杨 勇，屠小昌, 陈 静，杨敏鹏，杨 文，吴 昊

某分离用固体小火箭工作故障分析及设计改进

杨 勇，屠小昌, 陈 静，杨敏鹏，杨 文，吴 昊

（陕西应用物理化学研究所，陕西西安，710061）

为解决某分离用固体小火箭在高温55℃环境试验中，出现壳体失强与较高点火压力峰的问题，分析了发生该工作故障的可能原因。通过对装药结构及挡药板结构进行改进设计，以期扩大燃气通道；通过对点火药盒结构进行改进设计，并调节点火药药量，以期降低点火压力峰值。验证试验表明，改进措施切实有效，点火压力峰值满足设计要求，提高了小火箭工作的可靠性与安全性。

固体小火箭；故障；点火药盒；结构

固体小火箭由于结构简单、体积小、质量小、造价低、使用方便等特点，在火箭、导弹、卫星和飞船等航天飞行器的级间分离/反推、整流罩分离、星箭起旋、筒盖侧推、弹头姿态调整和控制方面得到了广泛的应用与认可[1]。分离用固体小火箭是飞行器上级间/头体反推分离的动力能源，为级间/头体分离提供推力冲量，使其产生相对速度和位移，达到最终分离目的[2]。按其作用力与火箭飞行方向的关系分正推、反推和侧（横）推3种[3]。某反推分离用固体小火箭在进行高温55℃地面试验时，点火后2ms时出现约20MPa点火压力峰，6.5ms左右燃烧室内压力高达约60MPa，发生壳体失强。针对此现象，笔者开展故障分析，并通过调整点火药用量与颗粒大小、调整主装药尺寸和改变挡药板结构，最终解决了较高点火压力峰问题与壳体失强问题，提高了该小火箭的工作可靠性。

1 某固体小火箭结构设计

某固体小火箭主要由装药燃烧室、推进剂装药、喷管组件、2个电起爆器和点火药盒等结构件组成，如图1所示。采用装药自由装填、前点火的总体设计方案，装填某高燃速双基推进剂，采用单根管状装药设计，定位块固药。点火药盒侧壁和底部都开孔，采用松装黑火药装填；燃烧室壳体内粘贴绝热层成型，燃烧室壳体采用30CrMnSiA钢结构材料加工，而喷管组件设计选用13Cr11Ni2W2MoV耐热钢单体结构材料，直接耐受燃气热流。

图1 固体小火箭装配示意图

其工作原理为：推进剂装药按设计规律燃烧，产生的高温、高压燃气由喷管流出，燃气经过连续膨胀做功，以超音速燃气喷出喷管，以反作用力形式对小火箭结构提供推力[4]。

2 工作故障及原因分析

2.1 故障现象

某分离用固体小火箭经保温55℃、4h后进行地面试验，压力传感器输出数据如图2所示。

图2 故障小火箭P——t输出数据

图2中，点火后2ms时出现约20MPa点火压力峰，2.0~6.5ms压力由20MPa上升至60MPa，至6.5ms时压力达到最大60MPa，随后压力一直下降，至7.8ms时消失。发生工作故障的小火箭残骸如图3所示。

图3 小火箭残骸

由图3发现：固体小火箭前封头与燃烧室完全分开，燃烧室壳体被高压高温燃气冲破，撕开约10cm的裂缝并严重变形，挡药板中间部分向下凹陷约10mm，无严重烧蚀现象，后封头与喷管完好无损。

2.2 原因分析

该固体小火箭的设计工作压强为14MPa，壳体厚度最薄1.5mm，安全系数3.6，试验前壳体已进行20MPa、100%液压强度抽检，因此可排除壳体设计厚度不够的原因。根据图2与故障小火箭残骸分析，推测造成该工作故障的原因可能为：（1）点火药药量过大，点火瞬间燃气流通不畅，聚集在狭小的空间，造成高的点火压力峰；（2）推进剂药柱与燃烧室壳体预留燃气流通空间不足，尤其是在高温55℃保温后，推进剂受热膨胀，直径变大，从而导致预留燃气流通通道变小，面喉比变大，推进剂药柱发生侵蚀燃烧，燃气聚集内压突增，导致壳体失强。（3）推进剂药柱在高温55℃下径向受热膨胀，致使挡药板变形，凹陷约10mm，膨胀后的推进剂药柱堵住了挡药板部分预留燃气排除通道，造成燃气流通通道不畅，形成二次喉道，燃烧室内部压力突增，壳体失强。

3 设计改进与结果分析

3.1 设计改进

基于上述问题设计改进方案，方案分两部分进行：第一，改进燃气通道，遏制壳体失强故障；第二，改进点火药盒结构与点火药量，调节点火压力峰。

3.1.1 改进燃气通道

（a）装药结构改进

在理论计算满足固体小火箭输出性能的情况下，对推进剂装药进行结构优化，将装药外径减小了1mm，装药量减小5g，装药前端进行倒角处理，装药后端增加1°的坡角。优化前后装药结构如图4所示。经理论计算，该改进方案将原先预留通道24.6cm2扩大为29.2 cm2，增加了将近20%，有效地降低了推进剂药柱高温下侵蚀燃烧风险，增大燃气流动通道。

