吴飞春，俞 鑫



多孔药型B-KNO3点火药在点火发动机中的应用

吴飞春，俞 鑫

（上海航天动力技术研究所，上海，201109）

针对中型固体火箭发动机中点火发动机的结构特点，提出了采用多孔药型B-KNO3点火药作为点火发动机主装药，以增加装药燃面、提高装填系数。通过在某型空地导弹发动机用点火发动机的应用，验证了多孔药型B-KNO3点火药点火性能满足要求，为中型点火发动机的装药设计提供一种新途径。

点火药；B-KNO3；药形设计；点火发动机

在大中型固体火箭发动机设计中，为有效而安全地点燃发动机的主装药，通常使用类似小型固体火箭发动机的点火装置（即点火发动机）对发动机主药柱进行点火。由于点火发动机工作时间极短，大约在0.2s左右，点火发动机装药一般多采用大燃面小肉厚车轮型药型、贴壁浇注的高燃速推进剂装药[1]。在大型固体火箭发动机中采用的点火发动机装药燃速一般小于30mm/s（6MPa），药型采用复杂的车轮型装药，对于较大尺寸的点火发动机是可行的，但对于点火药量在1kg左右的中型发动机，其外形尺寸受空间限制，考虑到点火效果和装药工艺性，不适宜采用常规的车轮型装药[2]。要保证点火发动机的装药质量和点火性能，采取的方法之一是提高推进剂燃速，简化浇注药型；方法之二是控制一定的推进剂燃速，增加装药燃面。在某型空地导弹发动机的点火发动机设计中采用了B-KNO3（硼硝酸钾）点火药多孔药型的装药方式，以增加装药燃面，简化装药复杂性，适应了该型发动机点火需要。

1 多孔B-KNO3药环的特点

目前国内常用的点燃复合推进剂的点火药主要有Mg-PTEE（镁聚四氟乙烯）高能点火药和B-KNO3点火药两种。相比而言，B-KNO3感度高，低压下易引燃，点火压强峰值大，燃烧时间短，产气量大，适用高空点火及自由容积大的发动机点火[3]。

一般B-KNO3的制造与验收按GJB 6217-2008 硼/硝酸钾点火药规范执行，该标准规定了颗粒状、圆柱形、双凸形和环形4种形状产品的具体参数（结构尺寸和性能指标），其他未做规定。

根据点火发动机的工作要求进行分析：虽然单孔药环在燃烧过程中近似为等面燃烧，点火能量释放相对较快，持续平稳，但装填系数不高，单孔装药燃面还不能满足点火发动机的性能要求。而相同装药外径、一定推进剂燃速下，多孔形药环的装药量、燃面远比单孔药环大。某型空地导弹点火发动机设计的多孔药环装药截面结构示意图见图1，多孔药环比环形药环燃面增加了45.5%，装药量增加了78% ，大大提高了装药装填系数，缩短了点火发动机的结构长度，同时提高了燃气秒流量，从而缩短了整个发动机的点火延迟时间。虽然多孔药环在燃烧到后期会有一定的残药，但整体缩短了装药长度，提高了点火发动机的工作效率，同时自由装填的装药形式简化了装药复杂性，提高装药质量的稳定和一致性，更有利于批量生产。

图1 环形和多孔形药柱药型截面示意图

2 多孔B-KNO3药环的制备

多孔药环可根据点火发动机的外形尺寸、燃烧时间和燃烧产物质量流量要求进行选用或是专门设计。一般多孔B-KNO3药环的制备采用湿压法，即将B-KNO3颗粒按照一定的工艺条件制成特定尺寸和特定密度，可参照GJB 6217-2008 硼/硝酸钾点火药规范中单孔药环的要求制造与验收。原材料应符合GJB 6217规定的原材料要求；结构尺寸上可按点火发动机的性能要求进行设计；药环密度与其燃烧规律有密切的关系，密度太大会使燃速下降，密度太小会使药环燃烧出现异常，在燃烧过程中出现爆燃、爆裂现象，使药环处于不稳定燃烧状态[4-5]。药环密度可根据实际操作情况和对不同密度药环的对比试验确定，一般药环密度符合GJB 6217-2008中单孔药环的（1.75± 0.05）g/cm3指标要求。

3 多孔B-KNO3药环在某型点火发动机中的应用

某型空地导弹发动机采用丁羟推进剂、贴壁浇注的翼柱形装药结构，初始自由容积约135 000cm3，发动机的点火延迟时间要求不大于0.1s，采用多孔药型B-KNO3点火药作为点火发动机主装药。

3.1 多孔B-KNO3药环的选用

由于受发动机装药空间的影响，该点火发动机的装药直径控制在Φ65mm之内，燃烧时间约150ms，选用的多孔B-KNO3药环燃速约30mm/s，药环肉厚为4.5mm，多孔B-KNO3药环为7孔药型，结构外形见图1（b），单个药环的厚度为20mm。该多孔药环的理化性能与弹道性能见表1。

