装配缺陷

常见工艺问题包括：

•  局部加工厚度超差；
•  内型面偏心或圆度不足；
•  喉衬与扩散段不同轴；
•  铺层褶皱、搭接或纤维富集；
•  胶层厚度不均、缺胶、夹杂；
•  固化过程中产生空洞；
•  装配时磕碰、划伤或形成初始裂纹；
•  无损检测未发现内部脱粘和分层。

其中，内型面错台不仅会减小局部有效厚度，还会直接改变流场和热流，是结构尺寸缺陷和气动热缺陷的叠加。

8.发动机实际工况超出设计条件

可能的异常工况包括：

•  燃烧室压强偏高；
•  工作时间延长；
•  推进剂燃温偏高；
•  推进剂铝含量、颗粒尺寸或凝相产物特性变化；
•  燃烧不稳定导致周期性热载荷；
•  药柱裂纹使燃面突然增大；
•  喷管局部堵塞或熔渣聚集；
•  姿态机动或喷管摆动引起非对称流动。

这些因素会提高对流换热、化学烧蚀或颗粒冲刷强度，并可能使原本具有一定裕度的扩散段出现烧穿。

四、两种主要烧穿模式的区别

类型	发展方式	典型试后特征	常见原因
正面渐进烧蚀型	从燃气侧逐层向外消耗	大面积或局部深坑，碳化和退移路径较连续	热流过高、材料异常、厚度不足、颗粒冲刷
缝隙旁路烧穿型	燃气进入接缝或脱粘区，从内部、背面快速加热	狭长冲刷沟、背面碳化、胶层烧毁，内表面损失可能不严重	装配间隙、脱粘、密封失效、热变形开缝

实际故障中两种模式可能相互转化。例如局部烧蚀形成裂纹，随后燃气进入裂纹产生旁路泄漏；也可能先发生脱粘，燃气进入背面后造成大面积内衬剥落。

五、典型故障链

扩散段烧穿通常可概括为：

制造或设计薄弱区 → 局部热流/颗粒冲刷增强 → 碳化层破坏或内衬开裂 → 烧蚀速度加快 → 燃气进入层间或背面 → 背衬和胶层失效 → 金属壳体过热软化 → 形成侧向泄漏孔 → 孔洞快速扩大并产生推力偏斜。

因此，故障分析时不能只测量最终烧蚀深度，还应同时检查烧蚀形貌、内型面台阶、材料批次、层间脱粘、颗粒沉积、外壁温度和压力—推力曲线。

六、一点体会

喉衬与扩散段搭接处，烧蚀率差异较大，出现坑蚀。密度低，反映在重量上偏低，烧蚀率高。局部聚胶，强度降低且不耐烧，体现在硬度上降低。缠绕力不合适，导致应力不均匀，高应力易断。设计上不要有贯穿缝，应有搭接过渡断。喉衬长度偏短，强烈烧蚀发生在搭接缝处。聚胶、分层和皱褶是常见故障。喉衬偏烧，导致流场不对称，加剧烧蚀。收敛段烧蚀不均匀，对流换热系数加大，造成局部过热，通过喉衬传递到扩散段，喉衬导热系数很大，界面过热，引起粘接胶热解，金属连接件烧毁。等等，要根据现象推机理，从而找出故障原因。

 

[1]: https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20120001536.pdf?utm_source=chatgpt.com “Reusable Solid Rocket Motor – Accomplishments, Lessons, and a Culture of Success – NASA Technical Reports Server (NTRS)”

[2]: https://www.mdpi.com/2226-4310/12/6/499?utm_source=chatgpt.com “Factors Influencing Step Ablation in the Expansion Section of a Composite Nozzle in a Solid Rocket Motor”

[3]: https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19940012804/downloads/19940012804.pdf?utm_source=chatgpt.com “ASRM Nozzle Thermal Analysis”

[4]: https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20170005288.pdf?utm_source=chatgpt.com “Fully Coupled Aero-Thermochemical-Elastic Simulations of an Eroding Graphite Nozzle – NASA Technical Reports Server (NTRS)”

[5]: https://www.researchgate.net/publication/303777636_Thermo-structural_Response_Caused_by_Structure_Gap_and_Gap_Design_for_Solid_Rocket_Motor_Nozzles?utm_source=chatgpt.com “(PDF) Thermo-Structural Response Caused by Structure Gap and Gap Design for Solid Rocket Motor Nozzles”

[6]: https://ntrs.nasa.gov/citations/20170005288?utm_source=chatgpt.com “Fully Coupled Aero-Thermochemical-Elastic Simulations of …”