固体火箭发动机易损性试验研究

2019-11-12李瑞锋党永战李宏岩

导弹与航天运载技术 2019年5期

李瑞锋，党永战，李宏岩，王中

（西安近代化学研究所，西安，710065）

0 引言

随着武器装备的快速发展，弹药的安全性要求越来越高。国外从20世纪70年代开始对不敏感弹药进行研究，旨在提高武器弹药在战场和战备条件下，在遇到特殊的环境条件刺激时，能将偶然引发的反应可能性和随之产生的对武器平台和人员的危害程度降低到最低。目前美国形成了美国军标MIL-STD-2105D《非核弹药危险性评估试验》，北约成立了弹药安全性信息分析中心，形成了标准STANG4439，对所有服役的弹药进行易损性评估和测试。相比之下，中国在不敏感弹药方面的研究进展较为缓慢。固体火箭发动机是导弹的重要组成部分，设计低易损发动机、进行固体火箭发动机易损性研究也是固体火箭发动机安全性研究的一个重要方向，在发动机舰用化等方面具有重要意义[1]。目前中国主要进行了低易损推进剂小尺寸发动机试验及仿真研究。杨筱等[2]通过小尺寸试验和仿真计算研究了装药尺寸及结构对推进剂烤燃试验的影响；张杰凡等[3]通过小尺寸推进剂烤燃试验研究了不同烤燃速率下推进剂的内部温度分布规律及响应特征；张超等[4]进行了小尺寸固体推进剂射流撞击试验，研究了不同撞击方向和长径比情况下的试验结果；赵孝彬等[5]进行了小尺寸推进剂烤燃试验，研究了不同配方、烤燃速度及约束条件对于响应结果的影响；魏祥庚[6]进行了丁羟推进剂（Hydroxyl-terminated Polybutadiene，HTPB）和推进剂（Nitrate Ester Plasticized Polyether Propellant，NEPE）模拟发动机的枪击试验，表明钢制壳体发动机易损性较差；方学谦等[7]进行了小尺寸固体推进剂7项易损性试验，建立了试验方法和评估准则。以上研究表明，在易损性试验中，推进剂的尺寸、约束条件、壳体材料、试验方法对于试验结果均会产生影响。而对于固体发动机的易损性评估，应在小尺寸推进剂试验的基础上，结合计算仿真对全尺寸发动机进行易损性评估才更具有实际意义。由于全尺寸发动机的易损性评估试验安全风险大、试验成本高等原因，中国目前很少有这方面的研究。江明等[8]进行了导弹战斗部快烤、慢烤、子弹撞击等试验研究，建立了战斗部进行易损性试验的试验方法及评估准则；高飞等[9]对机载导弹战斗部进行了安全性试验并对钝感弹药的研究体系给出了建议。这些针对战斗部进行的全尺寸弹试验研究，对于全尺寸固体火箭发动机的易损性研究具有一定的借鉴意义。

本研究开展了某型固体火箭发动机易损性试验评估，进行了快速烤燃、慢速烤燃和子弹撞击3项易损性评估试验。根据国外不敏感弹药评价标准对试验结果进行了分析判定，得出固体火箭发动机的易损性结论。

1 发动机易损性评估判定方法

根据美国军标MIL-STD-2105D的规定，响应结果类型共分为爆轰、部分爆轰、爆炸、爆燃、燃烧和无响应6种。结合试验结果，根据装药、壳体、见证板以及冲击波超压等数据进行响应类型判定。判定准则如表1所示[10]。表1选自美国军标2105D，是目前中国进行不敏感弹药易损性试验研究主要的判定依据。

表1 响应类型判定Tab.1 Response Type Decision

续表1

《北约不敏感弹药引入与评价政策》STANG 4439规定弹药在经历各项易损性试验考核时的通过标准[11]，如表2所示。

表2 弹药易损性通过要求Tab.2 Ammunitions Vulnerability Pass Requirement

固体火箭发动机易损性评估试验依照美国军标MIL-STD-2105D进行。标准规定，易损性评估试验项目包含为快速烤燃、慢速烤燃、子弹撞击、射流撞击、破片撞击、殉爆试验共6项。由于是首次进行全尺寸固体火箭发动机易损性试验，本研究只进行了快速烤燃、慢速烤燃以及子弹撞击3项试验。

