殼裝高能固體推進劑的殉爆實驗與數值模擬

路勝卓，羅衛華，陳衛東，王巍，張豐超，于艷春，李廣武

（1.哈爾濱工程大學航天與建筑工程學院，黑龍江哈爾濱，150001；2.西安航天動力測控技術研究所，陜西西安，710025）

殼裝高能固體推進劑的殉爆實驗與數值模擬

路勝卓1，羅衛華2，陳衛東1，王巍1，張豐超1，于艷春1，李廣武2

（1.哈爾濱工程大學航天與建筑工程學院，黑龍江哈爾濱，150001；2.西安航天動力測控技術研究所，陜西西安，710025）

隨著現代固體推進劑能量的提高和火炸藥技術的融合，含有炸藥顆粒的高能固體推進劑具有較高的機械感度和沖擊波感度，極易發生殉爆現象。為深入探詢固體推進劑的殉爆特征，采用實驗和數值模擬對比分析方法，研究了某高能固體推進劑的殉爆過程，揭示了殼裝高能固體推進劑的殉爆特性。研究發現，由于主發推進劑爆炸沖擊波的瞬間沖擊作用，造成被發殼體局部破壞形成碎片，碎片高速撞擊推進劑藥柱顆粒，使被撞擊區域熱能無法均勻分布，集中在碎片的尖銳棱角或突出處，導致相應質點溫度劇增達到臨界爆發點，最終導致被發推進劑發生殉爆。

固體推進劑；殉爆；爆轟；數值模擬；殉爆實驗；殼體結構

固體推進劑是運載火箭和導彈中推進系統的重要燃料，人們通常認為它的危險性遠低于炸藥，只能燃燒，不會發生爆炸。然而，隨著現代固體推進劑能量的提高和火炸藥技術的融合，一些含有大量黑索金、奧克托金等高能炸藥顆粒的推進劑［1-3?［4-6］。

殉爆是固體炸藥等含能物質具有的危險性特征之一，國內外學者對炸藥殉爆開展相關研究［7-8］，P.W.Howe［9］采用二維歐拉程序對殼裝炸藥殉爆過程進行數值模擬，分析了殉爆距離、殼體寬厚以及主發藥和被發藥的間隔板對殉爆結果的影響。J.P.Lu等［10］對裸裝PBXN-109炸藥殉爆實驗進行了數值模擬，獲得理想結果并給出了PBXN-109炸藥的沖擊感度曲線。S.Fisher［11］則對殼裝PBXN-109炸藥的殉爆實驗進行了數值模擬，分析了包裝容器中彈藥間的沖擊波與泡沫隔離層材料對炸藥殉爆的影響。陳朗等［12］進行了殼裝固黑鋁炸藥殉爆實驗，并采用非線性有限元計算方法，對殼裝固黑鋁炸藥殉爆實驗進行了數值模擬。

目前，有關高能固體推進劑殉爆過程的研究還十分有限，但它同樣具有發生殉爆的危險性。為深入探詢固體推進劑殉爆特征，通過實驗和數值模擬，對某高能固體推進劑的殉爆過程開展研究。

1 殼裝高能推進劑殉爆試驗

試驗的主要裝置包括：鋼制殼體、推進劑裝藥（包括起爆藥）、壓力傳感器及高速數據采集系統。其中，用于裝填主發和被發推進劑的殼體相同，均為圓柱形薄殼。殼體長度2 100 mm，截面最大直徑102 mm，厚度2 mm，采用16MnR鋼材制作，模型尾端封頭為2 mm厚圓形薄鋼板。殼體內部裝填一種高能固體推進劑，主要成份包括HMX、AP和Al；圓柱形藥柱截面的平均直徑85 mm，裝藥長度隨實驗藥量的變化而變化。圖1為試驗裝置中鋼制殼體及其固體推進劑裝藥示意圖。

