裝藥尺寸及結構對HTPE推進劑烤燃特性的影響

楊 筱，智小琦,楊寶良,李娟娟

(1.中北大學地下目標毀傷技術國防重點學科實驗室，山西 太原 030051； 2.西安現代控制技術研究所，陜西 西安 710065；3.晉西工業集團有限責任公司，山西 太原 030027)

裝藥尺寸及結構對HTPE推進劑烤燃特性的影響

楊 筱1，智小琦1,楊寶良2,李娟娟3

(1.中北大學地下目標毀傷技術國防重點學科實驗室，山西 太原 030051； 2.西安現代控制技術研究所，陜西 西安 710065；3.晉西工業集團有限責任公司，山西 太原 030027)

利用自行設計的烤燃實驗裝置，對HTPE推進劑小尺寸烤燃試樣分別進行了升溫速率為1、2℃/min的烤燃實驗，以此為基礎，建立了小尺寸烤燃試樣和固體火箭發動機的三維計算模型，利用Fluent軟件分別對兩者不同升溫速率下的烤燃行為進行了數值模擬計算，研究了小尺寸烤燃試樣與固體火箭發動機的裝藥尺寸及結構差異對HTPE推進劑烤燃響應特性的影響。結果表明，HTPE推進劑的烤燃響應時間、響應溫度隨升溫速率的變化趨勢與裝藥尺寸及結構無關，但響應時間和響應溫度的絕對值與裝藥尺寸及結構均有很大關系，升溫速率為3.3℃/h(0.055℃/min)時，小尺寸烤燃試樣的響應時間為40.3h，響應溫度為158℃，而固體火箭發動機響應時間為28.83h，響應溫度為120.13℃。推進劑裝藥尺寸及結構對烤燃點火位置有明顯影響，進而影響到烤燃速度范疇的區分，小尺寸烤燃試樣慢烤升溫速率不大于2℃/min，而固體火箭發動機慢烤升溫速率為小于0.5℃/min。因此，對快速、慢速烤燃的嚴格劃分，必須結合裝藥尺寸、裝藥結構及推進劑種類等因素進行。升溫速率對固體火箭發動機存在熱積累臨界位置效應，本研究條件下影響熱積累臨界位置的升溫速率為0.5℃/min。

HTPE推進劑；固體火箭發動機；烤燃特性；小尺寸烤燃試樣；數值模擬；烤燃實驗

引 言

烤燃實驗是檢驗和評估彈藥熱易損性的重要方法[1]，對彈藥的設計、制造、運輸、貯存及使用具有重要指導意義。近年來，推進劑的熱安全性問題日益引起重視，國內外學者對固體推進劑的烤燃特性做了大量研究。Komai等[2]以GAP/AP推進劑和HTPB/AP推進劑為對象進行了小尺寸慢烤(SCO)實驗。結果表明，GAP/AP推進劑的慢烤響應劇烈程度比HTPB/AP推進劑更溫和。Rodrigo等[3]利用小尺寸慢烤裝置(SCTV)對不同組分的HTPE推進劑響應特性進行了研究。結果表明，HTPE推進劑中有機相的軟化對慢烤響應特性有重要影響。陳中娥等[4]利用同步差示掃描-熱重聯用儀(DSC-TG)、掃描電鏡(SEM)和慢烤實驗，研究了HTPB推進劑的熱分解特性與慢烤行為的關系。結果表明，AP熱分解形成孔隙是影響HTPB推進劑慢烤響應劇烈程度的主要因素，并提出了改善HTPB/AP推進劑慢烤響應特性的技術途徑。趙孝彬等[5]以HTPE推進劑、GAP推進劑的烤燃試樣為研究對象，研究了固體推進劑慢烤特性的影響因素，包括配方組成、燃速、升溫速率、約束條件、自由體積等。丁黎等[6]以高固含量改性雙基推進劑為研究對象，采用非限定烤燃試驗測定了推進劑的熱爆炸臨界溫度，并通過高壓熱分解研究了固含量對臨界溫度的影響機理。陳晨等[7]開展了不同老化程度GATo-3推進劑的熱安全性研究。結果表明，隨著貯存時間的延長，GATo-3推進劑的安定劑含量降低，熱分解速率加快，自燃延滯期變短。楊后文等[8]以AP/HTPB復合推進劑為研究對象，通過數值模擬，研究了慢烤、快烤環境下固體火箭發動機的烤燃特性。