2 固体火箭发动机3项易损性试验

2.1 试验发动机概况

被试发动机为某贴壁浇铸金属壳体固体火箭发动机（不含点火装置）。发动机整体外形尺寸约Φ180 mm×2300 mm，装药量约45 kg。发动机外形结构如图1所示。

图1 试验发动机示意Fig.1 Experimental Motor Sketch

2.2 快速烤燃试验

2.2.1 试验原理

快速烤燃试验是模拟发动机在勤务处理、贮存运输和战场环境中遭受火焰包围时的安全性试验。将发动机悬挂在火焰源中进行烧烤，根据试验发动机发生反应的剧烈程度，评定其快速烤燃性能。

a）仪器。

温度传感器，温度记录仪，电点火器，录像监控设备。

b）设备。

支撑筒，支撑架，见证板，燃料槽，发动机壳体，试验发动机。

c）材料。

航空煤油，工业酒精，点火头，点火包。

d）试验布局。

试验发动机固定在支撑架上，装有航空煤油的燃料槽放置在发动机下方，燃料液面距离发动机壳体下表面约420 mm。4个温度传感器布置在发动机前后左右4个方向，距壳体表面约40 mm。燃料槽尺寸为2600 mm×800 mm，确保试验时火焰可全面包围发动机。

在试验场挖一个深度约3 m的试验坑，将快烤试验装置放入试验坑内，发动机前端安装支撑筒，支撑筒顶到试验坑墙壁上，在推力方向对发动机进行约束。支撑架通过钢钎固定在试验坑内，使发动机被完全约束，避免试验过程中发动机响应后发生失控飞行。

见证板为5 mm厚的钢板，竖直放置在发动机左右两侧，距离发动机壳体约1 m，发生响应后可通过见证板表面的凹坑情况判断响应程度。

快速烤燃试验布局如图2所示。

图2 快速烤燃试验布局Fig.2 Fast Cook-off Experiment Sketch

2.2.2 试验过程

a）进行火焰温度及传感器的标定。

按照试验布局图布置空发动机壳体以及温度传感器进行试验。在燃料槽中先加入深50 mm的水，再加入深40 mm的航空煤油，在燃料槽内放置点火包。点火后燃料开始燃烧，可得到火焰温度-时间曲线（见图3），温度取 4个传感器测得的温度平均值。火焰燃烧过程中最高温度达到800 ℃以上，各温度传感器均能正常稳定地获取测试数据，认为数据有效，传感器工作正常，方可继续进行试验。

图3 火焰温度-时间特性曲线Fig.3 Temperature-time Curve of Flame

b）发动机快速烤燃试验。

试验过程中 4个温度传感器记录所得曲线如图 4所示。

图4 快烤试验温度-时间曲线Fig.4 Temperature-time Curve of Fast Cook-off Experiment

由图4可知，传感器开始升温时刻记为零点，响应发生时刻为 85 s，此时传感器记录响应温度平均为710 ℃。响应发生时温度传感器可能被损坏、发生位移或温度超出量程（1200 ℃），故响应后传感器1、2温度曲线失真，传感器3比较接近标定的火焰温度曲线，表明响应结束后传感器3可继续正常工作，传感器4温度下降较快，可能是在冲击作用下发生位移远离了火焰区，故测得温度下降较快。

2.2.3 试验结果

响应后支架上无任何发动机壳体碎片存留（见图5），壳体碎片、碎药块如图6所示。

图6中最大碎片尺寸约为100 mm×100 mm，最大碎药尺寸约为30 mm×30 mm。碎片散步在试验点40 m区域内。见证板完整，表面有轻微划痕及凹坑。快烤试验结果如表3所示。

图5 响应后试验现场Fig.5 Testing Site after Response

图6 响应后收集的发动机碎片 Fig.6 Collected Motor Fragments after Response

表3 快烤试验结果Tab.3 Fast Cook-off Test Result

2.2.4 响应类型判定

试验结果表3与判定表1对比，根据装药及壳体碎片类型、抛射距离、见证板变形情况等综合判定，发动机快速烤燃试验响应类型为第Ⅲ类爆炸。

2.3 慢速烤燃试验

2.3.1 试验原理

慢速烤燃试验是模拟发动机在储存环境中受到环境温度缓慢升高影响的安全性试验。它是将发动机放置在可控制温度以一定速率（3.3 ℃/h）升高的慢烤箱中进行烤燃，直到发动机发生响应或400 ℃为止。根据响应的剧烈程度，评定其慢速烤燃性能，试验布局如图7所示。

