國外固體發動機慢烤安全性評估技術

李 翊，趙繼偉，霍 菲

(1.海軍裝備部駐西安地區軍事代表局，西安 710054；2.中國航天科技集團公司四院401所，西安 710025)

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國外固體發動機慢烤安全性評估技術

李 翊1，趙繼偉2，霍 菲2

(1.海軍裝備部駐西安地區軍事代表局，西安 710054；2.中國航天科技集團公司四院401所，西安 710025)

從發動機慢烤試驗方法和裝置研制研究入手，分析國外慢烤安全性試驗技術發展現狀，系統論述了國外慢烤安全性試驗及評估標準，分析了試驗中主要參數設定的依據，以典型型號武器為例，探索了慢烤安全性評估的應用方法，通過匯總美國Aerojet公司開展的典型型號慢烤安全性評估，總結了國外在評估過程中獲得的推進劑配方、殼體束縛及改進方案對發動機慢烤安全性的影響，并對國內固體發動機慢烤安全性評估技術的發展提出了建議：借鑒國外在發動機慢烤安全性領域的研究成果，深化安全性機理研究，探索發動機設計參數及環境條件對發動機慢烤安全性的影響，建立試驗條件，加速制定適合國內武器裝備發展的考核標準，對發動機慢烤安全性進行評估。

固體發動機；慢烤安全性；試驗技術；評估標準；應用現狀

0 引言

火災環境是兩軍對壘中最常出現的情況，也是對固體火箭發動機安全性影響最主要的因素之一。當鄰近彈藥庫或飛機起火，雖然發動機沒有處于火焰環境中，但周圍形成的高熱氣流不斷對發動機進行加熱，使其內部形成熱點和局部壓力升高，最終發生安全事故，造成人員傷亡和武器平臺損毀[1]。美國等北約國家在實戰和考核試驗中發現，對于固體發動機，慢烤安全性是其最難通過的試驗項目[2-3]，為突破固體發動機安全性設計的瓶頸，國外先后開展了鈍感戰術發動機研制[4]、改進海麻雀導彈安全性研究[5]等計劃，從機理研究[6-7]入手，改進了推進劑配方[8-9]及發動機結構[10]，并研制了適用于推進劑及全尺寸發動機的慢烤安全性試驗裝置和評估方法，給出了發動機設計參數與其慢烤安全性的關系，以此來指導發動機的鈍感設計。

本文從試驗測試技術入手，深入分析匯總了國外慢烤安全性評估技術，研究了慢烤安全性試驗及評估標準和其主要參數的設定依據，以典型型號武器為例，對慢烤安全性的評估方法進行了分析，通過匯總美國Aerojet公司在21世紀初開展的典型型號慢烤安全性評估，總結了國外在評估過程中獲得的固體火箭發動機的慢烤安全性規律，并對國內固體發動機慢烤安全性評估技術的發展提出了建議。

1 慢烤安全性試驗測試技術

慢烤安全性試驗是評估固體火箭發動機及推進劑慢烤安全性最為直觀、有效的手段，其試驗結果不僅可驗證固體火箭發動機的慢烤安全性，為軍工產品定型和武器系統能否裝備部隊提供指導，還可為發動機的設計、儲運和使用條件提供建議。影響固體火箭發動機慢烤安全性的主要設計參數是推進劑配方和殼體材料及結構。因此，慢烤安全性試驗的主要研究方向包括發動機慢烤安全性考核方法和適用于推進劑或發動機整機的試驗測試裝置研制。

1.1 試管烤爆試驗

鈍感推進劑配方在研制過程中需要開展大量的慢烤安全性驗證，為簡化試驗，形成直觀的反應結果，方便試驗分析與數據處理，20世紀80年代，Sechmits[11]將標準化的試管烤爆試驗應用于推進劑慢烤安全性評估。該試驗方法是將尺寸為φ12.7 mm×12.7 mm的圓柱形推進劑按照其實際裝藥的密度裝填在標準化鋁制試管中，試管的兩頭由密封圈和螺旋堵蓋進行密封后放入溫度可控的電加熱箱中，試驗的起始溫度由推進劑的熱失重特性確定，電加熱箱的升溫速率則參考推進劑的熱差特性。試驗中記錄試管及螺旋堵蓋狀態，根據反應時螺旋堵蓋的沖出距離、試管的破裂程度及碎片尺寸、數量和推進劑的殘留狀態，推測反應劇烈程度，配合試管內藥柱發生反應的時間、反應時電加熱箱的溫度數據，對推進劑的熱安全性進行評估。由于試驗中采用了試管裝填標準化推進劑的結構，既考核了殼體束縛下含能材料熱安全性，也簡化了試驗數據的處理。該試驗成為研究一維殼體束縛條件下含能材料慢烤安全性考核的雛形。

