復合推進劑應變條件下燃速變化實驗研究①

胡松啟，鄧 哲，劉迎吉

(西北工業大學燃燒、熱結構與內流場重點實驗室，西安 710072)

0 引言

隨著推進技術的發展，火箭發動機裝藥構型越來越復雜，且發動機在生產、運輸和發射過程中，推進劑裝藥受到很大載荷。載荷會使推進劑藥柱內部產生應力和應變，可能引起裝藥燃燒發生變化，進而引起發動機內彈道性能的改變，導致固體火箭發動機不能正常工作。所以，對于應變條件下裝藥的燃速規律研究十分必要。

裝藥結構完整性的破壞會造成火箭發動機內彈道參數的巨大改變，引發災難性后果。目前為止，國內外對復合推進劑拉伸裂紋與脫粘現象開展了深入研究，總結了拉伸態推進劑性能的變化規律，得到了許多重要成果。Smith T L［1］以玻璃小球為填料，獲得了復合材料的伸長率方程。李敬明等［2］研究了NEPE推進劑在拉伸載荷作用下的破壞情況。郭翔等［3］運用單向拉伸手段，研究了不同拉伸速率(0．5～500 mm/min)、測試溫度(25～70℃)對NEPE推進劑最大抗拉強度和最大伸長率的影響。王亞平等［4］采用單向拉伸和掃描電子顯微鏡的實驗手段，研究了慢拉伸速率對丁羥復合固體推進劑拉伸性能的影響，并對不同拉伸速率下丁羥推進劑的破壞機理進行了分析。Kumar等［5］對固體推進劑裂紋中的火焰傳播和燃燒進行了研究，并得出結論:靠近裂紋進口處點火火焰峰擴展速率增大，并達到最大值;然后，在靠近裂紋頂點處減速，最大火焰峰傳播速度隨著燃燒室增壓速率(或隨推進劑燃速)的增大而增大;研究還表明，裂紋腔中的最大壓強隨燃速增大而增大，但卻隨裂紋間隙寬度的增加而減少。Bencher［6］的研究表明，推進劑在外界載荷作用下，顆粒與基體之間界面將發生脫粘，從而引起推進劑力學性能的非線性。

本文采用實驗手段研究了拉伸應變條件下復合推進劑的燃燒性能，測定不同燃燒室壓強下，復合推進劑拉伸應變為0% ～20%狀態時的燃速變化，獲取拉伸應變條件下復合推進劑的燃速變化規律，為發動機內彈道設計提供了參考。

1 實驗

1．1 實驗裝置

本文設計的實驗裝置基于靶線法測試原理，利用卡槽夾持推進劑樣品進行拉伸，測試固體推進劑在不同應變、不同壓強下的燃速。實驗系統如圖1所示，采用高壓氮氣瓶調節燃燒室環境壓強，燃燒室與緩沖瓶相連，以保證工作過程中燃燒室基本處于恒壓狀態。

圖1 實驗系統Fig．1 Experiment system

推進劑樣品拉伸裝置(圖2)放置于圖1的燃燒室中，將藥條試樣加工成工字型，便于利用卡槽夾持拉伸產生應變，以此來研究復合推進劑平行于燃面方向拉伸應變對燃速的影響。

1．2 推進劑配方

本文用推進劑配方見表1。

1．3 實驗條件

考慮到復合推進劑的工作壓強范圍及實驗條件，選擇實驗壓強分別為4、6、8 MPa，試樣的應變量ε設置為0%、10%、15%、20%。對于每個壓強、每個應變條件下，至少取得3個有效實驗數據。

圖2 拉伸裝置示意圖Fig．2 of tension device

表1 推進劑配方Table 1 Formulas of propellant

2 結果與分析

分別對1#、2#和3#推進劑試樣按上述實驗方案進行燃速測試，按照實驗壓強、應變量設計及平行性實驗的要求，測得無應力狀態下燃速數據如表2所示，拉伸狀態下燃速測試數據如表3所示。