图7 慢速烤燃试验示意Fig.7 Slow Cook-off Experiment Sketch Map

发动机固定在慢烤箱内的支撑架上，慢烤箱体内壁设有保温层以确保箱内温度恒定。温度传感器分别布置在发动机表面和慢烤箱空腔内，用以测量发动机表面的温度和发动机所处环境温度。慢烤箱设有的加热器、循环风机、温度闭环控制系统可确保慢烤箱按照设定的升温程序进行升温。发动机喷管处箱盖留有排气口，采用密封保温材料填充。若响应时发动机发生燃烧，产生的燃气火焰可从排气口排出卸压。慢烤箱尺寸约2.6 m×1.3 m×1.5 m。

慢烤试验不设置见证板，发动机放置在慢烤箱内，箱体的形变情况可作为响应类型判定的参照物。

2.3.2 试验过程

研究表明升温速率不大于3.3 ℃/h时，装药内部温度梯度较小，发生反应相对剧烈，因此国外相关标准规定慢烤试验升温速率为 3.3 ℃/h[12]。在试验过程中，考虑试验时间等因素，可先快速升温至一定温度，保温一段时间使得装置内部达到热平衡，再以3.3 ℃/h的加热速率进行试验。本次试验也采取了这种方法，首先将慢烤箱内部温度升温至60 ℃，恒温2 h再进行缓慢升温。慢烤箱内温度曲线如图8所示。由图8可知，慢烤试验发动机发生响应比较剧烈，且慢烤试验时间须持续约30 h。试验安全风险较高，需采取安全防范措施。

图8 慢烤试验温度特性曲线Fig.8 Temprature Curve of Slow Cook-off Experiment

2.3.3 试验结果

发动机慢烤试验时长为28 h，响应温度为142 ℃。响应伴有巨响，现场有震感，慢烤箱周边土围被严重破坏。现场的录像监控、照明设备、温度传感器等设备均被损坏。慢烤箱完全破坏，形成大量形状不规则、大剪切率的碎片，碎片抛射范围在700 m范围内，但未发现残余的装药碎块。

2.3.4 响应类型判定

熳烤试验结果如表4所示。试验结果表4与表1对比，根据壳体及慢烤箱碎片类型、抛射距离、装药情况等判定发动机慢速烤燃试验响应类型为第Ⅰ类爆轰。

表4 慢烤试验结果Tab.4 Slow Cook-off Test Result

2.4 子弹撞击试验

使用12.7 mm穿甲燃烧弹射击发动机，考核发动机在战场或贮存条件下被子弹击中后的响应情况，子弹速度为（850±20） m/s。在撞击试验中，撞击位置一般选取最敏感部位，同时考虑最敏感部位在实战中被击中的概率进行综合评估。发动机中的敏感器件为点火装置，但本试验中发动机不含点火装置，故子弹撞击位置选实心装药处，撞击位置为距离前端800 mm处。

2.4.1 试验方案

a）试验用仪器设备：12.7 mm子弹发射装置，12.7 mm穿甲燃烧弹（标准弹），固定支架，见证板，冲击波超压测试设备、高速摄影设备，试验发动机。

b）试验布局：发动机采取竖直向下、喷管朝上的方式通过固定支架紧固在试验场，利用地面支撑力来抵消发动机响应时产生的推力。为避免子弹撞击以及发动机响应时产生的侧向力引起发动机翻转或位移，发动机头部需放入地面坑内，坑深约200～300 mm，固定支架通过钢钎紧固在地面上，可确保发动机的约束可靠，防止意外发生。子弹撞击发动机试验布局如图9所示。

图9 子弹撞击试验示意Fig.9 Bullet Impact Test Sketch

2.4.2 试验过程

完成子弹速度的测试、打靶精度测试等准备工作后进行子弹撞击试验，采用高速摄影对撞击过程进行录像。子弹撞击瞬间如图10所示。子弹从发动机穿过瞬间有火焰从喷管和弹孔位置喷出，0.2 s后装药开始燃烧，子弹穿出部位壳体破碎，并在高温燃气作用下脱落。燃烧火焰从弹孔部位以及喷管喷出，装药持续燃烧至耗尽。发动机壳体其他部位完好。