空空導彈發動機安全使用壽命評估分析

王虎干

(中國空空導彈研究院,河南洛陽 471000)

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空空導彈發動機安全使用壽命評估分析

王虎干

(中國空空導彈研究院,河南洛陽 471000)

針對空空導彈安全使用壽命問題,對國內外固體火箭發動機使用壽命評估方法進行了總結,并以AIM 120空空導彈為例,詳細說明了該空空導彈發動機貯存壽命和掛飛壽命的評估過程。結合目前國內通常采用的發動機壽命評估方法及空空導彈發動機延壽時采用的方法,對比了國內外的技術差異。結果表明:應進一步完善發動機壽命評估方法體系,加強固體推進劑在交叉載荷作用下的力學性能研究,完善裝藥結構完整性理論,發動機交付后應同時開展發動機使用壽命監測計劃。

空空導彈;固體火箭發動機;使用壽命;延壽

0 引言

空空導彈作為奪取制空權的主要武器,其性能的高低已經成為決定空戰乃至整個戰爭勝負的重要因素。我國地域遼闊,氣候環境多變,必須滿足在不同地域、不同氣候環境下的作戰需求,其工作環境遠比其他常規戰術、戰略導彈惡劣。與其他戰術導彈相比,除對貯存壽命具有嚴格要求外,在服役過程中的掛飛時間、架次也是其安全使用壽命的重要考核內容。空空導彈發動機裝填系數通常都比較高,裝藥老化后的結構完整性問題、掛飛過程中的振動載荷等都使得發動機的壽命設計條件更加苛刻。在服役期間,為避免發動機爆炸引起的安全事故,必須保證導彈在掛機飛行時安全發射,因此對發動機的使用壽命進行準確、可靠的評估至關重要。

固體火箭發動機從生產到點火期間會經歷比較復雜的載荷歷程,其使用壽命一直是比較關注的問題,國內外對此都展開了大量的研究。

20世紀50年代末至70年代期間,美國針對“民兵”等武器系統分別開展了全面老化和監測計劃及長期使用壽命分析計劃,對固體推進劑、方坯、縮比發動機和全尺寸發動機在貯存過程中性能的變化進行了研究[4-6]。為在設計階段就能對固體火箭發動機壽命進行準確的預估,許多國家采用實驗室模擬老化的試驗方法,使發動機處在比較嚴酷的貯存環境中,加速發動機的老化過程。如:意大利“阿斯派德”導彈發動機在71 ℃條件下貯存13周相當于自然環境貯存7～8a。俄羅斯“火炬”設計局的自然環境實驗室通過加嚴實驗室環境使得在實驗室內存放6個月相當于常規貯存10a,像S300導彈就做過類似的試驗[7]。

1996年,北約航天研究與發展專家組在瑞典舉行“固體推進系統使用壽命”專題會議,全面總結了當前固體火箭發動機壽命預估的技術發展,并將壽命預估方法分為兩大類:系統監測方法和模型分析方法。

1998年,在美國空軍研究實驗室和海軍航空武器中心提出整體高性能火箭推進技術計劃。通過建立固體推進劑老化模型及非線性本構方程,提高固體火箭發動機壽命預估的準確度[8]。

國內在固體火箭發動機壽命預估方面也展開了大量的研究。國防科技大學與中國空空導彈研究院聯合開發了固體火箭發動機壽命預估軟件平臺,通過固體推進劑的高溫加速老化試驗及三維粘彈性有限元分析預估發動機的貯存壽命[9]。海軍航空工程學院對固體火箭發動機壽命預估展開了大量的研究工作,討論了發動機“延壽”和修復過程的一些做法。采用長期貯存,定期檢測預估藥柱的使用壽命,對不同貯存期的固體火箭發動機藥柱進行了大量的力學性能試驗,得到推進劑力學性能隨貯存時間的變化規律,結合有限元方法分析了點火工況下發動機裝藥的結構完整性,預示了藥柱的使用壽命[10-11]。

目前國內關于空空導彈發動機壽命的研究仍比較少,文中主要對美國AIM-120早期型號的安全使用壽命評估方法進行了總結,結合目前國內的研究方法對空空導彈發動機的安全使用壽命評估提出了進一步的研究方向。

1 AIM-120導彈發動機壽命評估方法

AIM-120空空導彈發動機裝藥采用的是少煙HTPB推進劑,裝填系數較高,藥柱為管形和輪轂形組合裝藥,見圖1所示。該導彈在設計時要求同時滿足空軍和海軍的作戰需求,因此,必須適應多種地區的氣候環境,如:寒帶環境、熱帶環境、沙漠環境、山地環境和海洋環境[12]。