圖1 殼體及推進劑裝藥示意圖（單位：mm）Fig.1 Sell model and solid propellant（unit：mm）

圖2 為試驗裝置布置及現場實景圖。試驗前，在主發殼體內裝填推進劑，并加裝300傳爆藥和2只電起爆雷管，而被發殼體內僅裝填同種型號的推進劑。試驗中，由雷管起爆傳爆藥柱，進而起爆主發裝藥。主發藥體分為有殼和無殼2種結構形式，被發裝藥均為殼裝結構。按照主發結構形式（有殼或無殼），以及主發與被發裝藥的相對距離D的不同，共設置4種試驗工況。試驗中，主發裝藥結構與被發裝藥結構均位于同一水平面內，兩者平行放置。

圖2 試驗裝置布置及現場實景圖Fig.2 Test facilities layout and testing site

2 殉爆試驗的數值模擬

由于殉爆過程的瞬時性，僅依靠試驗無法觀測到相關細節。為此，需要建立與殉爆試驗相對應的數值計算模型，對推進劑的殉爆過程和殼體的動力響應進行模擬，分析該高能推進劑殉爆的一般規律。根據圖1和圖2所示的試驗裝置，利用AUTODYN軟件建立三維數值模型，包括：鋼制殼體模型、高能固體推進劑與起爆藥，及其計算范圍內的空氣域。其中，鋼制殼體模型采用拉格朗日單元建立，能夠有效模擬結構在沖擊波作用下的變形破壞；采用Johnson-cook和shock方程，描述殼體的本構關系和沖擊波作用下材料的狀態變化；鋼材密度為790 kg／m3，彈性模量206 GPa，屈服應力350 MPa，殼體的失效應變為0.15。空氣定義為歐拉單元，相應的材料模型采用線性多項式方程和理想氣體的狀態方程，空氣密度取標準狀態下ρ＝1.298 kg／m3。

高能固體推進劑和起爆炸藥的單元定義為多物質材料歐拉形式。相對于拉格朗日算法，采用多物質的歐拉算法能夠有效模擬推進劑的殉爆過程，并精確描述爆轟產物的擴展及其狀態變化。推進劑相應的材料模型，采用點火增長反應模型和JWL狀態方程描述。對于起爆藥柱材料，定義TNT炸藥對應的高能炸藥反應模型和JWL方程。點火增長反應方程的各項參數，采用文獻［1］給出的高能固體推進劑試驗結果，相應各項參數如下：I＝7.4×1011，b＝0.67，a＝0，x＝800，G1＝7，c＝0.67，d＝0.111，y＝1.5，G2＝800，e＝0.333，g＝1.0，z＝2.0，圖3為建立的數值計算模型。

圖3 殼裝高能推進劑數值模型建立Fig.3 Numerical model of solid propellant and steel shell

3 結果分析

圖4為無殼31 kg主發裝藥爆炸沖擊波與被發殼體結構的變形截圖。起爆藥柱起爆固體推進劑后，爆轟波沿推進劑長度方向傳播，其爆轟產物及激發沖擊波向三維空間區域傳播。當被發結構與主發推進劑相距0.8 m時，沖擊波在195 μs到達被發殼體。在瞬時高壓沖擊作用下，被發殼體局部產生塑性變形，并達到承受沖擊載荷的極限狀態而失效斷裂，使得金屬殼體在局部區域出現破片。

圖4 主發推進劑爆炸沖擊波傳播及被發殼體結構變形截圖Fig.4 The propagation of blast and acceptor shell deformation