此后，為簡化了試驗結構，縮減試驗成本，降低試驗的破壞性，Kent等[12]用防爆試管代替鋁制試管，用纏繞的加熱絲代替溫度可控的電加熱箱實現試管溫度的緩慢加載，并通過預埋熱電偶對藥柱內部的溫度變化進行測試。荷蘭應用科學組織(TNO)則用纏繞加熱絲的爆轟管代替溫度可控的電加熱箱，并在爆轟管內布置壓力、應變測試裝置[13-14]及多根測溫熱電偶[15]，試驗測得了推進劑在不同位置的溫度-時間曲線，并通過壓力、應變曲線分析和試管的破碎程度，得到了推進劑燃燒轉爆轟的過程和反應的劇烈程度。

由于內置的應變傳感器會改變推進劑的傳熱特性，干擾慢烤試驗結果，2001年，TNO再次對試驗裝置進行了改進[16]，用纏繞在爆轟管外的光纖替代爆轟管內的應變傳感器，通過分析薩尼亞克光纖干涉信號和馬赫曾特光纖干涉信號，對光纖的長度變化率和光纖長度進行對比研究，得到爆轟管在慢烤過程中的直徑變化過程，這是首例應用光測試技術研究推進劑慢烤安全性的案例。同年，美國物理研究所[17]在響尾蛇導彈的研制中使用的試管烤爆裝置，也避免了內置傳感器對試驗結果的干擾。該裝置將2個安裝應變傳感器的板簧垂直安裝在試管2個螺旋堵蓋的外端，每個板簧的外側再安裝與試管同軸的位移傳感器，當試管因受熱發生軸向膨脹時，應變傳感器和位移傳感器會輸出相應的數據，從而得到試管軸向膨脹的變化過程。

由于其分析簡便直觀，試管烤爆試驗至今仍是應用于鈍感推進劑慢烤安全性評估的主要方法。隨著測試技術的不斷進步，特別是光纖、紅外、超聲等非接觸測量技術的應用，使得試驗中獲得的數據量不斷增多，不僅為固體火箭發動機的慢烤安全性評估提供了更加豐富的信息，也為發動機的安全性設計和改進提供了有效的數據。

1.2 小尺寸烤燃彈試驗

為研究發動機結構與其慢烤安全性之間的關系，國外研究了小尺寸烤燃彈試驗，該試驗目前是聯合國危險貨物運輸試驗中研究含能材料慢烤安全性的標準化試驗裝置。其原理與試管烤爆試驗基本相同，都是將推進劑置于一個被加熱的殼體束縛條件中，區別僅在于試驗裝置的結構。最早的小尺寸烤燃彈試驗裝置設計者是美國的Parker，于1984年設計了一種研究含能材料慢烤安全性試驗裝置[18]，該裝置為一個內徑60 mm、高140 mm的帶蓋杯體，杯體與頂蓋之間由密封圈進行密封，杯體的最外部為不銹鋼殼體，殼體內粘接絕熱層，安裝嵌入式的熱電偶的推進劑被裝填在烤燃彈內部。該試驗與Sechmits的試管烤爆試驗一樣，需要由一個溫度可控的電加熱箱模擬慢烤時的環境溫度變化。

20世紀90年代，為簡化試驗，降低試驗成本和提高試驗的適用性，荷蘭的TNO[19-20]建立了一套自帶加熱裝置的小尺寸烤燃彈試驗系統，該系統是在烤燃彈的殼體外部均勻布置了多組加熱管，并通過控制器根據預設的加熱速率，對加熱管的輸出功率進行控制，從而使試驗裝置可按照需要的加熱速率進行升溫。美國的勞倫斯·利弗摩爾國家實驗室[21]除了纏繞電加熱器來代替Parker的電加熱箱以外，還根據理論分析結果對烤燃彈內部的測溫熱電偶布線進行了改進，通過開展大量的試驗，測得了含能材料的溫度變化，找到了不同殼體材料和殼體厚度下推進劑的熱點生成的部位。