目前對固體推進劑熱安全性的研究主要以小尺寸試樣的慢烤實驗和熱分析為主。而實際的固體火箭發動機藥柱尺寸較大，結構較復雜，且實驗難度和成本較大。因此，研究裝藥尺寸及結構對推進劑烤燃特性的影響對固體火箭發動機的熱安全性評估具有重要意義。

本研究以HTPE推進劑為研究對象，分別以1、2℃/min的升溫速率對小尺寸試樣進行烤燃實驗，在此基礎上，利用Fluent軟件分別對小尺寸模型和實際固體發動機模型在不同條件下的烤燃行為進行數值模擬計算，通過研究裝藥尺寸及結構差異對推進劑烤燃特性的影響，以期為固體火箭發動機的熱安全性評估提供參考。

1 實 驗

1.1 實驗裝置

烤燃實驗裝置主要由計算機、MR13島電溫控儀(調節精度0.1℃)、烤燃爐及鎳鎘/鎳硅熱電偶(1級精度)組成。MR13島電溫控儀、烤燃爐和熱電偶構成溫控反饋調節系統，控制烤燃試樣殼體外壁以一定的升溫速率升溫。利用自行設計的SFO計算機軟件實時采集烤燃實驗過程中溫度—時間歷程曲線。

1.2 實驗方法

用內壁Φ19mm×38mm、壁厚3mm烤燃試件裝填HTPE推進劑，裝藥密度為1.726g/cm3，裝藥質量為18.6g。試件材料為45號鋼，且殼體與端蓋用螺紋連接。試件初始溫度(25±1)℃，試樣外壁分別以1、2℃/min的升溫速率慢速升溫，直至發生響應。烤燃過程中實時采集試樣外壁的溫度—時間曲線，記錄響應溫度、響應時間和響應劇烈程度。根據響應后收集的試件破片狀態及溫度—時間曲線，評估推進劑的響應等級。為保證實驗數據的可靠性，每組做3發平行實驗。小尺寸烤燃試樣結構示意圖和實物圖如圖1所示。

圖1 小尺寸烤燃試樣圖Fig.1 The pictures of small size cook-off sample

2 數值模擬

2.1 烤燃物理模型

2.1.1 小尺寸烤燃模型

由圖1烤燃試樣可知，小尺寸烤燃試樣為軸對稱結構，為簡化計算，取1/4三維烤燃模型進行數值模擬，不考慮端部螺紋連接對計算結果的影響。

2.1.2 固體火箭發動機模型

裝填HTPE推進劑的固體火箭發動機結構簡圖如圖2所示。燃燒室材料為40SiMnMoV，外徑Φ170mm，壁厚2.5mm，圓柱內壁有3mm厚隔熱層。推進劑裝藥為整體澆注結構，總長1400mm，裝藥質量5075g，裝藥形狀分別為單孔管(A段)、星形過渡段(B段)和星孔形裝藥(C段)3部分。單孔管內徑50mm，長985mm，過渡段長125mm，傾角為16°，星孔段長290mm。噴管壁厚2.5mm，喉部用2.5mm厚堵蓋密封。燃燒室、噴管、堵蓋三者構成密封模型，密封空間的氣體為空氣。發動機為旋轉對稱結構，為簡化計算，取1/9三維模型進行數值模擬計算。

圖2 固體火箭發動機結構簡圖Fig.2 Schematic drawing of solid rocket motor

發動機三維烤燃模型如圖3所示。

圖3 發動機三維烤燃模型Fig.3 Three-dimensional cook-off model of rocket motor

2.2 理論模型與計算方法

2.2.1 理論模型

為簡化計算，根據烤燃模型做以下基本假設： (1)烤燃過程中推進劑各物理化學參數保持不變；(2)推進劑不發生相變且化學反應為零級放熱反應；(3)推進劑的自熱反應遵循Arrhenius方程；(4)發動機內密封氣體為理想氣體。

固體推進劑遵循Frank-Kamenetskii方程[9]，柱坐標系下表達式為

(1)

