自由裝填裝藥固體火箭發動機點火沖擊研究

盧福剛

(中國兵器工業第203研究所,西安 710065)

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自由裝填裝藥固體火箭發動機點火沖擊研究

盧福剛

(中國兵器工業第203研究所,西安 710065)

大部分反坦克導彈采用自由裝填裝藥固體火箭發動機作為動力裝置。這些導彈在發動機點火瞬間出現了與人們經驗思維相背的后坐現象,且因后坐過載量值較大致使部分彈載部件失效,造成飛行試驗失敗。為了解釋這種“異常”現象,研究后坐過載量值與哪些因素有關。文中開展了機理分析,建立了分析模型,進行了計算分析,并與相關試驗結果對比,形成了結論性意見和建議,期望達到指導該類型發動機點火具設計以及彈載易損部件緩沖設計的目的。

自由裝填裝藥;固體火箭發動機;點火沖擊;后坐過載

0 引言

在某型反坦克導彈發射飛行試驗后,發現導彈后滑塊的后端被撞出了深約2 mm的凹坑,初步計算撞擊過載約1 000g左右。按照反作用工作原理,在發動機點火瞬間導彈應該向前運動而不是后坐。在導彈發射的發動機點火瞬間,由于發射裝置是固定的,因此滑塊后端撞出的凹坑肯定是導彈后坐產生的,但產生的原因卻解釋不清楚,加之在后續發射飛行試驗中,發現部分彈載部件在發動機點火瞬間出現了故障,且原因與該后坐過載有關。為了解釋這種“異常”后坐現象,研究后坐過載與哪些因素有關,文中從發動機結構、點火及工作過程[3]入手,開展了機理分析,建立了分析模型,進行了計算分析,并與試驗結果比對。

1 自由裝填和貼壁澆鑄裝藥固體火箭發動機結構[2]簡述

1.1 自由裝填裝藥固體火箭發動機

自由裝填裝藥固體火箭發動機一般由殼體、補償墊、裝藥、點火具、噴管和噴管堵等組成,見圖1所示,其中的點火具由電起爆器、高能點火藥和藥盒組成。這種發動機根據動力輸出要求的不同,采用不同的裝藥藥型,形成了單室單推力和單室雙推力兩種類型固體火箭發動機,分別見圖1和圖2所示。

圖1 自由裝填端面燃燒固體火箭發動機結構示意圖

圖2 自由裝填裝藥端側面同時燃燒導彈中置點火固體火箭發動機結構示意圖

圖3 自由裝填裝藥端側面同時燃燒斜置點火固體火箭發動機結構示意圖

自由裝填裝藥固體火箭發動機一般采用后置點火方式,即點火具位于發動機后端,常用的有中通道點火和斜置點火兩種方式,分別見圖2和圖3所示。

它們的共同特點是需要的點火藥量較大,產生的點火壓強和沖擊較大,點火延遲時間較小。

1.2 貼壁澆鑄裝藥固體火箭發動機

經過研究發現,自由裝填裝藥固體火箭發動機的點火后坐現象與其特有的裝藥結構密切相關,因此在這里有必要對貼壁澆鑄裝藥固體火箭發動機的結構進行簡單介紹,并在后面對其點火沖擊進行分析。圖4是貼壁澆鑄裝藥固體火箭發動機的結構示意圖,其裝藥與發動機殼體通過澆鑄固連在一起,且一般都有一個內燃中心通孔,發動機點火工作后由內燃中心通孔向外燃燒。

圖4 貼壁澆鑄裝藥固體火箭發動機結構示意圖

貼壁澆鑄裝藥固體火箭發動機一般采用前點火方式,即點火具位于發動機的前端。優點是點火燃氣利用率高,點火壓強小,點火瞬間噴出物少。

2 點火沖擊分析

2.1 自由裝填裝藥固體火箭發動機

圖5 自由裝填固體火箭發動機結構簡圖

為了便于分析問題,把自由裝填裝藥固體火箭發動機結構簡化為如圖5所示的示意圖。其中,補償墊是一個可壓縮變形的彈性墊子,作用一是發動機裝藥在隨環境溫度變化熱脹冷縮時不致壓裂和松動,作用二是對發動機點火瞬間的爆燃沖擊緩沖,避免發動機裝藥結構破壞;殼體在發動機未工作時對裝藥起固封作用,在發動機工作時起燃燒室作用;裝藥與發動機殼體及補償墊不固連,可在一定范圍內沿發動機軸線移動,是發動機工作產生動力的儲能材料;點火具在點火電流的作用下,引燃高能點火藥,瞬間產生高溫、高壓燃氣,引燃裝藥燃燒,使發動機開始工作;噴管堵在發動機未工作時對燃燒室起密封作用,在發動機點火過程中起保證點火壓力作用,當發動機裝藥被點燃、燃燒室壓強劇升至大于破堵壓強Pd時,起可靠破碎、打開射流通道作用。下面結合圖5分析自由裝填裝藥固體火箭發動機的點火過程:

1)當點火具中的電起爆器有點火電流通過時,將瞬間引燃高能點火藥爆燃形成高溫、高壓燃氣。根據熱力學定理[1],任何氣體的壓強P、密度ρ和絕對溫度T不是彼此獨立的,其中兩者確定之后,第三者便是確定的。換句話說,三者之間存在確定關系,即:

f(P,ρ,T)=0

(1)

值得注意的是,在高能點火藥爆燃的過程中,式(1)中的P、ρ、T都是隨時間瞬間激變的[4],是時間的函數,即:

(2)

若用t0和t1分別表示點火具高能點火藥始燃和爆燃結束時刻,用t2表示發動機裝藥相對于殼體運動靜止的時刻,則對應時刻的燃燒室燃氣壓強、密度和絕對溫度可分別用P0、ρ0、T0,P1、ρ1、T1,P2、ρ2、T2來表示。Δt10=t1-t0為點火具高能點火藥整個爆燃過程的持續時間。Δt20=t2-t0為發動機裝藥在燃燒室點火燃氣壓強和補償墊彈性恢復力的共同作用下,相對于發動機殼體開始運動到相對靜止的持續時間。Δt21=t2-t1為點火具高能點火藥爆燃結束到發動機裝藥相對殼體運動靜止的持續時間。試驗結果表明:Δt10是微秒級的,Δt20和Δt21是毫秒級的。

2)自由裝填裝藥固體火箭發動機的裝藥(質量用My表示)在點火過程中的受力情況可用圖6表示,其中,FPL是燃燒室的壓強P產生的燃氣壓力,如果用S表示發動機裝藥的端面面積,則:

FPL=P×S

(3)

圖6 發動機裝藥受力情況示意圖

(4)

(5)

式(5)中的P2可以按式(6)近似計算。

(6)

式(6)中的X21為Δt21時段發動機裝藥向前運動的距離。若用FTR表示發動機裝藥相對于殼體運動擠壓補償墊產生的彈性恢復力,用K表示補償墊的彈性恢復力系數,用X表示補償墊被壓縮的行程,則:

FTR=K×X

(7)

依據式(3)、式(4)和牛頓定律,則在發動機點火過程中,發動機裝藥運動加速度:

(8)

3)除發動機裝藥之外的彈體(質量用MD表示)的受力情況見圖7所示,圖中僅畫了發動機殼體部分。依據發動機點火壓強設計[5]原則,點火具高能點火藥爆燃結束時的燃燒室壓強P1應該小于發動機噴管堵的破堵壓強Pd。因此,從圖5中可知:FTL和FTR、FPL和FPR是作用力和反作用力的關系,因而有|FTL|=|FTR|、|FPL|=|FPR|。依據牛頓定律,在發動機點火過程中,除發動機裝藥之外的彈體運動加速度:

(9)

圖7 發動機殼體受力情況示意圖

4)算例:某導彈發動機點火具的高能點火藥質量MDH為10 g,發動機裝藥的端面面積S為0.022 69 m2,初始燃燒室容積V0為0.002 27 m3,點火具爆燃結束時刻的燃燒室壓強P1為2 MPa,破堵壓強Pd為3 MPa,發動機裝藥的質量My為11 kg,除發動機裝藥之外的彈體質量MD為39 kg,發動機點火瞬間發動機后坐距離為2.1 mm,其余計算條件略。利用上述公式,經計算可得:除發動機裝藥之外彈體的最大點火過載加速度為998.9g,持續時長0.97 ms,與導彈發射飛行試驗實測數據基本吻合。

5)分析結論:正因為自由裝填裝藥固體火箭發動機的裝藥沿發動機軸線方向是自由可移動的,根據動量守恒原理,當其在點火具起爆形成的劇升內壓強作用下向前運動時,除發動機裝藥之外的彈體必然向后運動,產生了發動機在點火具爆燃瞬間的彈體劇烈后坐和大沖擊過載現象。

2.2 貼壁澆鑄裝藥固體火箭發動機

為了便于分析問題,把貼壁澆鑄裝藥固體火箭發動機的結構簡化為圖8所示的示意圖。下面結合圖8分析貼壁澆鑄裝藥固體火箭發動機的點火和工作過程:

圖8 貼壁澆鑄固體火箭發動機結構示意圖

1)當點火具中的電起爆器有點火電流通過時,將瞬間引燃其中的高能點火藥爆燃形成高溫、高壓燃氣。由于中通貼壁澆鑄裝藥固體火箭發動機的點火具一般設計在發動機的前端,且裝藥與發動機殼體固連一體見圖8所示,因此高溫、高壓燃氣產生的內壓力首先作用于發動機的前端,使整個導彈向前運動,與此同時,高溫、高壓燃氣沿中通道迅速向后傳播,并在噴管堵沒有被沖開、發動機裝藥沒有被點燃之前,在發動機內部瞬間達到壓力平衡,也使之前使整個導彈向前運動的作用力瞬間減小為零。

2)根據測試,上述壓力從產生到平衡的時間履歷是0.1 ms級的,且在該過程中發動機裝藥被幾乎同時點燃開始燃燒。

3)當發動機燃燒室的壓強大于噴管堵的破堵壓強時,噴管堵被沖破,隨之高溫、高壓燃氣從發動機噴喉噴出,產生使導彈向前運動的反作用力。因此,在整個發動機點火過程中不會出現后坐現象。

4)分析結論:正因為貼壁澆鑄裝藥固體火箭發動機的裝藥與殼體是固連的,在其點火過程中,雖然高能點火藥爆燃同樣在發動機燃燒室內瞬間產生了高溫、高壓燃氣,形成了內部壓強,但由于發動機內部沒有可移動的發動機裝藥,無法產生內部運動沖量,而是通過瞬間內部傳播達到平衡狀態,并均勻作用于發動機燃燒室內腔表面,被發動機殼體“吸收”,不會產生彈體瞬間后坐現象和大沖擊過載現象。

3 結論

通過上述分析,形成如下研究結論:

1)固體火箭發動機點火過程是一個非常復雜的化學反應和物理作用過程。

2)自由裝填和貼壁澆鑄裝藥固體火箭發動機在點火過程中都會產生沖擊過載,但在同等點火條件下,自由裝填裝藥固體火箭發動機的點火沖擊過載量值遠大于貼壁澆鑄裝藥固體火箭發動機。

3)自由裝填裝藥固體火箭發動機在點火過程中必然產生彈體后坐現象,且其沖擊過載量值與點火具中的高能點火藥的燃速、藥量以及發動機裝藥的質量正相關,與點火空間的初始容積和補償墊的彈性模量負相關。

4)貼壁澆鑄裝藥固體火箭發動機在點火過程中同樣會產生彈體前沖或后坐現象。當點火具位于發動機前端時產生彈體前沖現象;當點火具位于發動機后端時產生后坐現象。

5)對于采用自由裝填裝藥固體火箭發動機的小型戰術導彈,在進行總體結構和部件設計時,必須考慮發動機點火沖擊過載對其工作性能和可靠性的影響。

[1] 潘文全. 流體力學基礎 [M]. 北京: 機械工業出版社, 1980.

[2] 關英咨. 火箭發動機教程 [M]. 哈爾濱: 哈爾濱工業大學出版社, 2006.

[3] MIL-STD-810F美軍標爆炸分離沖擊: 火工品沖擊 [S]. 2000-01-01.

[4] 趙承慶, 姜毅. 氣體射流動力學 [M]. 北京: 北京理工大學出版社, 1997.

[5] 陳汝訓. 固體火箭發動機設計與研究 [M]. 北京: 宇航出版社, 2005.

Study on Ignition Shock of Free-grain-fed Solid Propellant Rocket Motor

LU Fugang

(No.203 Research Institute of China Ordnance Industries, Xi’an 710065, China)

Most antitank missiles use free-grain-fed solid rocket motors as propulsion units. At the instant of motor ignition, these missiles have recoil phenomenon against people’s experience thoughts, and bigger recoil overload magnitude makes parts of missile-borne components be ineffective, causing failure of flight test. To explain this “abnormal” phenomenon, factors being related with recoil overload magnitude were studied. In this paper, mechanism was analyzed, analysis model was built, calculation analysis was conducted, and the results were compared with the test results. Finally, conclusion and suggestion were formed. It is expected to achieve the goal of guiding igniter design for this type of motor as well as damping design for missile-borne vulnerable parts.

free-fed grain; solid rocket motor; ignition shock; recoil phenomenon

2015-04-27

盧福剛(1964-),男,陜西人,研究員,博士,研究方向:武器系統總體。

V435

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