某型高能固體火箭發動機烤燃性能研究

徐松林，劉文一，高慶福

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某型高能固體火箭發動機烤燃性能研究

徐松林1，劉文一1，高慶福2

（1. 91550部隊91分隊，大連，116023；2. 國防科技大學航天科學與工程學院，長沙，410073）

為研究某型高能固體發動機的熱安全性，建立了發動機在火燒環境下的有限元計算模型，數值模擬了發動機及裝藥在不同烤燃工況下的溫度分布和爆炸延遲期。研究表明，大型發動機烤燃特性與小型發動機呈現相同規律，熱擴散速率在快速烤燃工況下較大，溫度梯度在慢速烤燃工況下較大，烤燃速率對推進劑起始反應位置有一定影響。發動機尺寸和快烤環境溫度對其熱安全性影響較大，發動機尺寸減小和溫度升高均導致推進劑點火延遲時間明顯降低。

固體火箭發動機；高能裝藥；烤燃；爆炸延遲期

0 引 言

固體火箭發動機作為一種典型的含能裝置，是導彈上除戰斗部之外最大的含能裝置和危險源，而熱激勵是引發其意外發生燃燒爆炸反應的最常見誘因。發動機熱安全性是研究熱載荷作用下推進劑裝藥發生燃燒、爆炸等危險性反應的臨界條件及響應過程。固體火箭發動機中的點火器和推進劑裝藥等含能材料，是熱激勵作用下發生危險性反應的主體。由于點火器點火藥量對系統整體放熱影響不大，所以一般不予考慮，發動機熱安全性只限于推進劑裝藥與殼體組成的系統。

目前，國內外針對固體火箭發動機的熱安全性做了大量工作[1~3]。小型發動機的熱安全性研究以全尺寸實驗為主；大型發動機特別是大型高能發動機的熱安全性實驗開展較難、經費較高，主要采取數值模擬計算方式進行研究。為了研究NEPE裝藥的某大型高能發動機熱安全性，對其裝藥在快烤和慢烤情況下的溫度分布、臨界溫度和反應延遲時間等進行了模擬計算，并于前期進行的丁羥推進劑裝藥的發動機烤燃性能進行了對比分析。

1 熱數值模擬理論

1.1 發動機與環境熱交換

發動機殼體表面熱交換邊界條件為

關于發動機與外界熱交換的理論見文獻[4]和 文獻[5]，關于上式及式中相關參數物理意義此處不再重述。

1.2 發動機熱爆炸延遲期

固體火箭發動機是一種由裝藥、絕熱層和殼體等組成的典型放熱系統，任務中通過化學推進劑的點火燃燒釋放高溫工質產生推力。當外界存在熱源時，熱量會通過殼體與發動機裝藥進行熱交換，導致內部環境溫度變化，進一步對裝藥燃燒和釋能速率產生影響。在裝藥發生點火反應之前，發動機系統熱分解、傳熱及熱交換過程可描述如下[5]：

殼體（標注c）或絕熱層（標注i）：

推進劑裝藥（標注p）：

2 計算及結果分析

2.1 計算模型及參數

發動機為前后翼柱型裝藥，基于藥柱的幾何對稱性，計算時取1/8模型建立三維有限元模型，共劃分10 272個單元，有限元模型如圖1所示[6]。計算前提條件參照前期丁羥推進劑裝藥的發動機烤燃性能研究[5]，采用的發動機及其高能裝藥材料熱性能參數如表1所示。高能推進劑活化能為56.9 MJ/kmol，分解熱為 1.567 MJ/kg。

圖1 裝藥有限元模型

表1 發動機及其裝藥熱性能參數

2.2 慢速烤燃

聯合國《關于危險貨物運輸的建議書試驗和標準手冊》、美國防部《彈藥與爆炸品危險性分級方法》和GB/T 14372-2013《危險貨物運輸爆炸品的認可和分項試驗方法》等標準文件規定，慢速烤燃要求環境溫度均勻且以3.3 ℃/h的速率上升。圖2為計算時長 110 h獲得的推進劑裝藥在計算時域內最高溫度隨時間的變化情況。

圖2 慢速烤燃時推進劑最高溫度隨時間變化情況

由圖2可以看出，曲線可分為4段：a）加熱的0～20 h，裝藥溫升非常緩慢；b）20～52 h，升溫速率明顯加快，溫度從50 ℃上升至270 ℃；c）52～88 h，裝藥溫度再次進入平臺階段，基本保持不變；第四段為加熱88 h以后，裝藥溫度再次上升明顯。