隨著殼體塑性變形區域的擴展，由失效斷裂產生的破片數量也隨之增加。245 μs時，被發殼體變形區的推進劑出現明顯的點火起爆現象，壓力達7.35 GPa。隨后，點火逐漸成長為沿被發推進劑穩定傳播的爆轟波，說明高能固體推進劑已發生殉爆。至315 μs時，由入射沖擊波作用使殼體結構沿迎爆方向一側破損嚴重，部分區域出現撕裂，大部分被發推進劑發生爆炸。375 μs時，殼體內的被發推進劑已完全爆炸。圖5是通過計算得到的推進劑殉爆主要過程的截圖。當主發與被發結構的相對距離D不變，而主發結構采用殼裝18 kg高能推進劑時，被發推進劑的殉爆過程與上述殉爆過程相似。235 μs時，與塑性變形區域臨近的被發推進劑壓力迅速增長至7.79 GPa，并產生點火現象。隨著壓力的不斷增加，如圖6（a）中至255 μs時刻，被發推進劑藥柱逐漸形成穩定的爆轟波；而當t＝325 μs，爆轟波沿內部到達藥柱頂端，推進劑全部殉爆，如圖6（b）。

圖5 無殼31 kg推進劑起爆條件下殉爆過程截圖Fig.5 Sympathetic detonation of acceptor propellant under bared charge of 31 kg solid propellant

圖7 分別為無殼31 kg和殼裝18 kg兩種主發推進劑爆炸條件下，被發殼體在殉爆過程中的變形截圖。表1為不同工況條件下，被發結構內推進劑的試驗狀態及其數值模擬結果。當主發結構與被發結構相距達1.4 m時，在爆炸沖擊荷載作用下，被發殼體局部出現一定的塑性變形，但未出現破損，多數殼體材料仍處于彈性變形。在此過程中，也未能觀察到被發推進劑藥柱內有點火現象發生，其數值模擬結果與試驗觀測結果基本一致。

圖6 殼裝18 kg推進劑起爆條件下殉爆過程截圖Fig.6 Sympathetic detonation of acceptor propellant under charge of 18 kg solid propellant in shell

根據試驗工況，由數值模擬計算主發與被發結構的臨界殉爆距離d。為合理減少模擬次數，通過最小二分法選取主發與被發結構的相對距離D，并由多次數值模擬結果，最終給出臨界距離d，如表1所示。

圖7 不同主發裝藥條件下被發殼體變形截圖Fig.7 Deformation of the acceptor shell in separate conditions of charge

表1 不同工況條件下試驗與數值模擬結果Table 1 Experiment and numerical results of acceptor solid propellant

為進一步分析鋼制殼體對被發推進劑殉爆的影響，在前述試驗與模擬結果的基礎上，針對無殼被發推進劑的動力響應進行數值模擬，表2為相應結果。模擬結果顯示，在相同主發條件下，被發推進劑均未發生殉爆，并且主發推進劑的爆炸沖擊波到達被發推進劑表面時的沖擊壓力僅在60～120 MPa范圍，其強度遠低于沖擊波起爆的臨界壓力，難以激發推進劑產生殉爆。

通過試驗和數值模擬結果發現，被發結構的金屬外殼對其內部推進劑的殉爆特性有一定影響，其壓力的突變和初始點火起爆點多發生在被發殼體破損斷裂區域附近。為進一步分析殼體對推進劑殉爆的影響過程，在被發殼體迎爆壁面沿殼體長度方向選擇20個測點，其位置如圖8所示。

表2 無殼被發推進劑的數值模擬結果Table 2 Numerical calculation results of the bare acceptor solid propellant

圖8 殼體測點布置圖Fig.8 Gauge points at the acceptor protective shell

圖9 為數值計算得到的被發殼壁測點1～5相應質點的速度時程曲線。當入射沖擊波作用于被發結構殼壁時，相應質點的速度瞬時達到峰值；隨著沖擊波強度衰減，質點的速度不斷降低。數值模擬結果表明，測點2～4位于殼體顯著變形和產生破片的位置，也是接近被發推進劑產生初始點火和壓力突變的區域，并且模擬過程顯示，在主發31 kg推進劑爆炸沖擊波作用下，被發殼體測點2、3、4的相應破片瞬間以1 500～1 600 m／s的速度撞擊被發推進劑質點（見圖9（a）），而后在相互撞擊和摩擦作用下逐步降速至1 092～1 165 m／s，隨之推進劑迅速發生點火起爆。圖9（b）顯示，在殼裝18 kg主發推進劑爆炸條件下，測點1～5的殼壁質點撞擊速度峰值約為900～1 300 m／s，其中以測點2所對應的撞擊速度最高，達到1 125 m／s。