表1 某型多孔B-KNO3药环性能数据

Tab.1 Physical and chemical capability of the porous grain

由表1可见，压制成型后的多孔药环符合GJB 6217-2008中单孔药环的指标要求。药环装入点火发动机壳体后按点火发动机制造与验收规范要求进行了飞行振动、冲击和2m跌落试验，试验后对产品进行了分解检查，药环结构完整、无破损。

3.2 点火发动机性能预估

点火发动机的点火药量通过经验公式进行初步估算，估算药量约为800g，通过在点火模拟容器和主发动机中进行性能试验来调整点火药量，使其点火性能符合要求：在低温下点火可靠，点火延迟时间满足要求，高温下点火压强峰值不超过发动机最大工作压强。点火发动机的主装药由8个多孔药环粘接成一体，自由装填在点火发动机内腔中，整个药柱内外燃面和两端面同时燃烧。根据药型结构设计参数，计算的发动机药柱燃面——肉厚曲线见图2。

图2 燃面——肉厚曲线

运用零维内弹道计算模型，设计最大压强按5MPa、喷管零烧蚀进行内弹道计算，预估的压强——时间曲线见图3。

图3 压强——时间预示曲线

通过理论计算，该型点火发动机燃烧时间约150ms，常温下最大压强为5MPa，平均压强为4.5 MPa，该药型的初始燃面大，在燃烧过程中，燃烧面相对稳定，近似为等面燃烧，持续平稳释放能量可以保证均匀点燃主装药，使发动机在规定的时间内建立起有效推力，同时不使点火压强峰过高。预示曲线也显示装药存在一定的残药，导致点火发动机拖尾段时间较长。

3.3 点火发动机的单项性能试验

经过电点火管与药环的匹配性试验后，点火发动机经过机械环境试验，之后在点火模拟容器中进行了高温、低温下6发单项点火试验，试验时同时对点火发动机内部和点火模拟容器内部进行性能测试。点火模拟容器中测得的最大点火压强约1.4MPa，最大压强对应时间约120ms，满足点火发动机在点火模拟容器中的性能设计要求；点火发动机的内弹道性能试验结果与理论计算基本吻合，如图4所示。在实际工作过程中，部分残药随气流飞出，未参与全程燃烧，因此实测曲线的拖尾比理论曲线短，试验曲线表明点火发动机的单项性能满足设计要求。

图4 点火发动机内弹道性能试验曲线

3.4 发动机验证试验

根据点火发动机单项试验结果确定技术状态后，随发动机进行了5发地面静止试验，发动机工作正常，在高温下未形成点火压力峰，低温时发动机的点火延迟时间在0.03～0.04s，满足设计指标不大于0.1s的技术要求。试验表明运用多孔药型B-KNO3点火药的点火发动机工作正常，点火性能满足该型空地导弹发动机点火需要。

4 结论

采用湿压法按一定配方和工艺可压制成符合GJB6217规定要求的多孔型B-KNO3点火药药环。多孔型药环增加了装药燃面，提高了装填密度，自由装填装药结构简化了点火发动机装药复杂性，提高了装药质量的稳定性和一致性。采用多孔型B-KNO3点火药运用到点火发动机装药中尚属首次，为点火发动机装药设计提供了一条新途径。

[1] 王光林,等.固体火箭发动机设计[M].西安:西北工业大学出版社,1994.

[2] 李秋菊.某型点火发动机设计与试验研究[J].弹箭与制导学报,2005,25(41):71-73.

[3] 王凯民,张学舜.火工品工程设计与试验[M].北京:国防工业出版社,2010.

[4] 潘功配,杨硕.烟火学[M].北京:北京理工大学出版社,1997.

[5] 叶淑琴,陈红俊.某导弹点火装置B-KNO3输出装药设计及试验[J].火工品,2008(5):25-27.

The Application of Porous B-KNO3Ignition Powder to Ignition Engine

WU Fei-chun，YU Xin

(Shanghai Institute of Space Propulsion Technology , Shanghai，201109 )

According to the structure characteristics of medium ignition engine used for solid rocket motor，a method of using B-KNO3ignition powder with porous grain configuration as the main charge of ignition engine is studied, which is aimed to increase burning area of the main charge and improve the packing fraction. Through the application ignition engine of rocket motor of some type air-to-ground missile, the porous B-KNO3ignition powder is validated, which provide a new approach for the charge design of medium-sized igniting engine.

Ignition powder；Boron-potassium nitrate；Charge design；Ignition engine

1003-1480（2015）03-0019-03

TQ562

A

2015-03-02

吴飞春（1969-），女，高级工程师，从事固体火箭发动机设计工作。