吕 帅

(中国空空导弹研究院，河南 洛阳 471009)

空空导弹要求响应速度快、使用便捷、质量小、抗过载能力强、工作稳定可靠、隐身性能好和耐大温差使用环境等的使用条件，要求质量占50%以上的动力系统的能量来源优先采用高能少烟推进剂。高能少烟推进剂具备高能量、低特征信号、抗大过载、耐大温差和高工作压强等使用特性[1]。

目前，国内适合空空导弹的成熟高性能推进剂较单一，在新型的性能先进的空空导弹研制前期，对作为其动力系统的发动机推进剂做预先研究，并进行改进提高，研制出性能稳定的高能少烟推进剂，是非常必要也是非常重要的。本文就推进剂燃速、比冲、压强指数和低温性能等主要应用参数，在试验的基础上，通过拟合分析进行参数反演，向推进剂研制单位提出参数改进要求，以满足空空导弹的应用需求[2]。

1 研究方法和研究重点

针对为新型的性能先进的空空导弹研制开发高性能动力系统为应用背景，开展推进剂的前期应用研究。研究步骤如下：1)根据实际需求，选取性能较为优越、使用条件较为符合的推进剂；2)依据厂家提供的性能参数，结合使用要求(主要是工作压强、温度等)做初步设计，并进行内弹道理论计算；3)进行试验，分析试验结果，得出推进剂的实际性能参数；4)通过拟合分析进行参数反演，得出仿真计算结果，与试验结果进行对比，得出参数指标的偏差情况；5)推进剂生产厂家依据上述参数对推进剂做改进研制；6)经过反复几轮优化过程，直到推进剂的参数指标满足要求，并可以应用到工程研制中。

整个优化过程及研究重点如图1所示。

2 研究范例

根据空空导弹对推进剂的高能、低特征信号的要求及国内推进剂现状，选取高能少烟缩水甘油叠氮基聚醚推进剂(GAP)复合推进剂(以下简称A产品)和高能少烟改性双基推进剂(以下简称B产品)进行研究。

图1 优化过程及研究重点流程图

A产品由新的含能粘合剂、含能增塑剂及氧化剂组成。其既能提高推进剂比冲，又能减少排气尾烟。B产品是在固体火箭发动机上应用较早的推进

剂，在火箭弹、炮弹和各种小型战术导弹发动机上获得广泛应用。这种推进剂成本低，三氧化二铝含量低(1.5%)，尾烟少；但贴壁浇注困难。由于这2种推进剂具有各自优缺点，对这2种不同体系的推进剂同时进行应用研究，分别挖掘两者的潜在优势，并作比较，最后从综合性能和成熟性等方面综合考量，以期取其优者应用到新型号研制中。下面就从几个典型的试验考核过程出发，对推进剂做性能分析与型号应用的预先研究。

3 试验发动机的设计

采用常用的φ130试验发动机(见图2)，带测压孔。采用石墨喷管。装药可采用自由装填式或贴壁浇注式。药型的具体结构经过下面的理论计算来确定。

图2 φ130试验发动机剖面图

4 理论计算

4.1 内弹道曲线和药型设计

采用典型的马鞍型内弹道曲线和成熟的七角星型装药[3]，理论内弹道曲线及药型截面图如图3所示。

图3 理论内弹道曲线及药型截面图

4.2 参数确定及计算

主要计算公式如下[4]：

r=aPn

(1)

(2)

(3)

式中，P是压强；a是燃速系数；ρ是推进剂密度；C*是特征速度；Ab是燃面；At是喷管喉部面积；n是压强指数；Ip是比冲；CF是推力系数；r是推进剂燃速。

厂家提供的数据包括比冲Ip、燃速r(6 MPa条件下)、压强指数n和密度ρ等。φ130发动机药型确定后，初始燃面Ab0也就确定了，扩张比对于推进剂能量发挥的充分与否有关，空空导弹扩张比约为1.5～8，采用4这个扩张比值适中。

据式1算出燃速系数a。预估计算时推力系数CF取1.5，据式2算出特征速度C*。结合对实际需要的平均工作压强取一个值(典型的高压段为8～16 MPa，低压段为3～6 MPa)，根据式3得出At，可进一步算出喉径rt[5]。

4.3 内弹道仿真计算

目前国内固体火箭发动机内弹道仿真计算软件比较多，基本都遵循平行层燃速原理，结合设计的药柱具体内型面等几何尺寸进行建模，对推进剂主要参数进行反演。本文采用专业软件工具(固体火箭发动机计算机辅助设计软件SRMCAD)来进行内弹道仿真计算。