通過小尺寸烤燃彈試驗，北約國家研究了束縛條件對發動機反應延遲及劇烈程度的影響，獲得了殼體導熱系數及強度、推進劑導熱系數及密度等因素對發動機慢烤安全性的影響。

1.3 全尺寸發動機慢烤安全性試驗

無論是試管烤爆試驗，還是小尺寸烤燃彈試驗，均在不同程度上對固體火箭發動機的結構進行了簡化，其得出結論也僅部分反映了發動機的慢烤安全性。因此，國外在固體發動機的驗收中，要求必須以全尺寸發動機慢烤安全性試驗為依據。國外全尺寸發動機慢烤安全性試驗研究早在20世紀60年代就已起步，其主要思路是通過可控溫度箱為發動機提供一個模擬緩慢加熱的試驗環境。

20世紀90年代，法國CAEPE在充分考慮試驗效果、試驗安全性和試驗成本等因素的基礎上，建立了由箱體、發動機試驗工裝、加熱系統、風循環系統組成簡易慢烤試驗裝置[22]。為降低試驗成本，減小由于爆炸造成的損失，系統采用遠程有線控制，控制電纜、測試電纜及空氣加熱裝置等被安裝在地下，通過風扇實現熱風的循環。箱體可由標準化的壁板組裝在根據發動機尺寸設計的鋼架上，為保證箱體的保溫阻燃絕緣特性，壁板及通風管道采用中空鋼板中夾塞石棉絨材料。鋼架結構上設計有防止發動機助推的試驗工裝。

英國的Jameson A[23]針對未來空空導彈用固體發動機設計了慢烤安全性試驗裝置，該裝置將一個受控電熱元件纏繞在試驗箱外壁，并在試驗箱前部安裝風扇，實現試驗箱內空氣按預定升溫速率升溫，且分布均勻。為防止發動機發生助推帶來危險，試驗箱內安裝發動機支架及限位裝置，且試驗箱前端與推力墩固定。試驗中，在發動機殼體前端、中間和尾部軸向位置各安裝2個K型熱電偶，另外，為實現電熱元件的閉環控制，試驗箱內距試驗箱外壁20 mm處安裝一個反饋測溫傳感器。試驗第一階段，以7.5 ℃/h 的升溫速率加熱到70 ℃，并在70 ℃維持22 h；試驗第二階段，升溫速率為3.3 ℃/h，當反饋測溫傳感器達到143.3 ℃時，發動機發生燃燒反應，并產生助推。

2 慢烤安全性考核評估標準及相關參數確定

2.1 慢烤安全性考核評估標準

早在1964年，美國海軍發布的標準化文件WR-50《海軍武器要求-空中、水面和水下發射武器彈頭最低安全性測試》[24]中，就將慢烤安全性試驗納入了標準。隨著WR-50逐步上升為國防部標準[25]和美軍標[26]，慢烤安全性試驗方法也日趨成熟。為保證聯合作戰武器的安全性，美國在20世紀80年代開始在北約國家推廣慢烤安全性試驗，并上升成北約標準化協議，目前已有14個成員國按照STANAG 4382[27]中的方法和裝置開展發動機的慢烤安全性考核。標準規定：試驗時，將發動機放置在一個簡易的慢烤箱內。第一階段，以約5 ℃/min的升溫速率將慢烤試驗箱加熱至50 ℃，并維持8 h，使試件達到熱平衡要求；第二階段，以3.3 ℃/h的升溫速率逐漸加熱直至反應發生。加熱方式可以采用循環空氣加熱，為使加熱均勻，發動機與慢烤箱內壁每側應至少留有200 mm的間隙。慢烤試驗箱需絕緣，且箱體內部溫度須可測量，至少使用2組(4個)熱電偶對發動機表面溫度進行監控(也可在發動機內部預埋測溫傳感器，但不能干擾溫度場)。由于固體火箭發動機在熱激勵作用下在有可能產生助推，造成安全隱患，標準要求試驗過程中要應采取合適的約束方式，且約束裝置不能過多地吸收輻射熱。為防止發動機試驗過程中出現的滲出物接觸熱源，干擾試驗，在試樣的底部應設計一個支承托盤。為評估反應的劇烈程度，試驗除測試溫度場，還要測試沖擊波超壓和爆炸碎片。其中，爆炸碎片的收集建議使用驗證板，驗證板材料的選擇取決于爆炸碎片的類型和速度。對于強束縛鋼殼體發動機，推薦使用至少25 mm厚的鋼材料作為驗證板；對于鋁殼體或薄壁鋼殼體，推薦使用鋁質驗證板；對于復合材料殼體，可不使用驗證板。理想情況下，驗證板與試件至少有200 mm的間距，才能不影響試件的受熱情況。驗證板可能會對沖擊波測試產生影響。因此，沖擊波超壓傳感器的布置應避開驗證板所在的方向。