（b）挡药板结构改进

对挡药板进行结构优化，将4个1.5mm高正方形凸台改为4个3mm高矩形放射状凸台，保证药柱受热膨胀后变形不会堵塞挡药板上预留燃气通道。挡药板结构优化前后如图5所示。

（a） 原方案 （b） 改进方案

（a） 原方案 （b） 改进方案

3.1.2 点火药盒改进

原设计点火药盒高度为16mm，药盒下端面距离主装推进剂药柱约1mm，现对点火药盒结构进行调整，如图6所示。

（a） 原方案 （b）优化方案

将点火药盒组件去掉药盒堵盖，直接用铝箔密封片密封，药盒高度由16mm减小为12mm，药盒下端面距离主装药药柱距离增大为5mm，有效地提高了点火药燃气流通。

同时，为降低点火压强峰，将点火药颗粒大小与点火药量进行优化，点火燃气按照完全气体状态方程假设，点火压强采用公式（1）计算[5]：

式（1）中：m为固体小火箭点火药量；p为固体小火箭点火压强；V为固体小火箭初始自由容积；为点火药燃烧产物凝相百分数；R为通用气体常数，8 314 J/（mol·K）；为点火药燃气平均分子量；T为点火药燃气温度。

已知固体小火箭初始自由容积V=70cm3、凝相百分数=0.6、气体平均分子量[4]=34.7、燃气温度T=2 500K，点火药取HY-5点火药2.2g时，计算点火压强约为7.5MPa，而设计点火为5MPa，相对较大，故将原设计采用的HY-5黑火药更改为颗粒比较大的HY-3黑火药，同时将药量由2.2g更改为1.7g，计算得点火压强约5.8MPa。

3.2 结果分析

通过调节推进剂药柱结构与挡药板结构，增大了燃气通道，再进行地面高温55℃试验，得到的——曲线如图7所示。

图7数据显示：点火后约20ms处出现较高压力峰，约35MPa，然而在60~330ms处出现压力平台，随后压力下降，在360ms左右工作完毕。以上试验表明：通过改善燃气通道切实有效地遏制了壳体失强故障，且曲线上出现了较好的压力平台，但点火压力峰依旧高达35MPa，改进有效果但并不彻底。

图7 燃气通道改进后的P——t曲线

点火药盒改进设计调整了点火药颗粒大小和点火药量，减少了生成燃气，再次进行了55℃地面试验，得到的——曲线如图8所示。

图8 点火药盒改进后的P——t曲线

由图8可以看出，点火后在10ms左右出现了约13MPa的点火压力峰，之后出现较为明显的压力平台，约在330ms处压力开始下降，340ms处结束工作。试验表明：点火药盒结构尺寸改进与点火药量的降低有效地降低了点火压力峰，同时也说明主装药尺寸改进与挡药板结构改进对小火箭的可靠输出切实有效，保证了主装药可靠点火与稳定燃烧。

根据上述研究可知固体小火箭点火装置应保证安全可靠，点火元件能量要高，点火猛度要适中，所用点火药的能量释放速度应该适中，避免释放过快造成高的点火压力峰，降低了点燃主装药的可靠性；但能量释放速度也不宜过慢，过慢或造成点火能量分散，增加点火延迟期[6]。

4 结语

（1）点火药盒、装药定位装置与挡药板的结构设计对固体小火箭内弹道性能至关重要，应切实确保燃气的通畅流动，避免发生侵蚀燃烧或堵塞燃气通道。（2）双基推进剂在不同温度下线膨胀系数不同，温度越高线膨胀系数越大，因此小火箭设计过程中应充分考虑推进剂线膨胀系数。（3）建议在固体小火箭设计中，尽可能先进行点火模拟试验，确定点火设计状态与点火界面的各种匹配关系，再进行地面试验。

[1] 刘竹生.航天火工装置[M].北京:宇航出版社, 2012.

[2] 王凯民.火工品工程(下)[M].北京:国防工业出版社, 2014.

[3] 龙乐豪.总体设计(中)[M].北京:宇航出版社, 2009.

[4] 唐金兰,刘佩进.固体火箭发动机原理[M].北京:国防工业出版社, 2012.

[5] 陈汝训.固体火箭发动机设计与研究[M].北京:中国工业出版社, 1991.

[6] 张平,李世鹏,刘玉群.点火药量对微型脉冲推力器内弹道性能的影响[J].航空动力学报, 2003,18(1): 158-160.

Failure Analysis and Design Improvement of Solid Rocket for Separation

YANG Yong, TU Xiao-chang, CHEN Jing, YANG Min-peng , YANG Wen, WU Hao

(Shaanxi Applied Physics and Chemistry Research Institute, Xi’an, 710061)

In order to solve the problem of shell failure and high ignition pressure of solid rocket for separation, in the process of high temperature 55℃ environmental test, the possible reasons for the failure were analyzed. The charge structure and back plate design were improved, for enlarge the gas channel, as well as the ignition case structure, the ignition powder mass were improved to decrease the ignition pressure. The verification test proves that the improvement measures are effective, the ignition peak pressure meet the design requirement, and the reliability and safety of the small rocket are improved.

Solid small rocket；Failure；Ignition case；Structure

1003-1480（2017）04-0005-04

TJ45+9

A

10.3969/j.issn.1003-1480.2017.04.002

2017-06-12

杨勇（1990-），男，在读硕士研究生，主要从事火工品产品研制。