4.3.1 推进剂性能参数

A产品和B产品厂家提供的推进剂性能参数见表1，其中B产品包括螺压药柱和粒铸药柱等2种装药工艺产品。

表1 推进剂性能参数(厂家提供)

4.3.2 内弹道曲线

按照A产品和B产品厂家提供的参数，得出理论内弹道曲线图如图4所示。

图4 理论内弹道曲线

根据实际参数(推进剂参数等)及工作需求(工作压强等)做的合理假设和计算，保证了内弹道与实际工作状态比较接近，使推进剂性能考核具有针对性和实际参考价值。

5 试验数据

5台A产品和B产品发动机主要参数见表2，点火试验数据见表3。其中，A-1发动机低温-50 ℃点火0.1 s爆炸，A-2发动机在工作接近结束时喉衬碎裂被打出。

表2 A产品和B产品发动机的主要参数

表3 A、B产品试验数据

6 参数反演与试验结果的对比分析[6]

6.1 A产品分析

对于A-1产品低温-50 ℃点火试验，发动机的点火延迟时间约为0.087 s，在1.02 s时发动机还未正常建压就发生了爆炸，说明A产品低温性能不能满足空空导弹-50 ℃的使用要求，需提高A产品低温工作性能。

对于A-2产品常温+23 ℃点火试验，压强曲线对比图如图5所示。通过对比分析可知，曲线1较曲线3整体高出25%～40%且抬升快，推进剂实际燃速和压强指数比厂家提供的高。通过曲线2仿真计算得出，推进剂实际燃速为13 mm/s, 压强指数为0.48(对应压强为10～23 MPa)。

图5 压强曲线对比(A-2)

石墨喷管在压强约为23.7 MPa时破碎被打出，主要由于石墨结构完整性在高压下被破坏，而石墨破碎的原因是否与使用的这种高能少烟推进剂有关，需要做更多的试验来验证、分析。

综上，A产品压强指数过高，压力曲线抬升太快，使初始压强和最高压强相差太大，不利于发动机燃烧室壁厚的减重设计，同时，压强太高对于发动机装药结构完整性设计、密封设计、壳体设计和喷管设计等都会带来不利影响；因此，A产品需降低压强指数。

6.2 B产品分析

对3台B产品发动机试验曲线与理论仿真曲线进行对比，结果如图6所示。

图6 理论曲线与试验曲线的仿真

通过分析可知：1)B-1、B-2采用螺压工艺装药的内弹道与预期比较符合，厂家提供的参数与实际试验状态对应的推进剂性能参数基本一致;2)B-3采用粒铸工艺装药的内弹道与预期偏差较大，通过仿真计算得出实际压强指数为0.57，燃速为14.5 mm/s(10 MPa)。

6.3 分析结论

通过推进剂参数反演与试验结果的对比分析，结合试验现象，可以得出如下结论。

1)A产品。优点：铝粉含量为1%，尾烟极少。缺点：压强指数稍偏高；推进剂的低温力学性能较差；高压条件下燃速增加较大。A产品装药在降低压强指数、提高低温力学性能和控制燃速等方面还需要进一步的研究。由于发动机没有正常工作结束，所以没能考核出推进剂的能量特性。

2)B产品。优点：三氧化二铝含量为1.5%，尾烟极少；螺压装药工艺燃速控制相对稳定。缺点：压强指数较高；粒铸装药工艺高压条件下燃速增加较大；稳定工作的压强适应范围较窄，中压(10 MPa左右)工作相对稳定；低压(≤5 MPa)能量水平较低。B产品装药在降低压强指数、控制燃速等方面还需要进一步的研究。高温及低温情况下的性能考核还未开展，尚需进一步研究。

7 结语

综上分析，目前的A产品和B产品从数据(高压比冲大等)和试验现象(喷管尾部燃气流激波明显，且烟很少)看，符合高能、少烟的特性；但是，2种推进剂都尚不能完全满足空空导弹固体火箭发动机的使用要求。需要装药厂家重点对推进剂压强指数控制及低温性能做进一步的研究改进，并进行充分的试验验证考核，以期优化研制出高性能推进剂，应用到新型号研制中。

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

[2] 李宜敏.固体火箭发动机原理[M].北京：北京航空航天大学出版社，1991.

[3] 鲍福廷. 固体火箭发动机概念设计 CAD 专家系统设计[J].推进技术，1998(3):17-20.

[4] 王元有.固体火箭发动机设计[M].北京：国防工业出版社，1984.

[5] 方国尧，张中钦.固体火箭发动机总体优化设计[M].北京：北京航空航天大学出版社，1990.

[6] 陈汝训.固体火箭发动机设计与研究[M].北京：宇航出版社，1992.