式中：ρ為反應物密度(kg/m3);cv為比熱容(J·kg-1·K-1);λ為熱導率(J·kg-1·K-1·s-1);Q為反應物反應熱(J/kg);A為指前因子(s-1);E為活化能(J/mol),R為普適氣體常數(J·mol-1·K-1);f(a)為反應功能函數，所用計算模型為零級反應模型，故f(a)=1。

發動機內密封空氣域因受熱不均、密度差異及重力作用，出現自然對流傳熱，其控制方程[10]見式(2)～式(4)。

質量守恒方程：

(2)

動量守恒方程：

(3)

能量守恒方程：

(4)

式中:ρ為密度(kg/m3);Si為動量守恒方程的廣義源項(包括重力項);k為導熱系數(J·m-1·K-1·s-1);c為比熱容(J·kg-1·K-1)。

2.2.2 計算方法

圖4 小尺寸烤燃試樣網格模型Fig.4 Grid model of small size cook-off sample

推進劑的自熱反應源項，由C語言編寫子程序，以子函數形式通過用戶自定義(UDF)功能導入軟件。小尺寸模型只考慮殼體、推進劑的熱傳導。固體火箭發動機模型除考慮推進劑、隔熱層、殼體的熱傳導外還考慮空氣域的熱傳導。因固體火箭發動機內部空氣域存在自然對流傳熱和輻射傳熱，在模擬時需設置重力加速度項，并采用理想氣體狀態方程模擬自然對流，采用Rosseland輻射模型[11]模擬輻射傳熱。

模型中不同材料(殼體、隔熱層、推進劑、空氣)間的接觸面為耦合邊界。小尺寸1/4模型的截面設置對稱邊界條件，而固體火箭發動機1/9模型的截面設置周期邊界條件。兩個烤燃模型的外壁都為溫度邊界條件，初始溫度為25℃，升溫速率設定為0.055～2.0℃/min，加熱至推進劑發生點火。

推進劑化學反應動力學材料參數由DSC熱分析實驗測得，反應熱為6.348×106J/kg，指前因子為7.25×108s-1，為提高數值模擬結果與實驗結果的吻合度，以此為基礎，對活化能做了適當修改，由所測值101761J/mol修改為114261J/mol。而計算過程所需的材料物性參數見表1。

表1 材料物性參數

3 結果與討論

3.1 實驗結果分析

HTPE推進劑的小尺寸烤燃實驗結果如表2所示。

表2HTPE推進劑慢速烤燃實驗結果

Table2Theexperimentresultofslowcook-offofHTPEpropellant

β/(℃·min-1)t/minT/℃實驗終態響應等級1139．8165．0端蓋沖開，殼體完好燃燒273．3171．6端蓋沖開，殼體完好燃燒

注：t為烤燃響應時間；T為烤燃響應環境溫度。

由表2可見，升溫速率1℃/min時，響應溫度為165℃；升溫速率2℃/min時，響應溫度為171.6℃。

除臭規模總風量Q為13 000 m3/h，共計2套處理系統，其中，一期設計風量9 000 m3/h，二期設計風量4 000 m3/h，除臭工藝采用生物土壤濾池除臭技術。首先將O池中的惡臭氣體密封加蓋，防止惡臭氣體外溢，采用不銹鋼收集風管進行收集，通過引風機將惡臭氣體引至生物土壤濾池進行處理，處理后的氣體無組織達標排放。

烤燃試樣響應后破片狀態如圖5所示。

圖5 烤燃試樣實驗后狀態Fig.5 Status of cook-off sample after test

由圖5可見，升溫速率為1和2℃/min時，除端蓋沖開外，試件都無明顯變形，響應等級均為燃燒。同時，小尺寸烤燃試樣與固體火箭發動機的裝藥尺寸及結構有顯著不同，因此，該實驗所得推進劑烤燃響應等級并不適用于固體火箭發動機。

3.2 計算結果分析

不同升溫速率下小尺寸烤燃試樣和固體火箭發動機烤燃的計算結果如表3所示。

表3 不同升溫速率下烤燃計算結果

Table3Calculatedresultsofcook-offatdifferentheatingrates

β/(℃·min-1)t1/ht2/hT/℃烤燃試樣固體火箭發動機0．05540．3028．83158．00120．130．08326．7319．72158．63123．620．10022．3616．75159．17125．510．5004．574．21162．00151．241．0002．352．32166．00164．271．5001．591．64167．77172．482．0001．201．28169．50178．68