圖1 AIM-120空空導彈發動機結構

AIM-120空空導彈在設計階段根據《環境試驗方法和工程指引》(environmental test methods and engineering guidelines)中的MILSTD-810標準對發動機壽命進行評估,發動機通過標準中的相關試驗后,認為其使用壽命大于10a。隨后要求其壽命周期分為兩個部分,即8a的自然貯存壽命和2a在飛行線上的貯存壽命。軍方后來提出該導彈要同時滿足在F-15飛機上掛載飛行的平均無故障時間(mean time between failure)不小于450h,而重新提出的掛飛振動載荷條件比設計階段考慮的載荷條件更加惡劣。針對這兩個問題,美國開展了該導彈的壽命監測計劃。首先在1993年對4臺發動機進行靜止點火試驗和解剖試驗;隨后在第二個財政年解剖了2臺發動機,對8臺發動機進行地面點火試驗;在第三個財政年開始前,通過對已具有較長累計飛行時間的導彈進行掛飛環境試驗和點火試驗,輔助驗證了AIM-120導彈平均無故障時間不小于450h的要求。

1993年,開始對4臺發動機進行老化研究,發動機澆注時間均為1988年11月。其中2臺發動機在63 ℃下老化45d后進行了靜止點火試驗,點火環境溫度分別為-54 ℃和63 ℃,另2臺發動機進行解剖試驗。點火過程中監測了發動機的推力、溫度、應變和加速度,并進行了高速攝像。發動機內彈道性能滿足設計要求,其他監測點無異常情況,初步認為可繼續開展發動機的壽命研究工作。解剖的2臺發動機,原計劃1臺發動機進行3次高低溫循環后解剖,后因計劃變動,將該臺發動機的試驗條件與另一臺發動機設置相同,即先進行3次高低溫循環,然后在63 ℃溫度下加速老化45d,最后進行解剖試驗。發動機采用電解侵蝕的方法去除殼體部分,然后將整個裝藥取出并進行切割,其中輪轂段裝藥切割方案見圖2所示。

圖2 輪轂段裝藥切割方案

圖2中各個區域對應的試驗如下:

A為拉伸試驗(肉厚較大的區域);B為拉伸試驗(肉厚較小的區域);C為界面拉伸試驗;D為90°剝離試驗;E為應力松弛試驗;F為藥條燃速試驗;G為塑性材料分析;H為交聯度試驗;I為TGA分析;J為DTA分析;K為熱膨脹系數試驗。

表1為發動機解剖后推進劑的測試試驗項目。從表1中可以看出,推進劑的性能測試試驗比較詳細,尤其是力學性能試驗比較全面,分別考慮了推進劑從低溫到高溫,拉伸速率從慢到快,并且考慮了圍壓的影響。目前國內在測試推進劑力學性能時,低溫快速拉伸時拉伸速率常采用500 mm/min或1 000 mm/min,考慮圍壓下的拉伸試驗開展的更少,難以準確的反映推進劑的力學性能。

表1 AIM120固體推進劑測試試驗項目

在第二個財政年期間共采用10臺發動機進行壽命研究,其中4臺發動機(1988年澆注)直接進行低溫點火試驗,2臺發動機(1990年澆注)老化后進行低溫點火試驗,2臺發動機(1990年澆注)老化后進行高溫點火試驗,最后2臺發動機(1991年澆注)老化后進行解剖試驗。主要的試驗項目如表2所示。所有發動機點火試驗成功,發動機工作正常,監測點無異常情況。

表2 發動機壽命評估試驗項目

在同一年內,對已具有較長掛飛時間的發動機(HTTC)進行了試驗研究,共采用了4臺發動機。其中1990年澆鑄的2臺發動機直接進行高低溫循環試驗,在低溫X射線探傷后分別進行高、低溫點火試驗,另2臺發動機在長時間掛飛后繼續施加F-15飛機上的振動載荷條件,在此基礎上進行X射線探傷和發動機靜止點火試驗。4臺發動機點火成功,發動機工作正常,監測點無異常,內彈道性能均滿足設計要求。除此之外,還對另外8臺具有長時間掛飛載荷史的發動機進行了X射線探傷檢測,發動機內無缺陷形成。因此,最后認為該發動機的累計掛飛時間可大于1 000 h。

2 國內發動機使用壽命常用評估方法

2.1 設計階段壽命評估

從已發表的文獻中可以了解,目前國內通常采用固體推進劑高溫加速老化試驗,同時結合裝藥結構完整性分析作為固體發動機貯存壽命的評估方法。在固體推進劑方面,國內主要依據航天工業標準QJ2428-92復合固體推進劑貯存老化試驗方法對推進劑的老化力學性能進行研究。對于復合固體推進劑,常用最大延伸率作為失效判據。固體推進劑高溫加速老化后,根據老化數學模型及阿累尼沃斯方程得到的常溫自然貯存老化過程中最大延伸率的變化。最后根據設計部門提出的指標要求對推進劑的貯存壽命進行評估。

