（91550部队91分队，辽宁大连116023）

固体发动机装药热安全性数值分析

刘文一，焦冀光

（91550部队91分队，辽宁大连116023）

目的研究固体火箭发动机遭受火烤时的安全性。方法建立发动机有限元模型，计算推进剂在慢速烤燃和快速烤燃工况下的温度分布和爆炸延迟时间。结果推进剂慢烤47 h后达到临界温度，其值为352℃；快烤推进剂加热697 s后达到临界温度，临界温度为355℃。结论推进剂在快速烤燃模式下的热扩散速率大于慢速烤燃工况下，但是温度梯度则相反。两种工况下推进剂达到临界温度后开始反应的位置不同，推进剂厚度决定了其储热能力。

固体推进剂；火烤；爆炸延迟时间

固体发动机是固体导弹的核心组成部分，也是弹上最大的火工品和危险源，在正常的贮存、处理和运输时，其性能稳定，但在意外受热情况下由于装药自身的自加热过程会导致推进剂燃烧或爆炸，因此有必要对其进行热安全性分析。

目前，国内针外对固体发动机的热安全性进行了广泛研究，对于小型发动机主要以实验为主，对于大型发动机，进行实验较为困难。美国针对标准-3导弹，进行了快烤和慢烤实验，国内有学者数值模拟了小型固体发动机在慢烤工况下的变化情况，得到了升温速率和着火位置的变化关系[1]。为了研究大型发动机的热安全性，文中计算了发动机装药在快烤和慢烤情况下的温度分布、临界温度和时间。

1 建模理论

1.1 发动机与外界的热交换

当发动机置于温度为Ta的空气环境中，发动机壳体外表面通过空气与环境交换热量，用牛顿冷却公式描述单位面积换热率[2]qconv：