注：t1為小尺寸烤燃試樣響應時間；t2為固體火箭發動機響應時間；T為烤燃響應環境溫度。

由表3可知，當升溫速率為1℃/min時，小尺寸烤燃試樣的計算響應溫度為166℃，升溫速率為2℃/min時，計算響應溫度為169.5℃，與實驗結果吻合較好，說明推進劑參數可用于固體火箭發動機的數值模擬。實驗中沒有測量到推進劑的點火溫度，只能通過計算得到點火溫度。由文獻[7-8]可知，升溫速率對推進劑的點火溫度基本無影響。因此，取1和2℃/min兩個升溫速率下，點火溫度的平均值作為推進劑的點火溫度。升溫速率為1和2℃/min的烤燃試樣點火時刻溫度云圖如圖6所示。

圖6 升溫速率1、2℃/min下烤燃試樣點火時刻的溫度云圖Fig.6 Temperature distribution at ignition cook-off sample at heating rates of 1℃/min and 2℃/min

由圖6可知，點火點都在藥柱幾何中心，兩者平均點火溫度為232.36℃。在隨后的數值模擬中，只要HTPE推進劑的最高溫度與232.36℃的相對誤差在1%以內，則認為此時推進劑已發生點火。

與表3中小尺寸烤燃試樣和固體火箭發動機的計算結果對比發現，因裝藥尺寸差異和裝藥結構的變化，二者的烤燃響應時間及響應溫度有顯著不同。升溫速率為3.3℃/h(0.055℃/min)時，小尺寸烤燃試樣和固體火箭發動機的響應時間分別為40.3h和28.83h，響應溫度分別為158℃和120.13℃；升溫速率為2℃/min時，小尺寸烤燃試樣和固體火箭發動機的響應時間分別為1.2h和1.28h，響應溫度分別為169.5℃和178.68℃。小尺寸烤燃試樣的響應溫度隨升溫速率的變化較小，其最大響應溫差為11.5℃，而固體火箭發動機的響應溫度隨升溫速率的變化較大，其最大響應溫差為58.56℃。

升溫速率與響應時間、響應溫度的關系曲線如圖7所示。

圖7 升溫速率與響應時間和溫度的關系曲線Fig.7 Relation curves of heating rate with response time and temperature

由圖7可見，兩者的響應時間和響應溫度隨升溫速率的變化趨勢一致，即隨升溫速率的減小，響應時間都呈指數增長，響應溫度都呈對數減小。因此，HTPE推進劑的烤燃響應時間、響應溫度隨升溫速率的變化趨勢與裝藥尺寸及結構無關，但響應

時間和響應溫度的絕對值與裝藥尺寸及結構均有很大關系。

小尺寸烤燃試樣升溫速率0.055℃/min下點火時刻的溫度云圖如圖8所示。

圖8 升溫速率0.055℃/min下烤燃試樣點火時刻的溫度云圖Fig.8 Temperature distribution at ignition of cook-off sample at heating rate of 0.055℃/min

由圖8結合圖6可見，升溫速率0.055～2℃/min時，點火位置均在藥柱幾何中心。不同升溫速率下固體火箭發動機的烤燃點火位置見表4。固體火箭發動機不同升溫速率下點火時刻的溫度云圖如圖9所示。由圖9結合表4可見，升溫速率小于0.5℃/min時，點火位置均在藥柱內部，升溫速率大于或等于0.5℃/min時，點火位置均靠近藥柱單孔管端面，且1.5、2.0℃/min時的點火位置已在藥柱端面的棱角處。由此可見，裝藥尺寸及結構對HTPE推進劑的點火位置有顯著影響。且由于尺寸及結構效應影響到升溫速率快速、慢速烤燃的區分。根據文獻[12]中所提出的快速、中速和慢速烤燃的判斷方法可知，本研究小尺寸烤燃試樣，升溫速率0.055～2℃/min時均為慢速烤燃。但對固體火箭發動機而言，升溫速率小于0.5℃/min可劃分為慢速烤燃；升溫速率為0.5、1.0℃/min時可劃分為中速烤燃；升溫速率為1.5、2.0℃/min時可劃分為快速烤燃。因此，對推進劑而言，區分烤燃速率范疇不僅要考慮升溫速率，還要結合裝藥種類、裝藥尺寸和結構來綜合判定。