由于全尺寸試驗的數據統計抽樣較少，為提高評估的真實性，國外在對慢烤安全性試驗數據分析的基礎上，找到了發動機設計參數、慢烤環境刺激與反應劇烈程度之間的內在聯系，建立了慢烤安全性簡化評估程序。目前，該程序已經納入到北約標準AOP-39《鈍感彈藥(IM)評估與發展指南》[28]中。該評估程序以流程圖的形式引導用戶進行評估，輸入為發動機特性參數、基礎環境、慢烤加熱刺激，輸出為發動機的反應劇烈程度，一旦威脅被確定并量化，評估程序將給出刺激可能導向的響應“通道”。由于評估程序以邏輯流程為基礎，可反映發動機在真實環境中推進劑的響應特性，通常比“通過/不通過”縮比危險性試驗更為可靠。

2.2 標準中主要參數的確定

MIL-STD-2105D[29]中明確規定：在開展彈藥安全性試驗時，應選擇最有可能的、可信的刺激，預計對生命、財產、或戰斗力造成最大傷害的試驗項目和試驗條件。為確定慢烤安全性試驗參數，國外在20世紀60年代就進行了試驗和理論分析，其中包括測量航母上一個彈藥庫起火狀態下鄰近彈藥庫的升溫過程[30]，通過試驗和機理分析不同升溫速率發動機的反應劇烈程度[31]等，這些研究發現，當升溫速率≤3.3 ℃/h時，發動機的反應最為劇烈。2003年，Desailly D等對該領域前期的研究成果[32-34]進行總結，并通過理論分析和數值仿真，對不同裝藥量、不同殼體強度的發動機在不同升溫速率下的溫度變化、氣孔形成過程、熱點的形成過程、點火點的位置、藥柱表面及藥柱中心的溫度上升過程和質量損失過程等熱化學特性行了數值仿真[35]。通過上述研究，得到如下結論：

(1)不同的升溫速率下，藥柱內部形成熱點的區域不同，升溫速率越高，熱點越靠近藥柱邊緣;

(2)當升溫速率不超過3.3 ℃/h時，藥柱內部溫度梯度較小，發生反應時，藥柱中心能瞬間釋放能量，反應相對更加劇烈。

該研究再次證明，為了在最嚴酷的條件下考核發動機的安全性，北約慢烤試驗標準[26]將升溫速率應控制在3.3 ℃/h是合理的。

3 國外型號發動機慢烤安全性評估現狀

慢烤安全性評估是對武器系統進行慢烤安全性機理分析、試驗、結果評價、改進、再驗證的一個過程[36]，以英國的PGB導彈[37]為例，其方法為：(1)根據發動機在生產、儲運和使用過程中的實際情況確定試驗條件；(2)通過機理分析和數值仿真預測發動機的慢烤安全性，并由此確定試驗及其安全防護方案；(3)對縮比或全尺寸發動機進行慢烤試驗；(4)分析試驗數據或借助仿真，確定發動機在給定條件下的反應劇烈程度，給出安全性結論；(5)探索影響發動機安全性的設計因素，提出改進設計，并進行驗證。

美國、英國、法國、澳大利亞等多個國家對其在用和正在研制的多個型號發動機都開展了慢烤安全性評估。表1給出了美國Aerojet公司[38-39]對其研制的發動機進行的慢烤安全性評估。

表1 美國Aerojet公司開展的發動機慢烤安全性評估Table 1 Solid motor slow-cookoff evaluation in USA Aerojet

除了對發動機進行安全性考核和評估，Aerojet公司還根據試驗數據分析了推進劑配方對發動機慢烤安全性的影響，研究指出：(1)發動機的慢烤安全性主要受推進劑的熱安全性影響；(2)盡管HTPB推進劑具有良好的耐壓特性，但其在慢烤條件下通常發生爆炸，甚至爆轟；(3)在推進劑中適量加入硝酸銨(AN)，可降低反應的劇烈程度。此外，試驗數據顯示，殼體束縛作用也會影響發動機的響應劇烈程度。因此，Aerojet的研究人員對發動機殼體材料及結構也進行了研究，發現：(1)由于殼體束縛會導致發動機內部壓力的增加，當發動機發生反應時，其反應較裸藥而言，要劇烈得多；(2)較鋁合金和鋼殼體而言，凱夫拉和KOA混合殼體發動機的反應程度較弱；(3)設置卸壓孔或應力集中槽的方法，使得發動機在指定的弱束縛處卸壓，從而有效降低反應的劇烈程度[40]。此外，Aerojet公司還驗證了低溫點火器、內部絕熱及噴涂發泡型防火涂料等方案對改善發動機慢烤安全性的有效性。

