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ABAQUS子程序在喉衬热结构计算中的应用

唐敏，高波，史宏斌

（中国航天科技集团公司第四研究院第四十一所固体火箭发动机燃烧、热结构与内流场国防

科技重点实验室，西安，710025）

摘要：介绍了FILM、DLOAD和USDFLD子程序在固体火箭发动机喉衬热结构计算中的应

用，详述了二者在解决瞬态对流换热系数的获取，随壁面变化的压强载荷的施加和炭/炭材

料拉压双模量取值方面的处理过程。计算结果表明所用方法取得的结果更加符合实际情况。

关键词：FILM；DLOAD；USDFLD；喉衬

1、引言

在固体火箭发动机热结构的计算中涉及到瞬态对流患热系数的获取，随壁面

变化的压强载荷的施加和炭/炭材料拉压双模量取值等方面的问题。三者的合理

解决关系到喉衬温度场和应力场的计算精度，对发动机热结构设计起到重要的指

导作用。

长期以来，在喉衬热结构分析中一直采用第三方软件计算对流换热系数和压

强载荷，然后将喉衬内型面分割成若干小区域，分段施加对流换热系数和压强载

荷的方法[1、2、3]。这种方法因为没有代入随时间变化的内壁面温度，从而导致对

流换热系数偏大，计算温度偏高。此外，炭/炭复合材料在单向拉伸和压缩时在

模量上表现出极大的差异，现行的热结构分析中通常不予考虑[4]，经常导致计算

结果已经破坏而试车完好的情况。

本文利用ABAQUS中FILM、DLOAD和USDFLD子程序有效的解决了对

流换热系数的获取，压强载荷的施加以及炭/炭复合材料的模量取值三个方面的

问题，为喉衬热结构的数值计算提供了宝贵的经验。

2、对流换热系数及压力载荷的计算

2.1程序的实施

喷管喉衬部位载荷的施加，依赖于对整个喷管热力参数的有效计算。喷管的

型面为轴对称，可以采用一维等熵流动计算喷管的流场及其他有关参数。根据一

维等熵流动，可以得到气体的压强、温度以及截面积与马赫数的关系。以此为基

?，其具体形式为：础，利用巴兹公式可以得到对流换热系数

c

0.80.10.9

?????????

0.026CPdA

0.2*

???????????

Ptt

c0.20.6*

dPCrA

trT*c

????????

g

（1）

式（1）中，?为考虑附面层内物性参数变化影响的修正系数，该值用喷管燃气

总温T*，燃气侧壁面的局部温度

g

T和局部马赫数M来表示，其具体形式为：

wa

??

1

0.680.12

????????

1T111

??

??2???2?

????

w1M1M

?2T22?2

*aa

????

??

g

（2）

式（2）中涉及到壁面温度和马赫数，而壁面温度是随时间变化的，马赫数是随

喷管轴向变化的，通常热结构计算存在的问题则是没有代入随时间变化的壁面温

度，计算中采用的一直是初始壁面温度。分析表明，两个彼此靠近，具有一定温

差的物体，其温差越大，对流换热系数越大，随着温差的减小，对流换热系数将

逐渐减小。

在FILM子程序的数据传递中存在节点坐标，温度和对流换热系数三个需要

的传递量，可以有效的用于求解随时间变化的对流换热系数。FILM子程序的数

据传递形式为：

SUBROUTINEFILM(H,SINK,TEMP,JSTEP,JINC,TIME,NOEL,NPT,

1COORDS，JLTYP,FIELD,NFIELD,SNAME,JUSERNODE,AERA)

在DLOAD子程序数据传递中存在节点坐标的传递，这已经足够解决喉衬内

型面压强载荷随壁面的变化问题，过往采用分段施加的方法既不精确又耗费精

力。DLOAD子程序的数据传递形式为：

SUBROUTINEDLOAD(F,KSTEP,KINC,TIME,NOEL,NPT,LAYER,KSPT,

1COORDS,JLTYP,SNAME)

基于上述分析，FILM子程序在求解对流换热系数时程序的实施步骤如下：

第一步，按照式（3）求解喉衬壁面的当地马赫数；

A1

?

AMa

t

??1

??????

121

????

?

2

?2?1Ma??

?2?

??

????

1

??

??

（3）

式（3）中节点处的面积A为0.5*COORDS(1)2。

第二步，按照式（4）求解壁面附近温度T；

o

T0??1

??

1

T2

Ma

2

（4）

第三步，根据式（2）求修正系数?；

第四不，根据式（1）求对流换热系数。

值得注意的是，在采用牛顿迭代法求解喷管喉衬前后段的马赫数时，喉衬前

段初值取值需小于