圖9 不同升溫速率下發動機點火時刻的溫度云圖Fig.9 Temperature distribution at ignition of motor at different heating rates

表4 不同升溫速率下發動機慢烤點火位置

Table4Ignitionpositionsofmotorslowcook-offatdifferentheatingrates

β/(℃·min-1)軸向(距藥柱單孔管端面)/mm徑向(距藥柱內表面)/mm0．055919．5～936．580．083926．0～936．080．1932．0～954．080．512．1～16．3401．05．0～9．6471．52．2～7．2492．00～5．750

此外還可以發現，發動機存在臨界升溫速率效應。當升溫速率小于0.5℃/min時，點火位置徑向距藥柱內表面均為8mm，而軸向介于藥柱中間區域與過渡段之間，且隨升溫速率的增大，點火位置逐漸向過渡段方向偏移，但始終在單孔管段；當升溫速率大于或等于0.5℃/min時，隨升溫速率的增大，點火位置逐漸向單孔管端面棱角處外移。藥柱單孔管長大于過渡段與星孔段之和，從藥柱過渡段到噴管，存在較大空氣域，比單孔管利于熱擴散，致使藥柱溫度分布軸向不對稱，影響藥柱的熱積累，進而產生熱積累的臨界位置效應。因此，固體火箭發動機軸向結構的不對稱性是產生此臨界效應的主要原因。

4 結 論

(1)HTPE推進劑的烤燃響應時間、響應溫度隨升溫速率的變化趨勢與裝藥尺寸及結構無關，但響應時間和響應溫度的絕對值與裝藥尺寸及結構均有很大關系。

(2)推進劑裝藥尺寸及結構對烤燃點火位置有明顯影響，進而影響到烤燃速率范疇的區分。因此，對快速、慢速烤燃的嚴格劃分，必須結合裝藥尺寸、裝藥結構及推進劑種類等因素進行。

(3)升溫速率對固體火箭發動機存在熱積累臨界位置效應，本研究條件下熱積累臨界位置的升溫速率為0.5℃/min。

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Influences of Charging Size and Structure on Cook-off Characteristics of HTPE Propellant

YANG Xiao1, ZHI Xiao-qi1, YANG Bao-liang2, LI Juan-juan3

(1. National Defense Key Laboratory of Underground Damage Technology, North University of China, Taiyuan 030051,China;2. Xi′an Modern Control Technology Research Institute, Xi′an 710065,China； 3. Jinxi Industries Group Co., Ltd, Taiyuan 030027,China)

A cook-off test of small size cook-off sample with HTPE propellant at heating rate of 1 and 2℃/min was conducted by using self-designed cook-off test apparatus. On this basis, three-dimensional calculation models about small size cook-off sample and solid rocket motor were established. The numerical simulation and calculation of their cook-off behaviors at different heating rates were conducted by Fluent software. The influences of the differences of charging size and structure between small size cook-off sample and solid rocket motor on the cook-off response characteristics of HTPE propellant were researched. The results show that the change trend of cook-off response time or temperature along with heating rate has nothing to do with charging size and structure, but the absolute values of response time or temperature have great relationship with charging size and structure. The response time and temperature of small size cook-off sample are 40.3h and 158℃ at the heating rate of 3.3℃/h(0.055℃/min), but the solid rocket motor are correspondingly 28.83h and 120.13℃. Charging size and structure of propellant have obvious effect on the ignition positions of cook-off, and then affect the distinction of cook-off range of heating rate. The slow cook-off heating rate of the small size cook-off sample is not more than 2℃/min,while the solid rocket motor is correspondingly less than 0.5℃/min. Therefore, factors such as charging size, charging structure and kinds of propellant must be considered in the strict partition of fast and slow cook-off. Solid rocket motor has heat accumulation critical position effect about heating rate, and the heating rate of heat accumulation critical position is 0.5℃/min under the condition of this study.

HTPE propellant; solid rocket motor; cook-off characteristics; small size cook-off sample; numerical simulation; cook-off experiment

10.14077/j.issn.1007-7812.2016.06.015

2016-07-05；

2016-10-12

楊筱(1990-)，男，碩士研究生，從事彈藥易損性研究。E-mail:420381yx@sina.com

TJ55;V512

A

1007-7812(2016)06-0084-06