美國海軍也對在役和在研的固體火箭發動機開展了大量慢烤安全性評估試驗，并對試驗數據進行了數理統計分析，驗證了推進劑配方、殼體材料及結構對發動機慢烤安全性的影響，并得出如下結論[41]：(1)在推進劑配方中，用硝酸銨(AN)部分代替AP或三硝基苯甲硝胺，以提高發動機的慢烤安全性；(2)在推進劑配方中添加含能塑化劑，可在保證其能量特性的同時，提升推進劑的熱穩定性；(3)與鋼殼體相比，凱夫拉或混合殼體發動機的爆炸超壓較低，且爆炸產生的碎片能量也相對較低；(4)卸壓孔或應力集中槽的設計越靠近理論點火點處，越能有效地降低發動機反應的劇烈程度。

4 結束語

隨著國家對安全性認識的不斷深化，武器彈藥的安全性也越來越受到軍方的重視，廣大含能材料研制及發動機、彈總體設計行業對彈藥安全性的認識也基本形成共識，慢烤安全性作為發動機安全性的技術瓶頸也受到了廣泛關注，國內在發動機慢烤安全性評估技術領域應開展如下研究：

(1)為使發動機慢烤安全性技術向著更加安全、更加直觀、更加有效的方向發展，借鑒國外在發動機慢烤安全性研究領域積累的豐富經驗和教訓，深入開展安全性機理研究，分析推進劑組分在熱激勵作用下的反應過程及微觀結構變化，綜合考慮殼體束縛條件對含能材料熱分解特性及內部壓力變化的影響，探索發動機設計參數與其慢烤安全性之間的內在規律。

(2)在試驗方法研究、試驗裝置研制及試驗條件建立等方面，借鑒國外研究成果，對發動機慢烤試驗標準進行轉化，建立試驗條件，對推進劑及發動機整機進行慢烤安全性試驗，積累和分析試驗數據，驗證機理分析的正確性，實現對發動機整機慢烤安全性的有效評估。

(3)在武器發展過程中，借鑒國外在安全性評估中所獲得的規律，協調好威力、熱安全性和研制成本之間的關系，采用含能塑化劑或用AN部分替代AP等組分，在殼體結構中采用卸壓技術，實現威力與安全性的平衡。

(4)在評估方面，不僅要使慢烤安全性評估為武器裝備定型及裝備決策提供服務，還應通過分析和仿真獲得更多與發動機慢烤安全性方面的信息，使得慢烤安全性評估為指導和改進發動機設計，促進彈藥鈍感技術的提升提供有力支撐。

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(編輯：劉紅利)

Solid rocket motor slow-cookoff safety evaluation technology in foreign countries

LI Yi1，ZHAO Ji-wei2，HUO fei2

(1.Military Representative Bureau of NED in Xi'an，Xi'an 710054，China；2.401 Institute of the 4th academy of CASC，Xi'an 710025，China)

The present situation of solid rocket motor slow-cookoff test technology abroad was reviewed based on test method and apparatus research.Slow-cookoff test and evaluation standard were discussed systematically,and the setting basis of main parameters in test was analyzed.Taking typical model weapon as an example,the application of slow-cookoff safety evaluation was explored.Through collecting typical slow-cookoff cases in U.S.Aerojet,influence of propellant formulation,case restrain and modification on motor safety was summarized,and suggestions on solid rocket motor slow-cookoff safety evaluation technology were proposed as follows:learnings from foreign achievements,deepening research on mechanism,exploring the influence of motor design parameters and environmental condition on slow-cookoff safety,establishing test facilities and accelerating the development of suitable evaluation standard for our weapon system.

solid rocket motor；slow-cookoff safety；test technique；evaluation standard；application status

2015-03-21；

：2015-10-30。

李翊(1977—)，男，碩士，研究方向為固體火箭發動機自動控制技術。E-mail:5256607@qq.com

V438

A

1006-2793(2015)06-0897-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.06.028