發動機設計部門提出固體推進劑的力學性能指標主要依據裝藥的結構完整性分析。因此,在高溫加速老化后,需要對推進劑的模量和泊松比等一系列參數進行測試,尤其是在快速拉伸條件下。目前,國內對固體推進劑進行拉伸試驗時,快速拉伸速率往往采用的是500 mm/min或1 000 mm/min,若采用GJB 770B中的標準啞鈴試驗件,其應變速率僅為12%或24%左右,遠達不到發動機點火增壓過程中裝藥內表面的應變速率,并且測試的試驗項目不夠全面,建立能反映發動機工作狀態下裝藥力學響應的本構方程比較困難。

目前,國內尚沒有建立固體火箭發動機安全使用壽命的評估標準。設計階段對發動機的壽命評估主要參考之前型號發動機的設計壽命及已開展的延壽成果。理論方面,結合固體推進劑高溫加速老化試驗和裝藥結構完整性分析對發動機的貯存壽命進行評估。該方法通過固體推進劑高溫加速老化試驗獲得推進劑最大延伸率隨貯存年限的變化,同時對不同貯存年限的發動機進行裝藥結構完整性分析,繪制發動機裝藥內表面最大主應變隨時間的變化曲線,最后對比兩條曲線,取一定的安全系數,得到發動機的貯存壽命。固體推進劑最大延伸率及裝藥內表面最大主應變隨貯存時間的變化見圖3所示。在固體發動機服役后,國內尚比較缺乏對發動機的定期監測、檢測,無法對發動機的設計壽命進行驗證及到壽時做出提前預判,這也導致在發動機延壽時缺乏之前的貯存試驗數據支撐。

圖3 推進劑最大延伸率及裝藥最大主應變隨貯存時間的變化

2.2 發動機延壽方法

隨著各類戰術、戰略導彈貯存壽命的逐漸到期,為避免可能繼續服役的導彈提前報廢,國內已展開了大量的發動機延壽工作。如:針對已具有一定貯存年限的發動機延壽至15a的問題,首先將一定數量的該發動機高溫加速至15a;然后分別對具有一定貯存年限和加速至15a的發動機進行環境考核試驗和解剖試驗,主要試驗內容,如表3所示;最后通過對比發動機各部件及內彈道性能的變化評估發動機是否滿足繼續延壽的要求。

表3 發動機延壽試驗項目

對比表2中開展的試驗項目可知,總的試驗類別基本一致。區別主要在于AIM-120導彈的試驗項目更加細致,如在X射線、CT檢查項目中開展了低溫-54 ℃下的探傷試驗;固體推進劑性能測試試驗項目也更加全面。據文獻資料報道,國外一些先進的空空導彈在進行掛飛壽命評估時,可同時進行低溫振動試驗,環境考核更加嚴酷。

3 總結

1)國外關于發動機安全使用壽命的研究起步較早,技術比較成熟,已形成相應的標準。在發動機設計階段,國內目前還沒有相應的標準進行參考來評估發動機的使用壽命,仍需進一步加強研究。

2)國內對固體推進劑的力學性能測試項目通常比較簡單,缺乏考慮應變速率、環境壓強、溫度等因素交叉作用的影響,對推進劑的力學性能評價不夠全面。同時,應建立能反映發動機工作時裝藥力學響應的本構關系,加強固體發動機裝藥結構完整性的理論分析,為發動機的設計及壽命評估提供可靠的理論支撐。

3)國外對發動機壽命進行研究時,壽命評估和延壽過程并無明顯的界線。在發動機交付后,壽命研究工作就已經啟動。在發動機設計階段提出的壽命周期內,對發動機進行實時監測,定期開展發動機的系列相關試驗,可以對發動機的真實使用壽命提前做出預報。為能準確評估發動機的真實使用壽命,應針對具體發動機開展其使用壽命監測計劃。

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Evaluation and Analysis of Air-to-air Missile’s Safety and Service Life

WANG Hugan

(China Airborne Missile Academy,Henan Luoyang 471000,China)

In view of air-to-air missile life safety problems, service life evaluation methods used both at home and abroad were summarized. Taking AIM-120 missile as an example, assessment of its storage life and flight hours was described. Considering common life evaluation methods of solid rocket motor and life-extension method of the air-to-air missile motor at present, technical differences at home and abroad were compared. The results show that the SRM life evaluation method system should be improved, the mechanical properties of solid propellants under multiple loads should be further studied for structure integrity theory of grain, and service life surveillance program should be considered after delivery of solid rocket motors.

air-to-air missile; solid rocket motor; service life; life extension

2015-07-13

王虎干(1963-),男,河南溫縣人,研究員,研究方向:空空導彈推進系統。

V435

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