分析認為，受主發推進劑爆炸沖擊波的沖擊作用影響，被發殼體瞬間變形破壞，其碎片在沖擊波的驅動和自身慣性作用下，高速撞擊被發推進劑藥柱顆粒。由于被撞擊區域能量密度相對較高，碎片的機械作用產生的熱能來不及均勻分布，而是集中在局部，尤其集中在碎片的尖銳棱角或突出處，熱量來不及散失而使相應質點溫度劇增達到臨界爆發點，從而形成熱點并發生點火起爆現象。分析結論與數值計算得到的結果能夠吻合。

圖9 被發殼體測點速度時程曲線Fig.9 Velocity histories of fragments at the acceptor shell

4 結論

通過試驗和數值模擬的結果可見，含有高能炸藥顆粒的固體推進劑具有較高的機械感度和沖擊波感度，在一定條件下極易發生殉爆現象。綜合試驗和數值計算結果，可以得出如下結論：

1）質量為31 kg、截面直徑110 mm的無殼推進劑藥柱和質量為18 kg、截面直徑85 mm的有殼推進劑藥柱在相距0.8 m的條件下，均能使質量為18 kg被發殼裝推進劑產生殉爆。

2）在相同條件下，當主發結構與被發推進劑藥柱相距1.4 m時，主發推進劑的爆炸不會引起被發推進劑產生殉爆現象。

3）被發推進劑的殉爆主要是由于鋼制外殼碎片的機械撞擊作用，使藥柱內部形成熱點所致。在一定條件下，金屬外殼不但起不到防護作用，而且容易導致推進劑產生殉爆。

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Experiments and numerical simulations of sympathetic detonation of high-energy solid propellant in shell

LU Shengzhuo1，LUO Weihua2，CHEN Weidong1，WANG Wei1，ZHANG Fengchao1，YU Yanchun1，LI Guangwu2
（1.College of Astronautics and Civil Engineering，Harbin Engineering University，Harbin 150001，China；2.Xi'an Measuring and Control Technology of Aeronautics and Astronautics Institution，Xi'an 710025，China）

With the increase of the chemical energy of the modern solid propellant and the integration of the explosives and gunpowder technologies，the high energy solid propellant，containing a large number of explosive particles，presents a significant mechanical sensitivity and shock sensitivity，which would easily induce the sympathetic detonation.In order to investigate the features of the sympathetic detonation of solid propellant，this paper has researched the sympathetic detonation process of the high energy solid propellant by experiments and numerical simulations.The study found that under the blast impact of the solid propellant，the shells are partially damaged into pieces.The fragments impacted on the solid propellant acceptor with high speed，which caused uneven distribution of the thermal energy.The thermal energy concentrated on the sharp corners or projecting parts of fragments，which led to the temperature excursion，reaching the critical point.Next，the sympathetic detonation of the solid propellant finally occurred.

solid propellant；sympathetic detonation；detonation；numerical simulation；sympathetic detonation test；protective shell

10.3969／j.issn.1006-7043.201403095

http：／／www.cnki.net／kcms／detail／23.1390.U.20141204.1516.002.html

O383

A

1006-7043（2014）12-1507-05

2014-04-01.網絡出版時間：2014-12-04.

國防科技重點實驗室基金資助項目（9140C350406130C35126）.

路勝卓（1982-），男，講師，博士；陳衛東（1966-），男，教授，博士生導師.

陳衛東，E-mail：chenweidong＠hrbeu.edu.cn.