表2 無應變條件下推進劑燃速Table 2 Burning rate of propellant under no strain

表3 有應變條件下推進劑燃速Table 3 Burning rate of propellant under strain

從表2和表3分析1#推進劑在4 MPa時的燃速變 化可看出，應變為20%狀態下的燃速比應變為10%狀態下的燃速提高了1．219 mm/s，應變為10%狀態下的燃速比無應變條件下的燃速提高了1．132 mm/s。分析3種試樣在4、6、8 MPa壓強下燃速的增量，可得出相同的結論:在0% ～20%應變范圍內，燃速的增幅并沒有發生突躍變化，即復合推進劑試樣中固體顆粒與粘合劑接觸面沒有發生脫粘和大的裂紋。

在以往的研究中，對拉伸應變狀態下復合推進劑燃速的研究多集中于脫粘和裂紋擴展這兩種情況之下，壓強的大小決定了火焰高度，在裂紋寬度大于2倍的火焰高度時，火焰會竄入裂紋之中，進而使燃面劇增，推進劑的宏觀燃速變大。通過實驗研究發現，微小拉伸應變情況下的燃燒速度也會有一定改變，曾甲牙［7］通過對復合推進劑進行拉伸試驗，運用SEM方法發現在小應變條件下，HTPB推進劑的固體粒子與粘合劑中間產生空穴，兩相界面處偶聯膠絲被拉長。這說明固體推進劑在小應變狀態下也會產生一定的細小空隙，但這種空隙的寬度較小，火焰不能竄入其中。

陽建紅等［8］運用聲發射信號法(AE)對拉伸態復合推進劑的微觀結構進行了測量研究，由于在復合固體推進劑這種顆粒高填充比復合材料中，粘合劑基體強度最弱，故微裂紋起初在基體成核，隨著載荷作用的增加。基體微裂紋數量增加，當應力足夠大、作用時間足夠長時，顆粒界面開始出現微裂紋等損傷，這些基體和顆粒界面的微裂紋形狀尺寸大致相當，且相互作用很小，對應著聲發射的第一類聲源，第一類聲源對應于HTPB中的細微結構改變。此時，推進劑內部還沒有發生宏觀的裂紋。

Norman［9］指出復合推進劑中固體顆粒的局部燃速遵循阿雷尼烏斯定律，而且氣相火焰對于固相的熱反饋不能簡單地認為是一維方向，從微觀角度來看，熱反饋是復雜的三維過程。復合推進劑在微小拉伸應變條件下，AP顆粒與HTPB之間并沒有產生大的裂紋與脫粘，但HTPB經過拉伸之后密度變小，內部結構變疏松。在壓強不變的情況下，火焰高度也相對不變。此時，AP的分解速度與單位時間內所釋放的熱量大小也不會發生改變。然而，拉伸條件下HTPB的密度變小，導致單位體積的HTPB分解速度加快。如此一來，接近AP顆粒附近的HTPB會很快吸熱分解氣化，圖3中灰色區域的HTPB將會加快分解與反應的速度，這種效應又導致了AP顆粒與粘合劑接觸面積的減小，從而也在一定程度上加大了AP的燃燒面積，這些效果的累積就造成了微小拉伸應變條件下復合推進劑燃速的增加。

圖3 復合推進劑燃燒模型Fig．3 Composite propellant combustion model

復合推進劑的燃速大小對壓強的依賴性很強，單純分析應變狀態下燃速的變化，很難排除壓強的干擾，故定義一個新變量［10］:燃速比 r'/r，即在同一壓強的時候，應變條件下的燃速與非應變條件下燃速的比值，以此分析應變對于燃速的影響。各壓強下，3種推進劑的燃速比與應變的實驗曲線用二次函數擬合后，其燃速比與應變的函數關系可用式(1)表示:

表4給出了二次函數擬合曲線對應于式(1)的各項系數。

表4 燃速比與應變之間的關系Table 4 Relationship between burning rate ratio and strain

對于1#和2#推進劑，在每個實驗壓強下，其二次項系數a2的值均較小，二次項對r'/r的值影響很小，故在實際應用時，式(1)中的二次項可忽略。在3#推進劑中，二次項的值對燃速比會有一定程度的影響，為了準確地對燃速變化進行描述，不能忽略二次項。3#推進劑在每個實驗壓強下，其二次項系數a2的值均較大。初步分析，其原因為HTPB含量的減少導致。從表1可看出，在總的質量分數中，3#試樣HTPB的含量比1#和2#試樣僅低2%，但在拉伸條件下，推進劑力學性能主要僅受粘合劑影響，3#試樣HTPB的含量比1#和2#減少了13．3%，在增大了推進劑中鋁粉含量的同時，減少了推進劑中粘合劑的含量，導致推進劑的延展性能變差，在對試樣進行拉伸時，推進劑粘合劑中產生疏松和空隙的數量和尺寸會增加;另一方面，固體(Al)含量的增加及粘合劑含量的減少，使得顆粒之間間隙變小，HTPB更加容易受熱分解，固體顆粒的表面容易暴露出來，呈現出更大的燃速變化幅度。

3 結論

(1)所設計的實驗裝置能可靠測試拉伸應變條件下推進劑樣品在不同壓強下的燃速。

(2)研究的復合推進劑在應變20%以內，粘合劑會產生微小疏松和空隙，這種內部結構改變會使粘合劑密度降低，從而單位體積粘合劑所受加熱反饋變大，推進劑燃速有所增加，但推進劑燃速沒有發生突變。

(3)1#和2#樣品的燃速比(即應變條件下的燃速與非應變條件下燃速的比值)隨應變的增大而呈線性增大。在20%應變下，壓強分別為4 MPa和8 MPa時，1#、2#、3#推進劑的燃速比在兩種壓強下分別相差0．64%、0．45%、0．78%，應變是影響拉伸態復合推進劑燃速比的主要因素。

(4)固體含量較高的復合推進劑(3#)，在拉伸狀態下燃速比呈現二次曲線增長可能的原因是推進劑粘合劑減少，在應變狀態下更易產生疏松和空隙，其燃速變化機理有待進一步研究。

［1］ Smith T L．Colume，changes and dewetting in glass beadpoly(vinyl chloride)elastomeric composites under large deformations［J］．Trans．Soc．Rheology，1959，3:113-136．

［2］ 李敬明，鄭雪，李偉，等．NEPE推進劑拉伸破壞過程實驗研究［J］．含能材料，2009，17(2):241-243．

［3］ 郭翔，張小平，張煒．拉伸速率對NEPE推進劑力學性能的影響［J］．固體火箭技術，2007，30(4):321-323．

［4］ 王亞平，王北海．丁羥推進劑拉伸脫濕的電子顯微鏡觀測［J］．固體火箭技術，1998，21(2):71-74．

［5］ Kumar M，Kuo K K．Ignition of solid propellant crack tip under rapid pressurization［J］．AIAA Journal，79-1175．

［6］ Bencher C D．Microstructural damage and fracture processes in a composite solid rocket propellant［J］．Journal of Spacecraft and Rockets，1991，32(2):328-334．

［7］ 曾甲牙．固體填充劑對推進劑力學性能的影響［J］．固體火箭技術，2002，25(1):46-50．

［8］ 陽建紅，李學東，等．HTPB推進劑細觀損傷機理的聲發射實驗研究［J］．推進技術，2000，21(3):67-70．

［9］ Cohen N S．Review of composite propellant burn rate modeling-a review［R］．17th Aerospace Sciences Meeting，1979-0160．

［10］ 張如洲，張平．加速度對固體火箭發動機內彈道性能的影響［J］．推進技術，2000，21(3):6-8．