與文獻[5]的研究結果對比可知，該大型發動機的爆炸延遲階段為52～88 h，88 h后高能推進劑開始發生放熱反應并導致爆炸，臨界反應溫度為272 ℃。大型發動機的爆炸延遲期明顯長于小型發動機 （25～47 h）。

圖3和圖4分別為70 h和89 h時推進劑的溫度分布云圖。與前期研究獲得的結論一致，加熱70 h時發動機屬于爆炸延遲階段，裝藥處于吸熱儲能狀態，靠近絕熱層的推進劑溫度梯度較大。加熱89 h后裝藥溫度已經超過了臨界溫度，裝藥內表面溫度和溫度梯度都要大于靠近絕熱層部分。

圖3 70h時推進劑溫度分布云圖

圖4 89h時推進劑溫度分布云圖

2.3 快速烤燃

快速烤燃要求將待測發動機直接置于874 ℃的火焰環境中，圖5為獲得的計算時長2 000 s的推進劑在計算時域內的最高溫度隨時間變化曲線。

圖5 快速烤燃時推進劑最高溫度隨時間變化

由圖5可以看出，與慢速烤燃不同，曲線大致分為3個階段：第1階段為烤燃的前83 s內，推進劑溫度基本以恒定速率快速上升；第2階段為83～1 420 s，裝藥溫度基本保持不變，維持在約275 ℃；第3階段為加熱1 420 s后，推進劑溫度再次急劇上升。

同理，與文獻[5]進行對比，裝藥爆炸延遲期為83～1 420 s，約1 420 s后高能推進劑由于內部發生放熱反應而爆炸，臨界溫度為275 ℃左右。快速烤燃下大型發動機的爆炸延遲期同樣明顯長于小型發動機（63～697 s）。

圖6和圖7為快速烤燃工況下反應前后推進劑溫度分布云圖。

圖6 50s時推進劑溫度分布云圖

圖7 1430s時推進劑溫度分布云圖

由圖6可知，50 s時裝藥處于持續升溫階段，靠近殼體部分的溫度相對較高，且向裝藥內部大范圍擴散，推進劑徑向厚度越小，其溫差范圍越大，溫度在221～223 ℃之間。由圖7可知，加熱1 430 s時裝藥已經開始放熱反應，靠近翼面根部的裝藥最先反應，此時內部升溫速率大于殼體外部的加熱速率，熱量沿裝藥徑向由內向外擴散。推進劑徑向厚度小的區域最先達到臨界溫度而開始放熱反應，這與慢烤試驗是不同的。對比兩種烤燃工況可以看出，熱擴散速率在快速烤燃工況下較大，溫度梯度則是在慢速烤燃工況下較大，這是因為溫差大時熱量傳播更快，而外界溫度緩慢上升時導致溫度梯度分布較大。

3 快速烤燃外界溫度影響

為研究高能固體發動機在不同物質燃燒導致的火災中的反應情況，對不同環境溫度下發動機的快速烤燃過程進行了數值模擬計算，結果如表2所示。

表2 快速烤燃環境溫度對發動機反應過程的影響

由表2可以看出，隨著外界火焰溫度的升高，高能發動機點火延遲時間明顯降低，臨界溫度稍有升高，即高能發動機在高溫火焰環境下會更快引發反應。

4 結 論

在慢速和快速烤燃工況下，本大型高能固體火箭發動機的高能裝藥分別在加熱約52 h和83 s后進入爆炸延遲期，88 h和1 420 s后分別達到臨界反應溫度，范圍在272～275 ℃內。大型發動機烤燃特性與小型發動機呈現相同規律：熱擴散速率在快速烤燃工況下較大，溫度梯度則相反；烤燃速率對推進劑起始反應位置有一定影響，慢速烤燃條件下裝藥翼面尖部先達到臨界溫度，而快速烤燃工況下是推進劑翼面根部先發生反應，這是因為裝藥熱量傳遞的厚度決定了其儲熱能力。發動機尺寸和快烤環境溫度對其烤燃熱安全性影響較大，發動機尺寸降低和烤燃溫度升高均導致推進劑點火延遲時間明顯降低。

[1] 原渭蘭, 潘浪. 一種艦載導彈固體火箭發動機烤燃過程的數值計算方法[J]. 艦船科學技術, 2009, 31(7): 129-132.

[2] Cocchiaro J E. Subscale fast cook-off testing and modeling for the hazard assessment of large rocket motors[R]. The Johns Hopkins University, ADA 390020, 2001.

[3] Chassagne F, Bordachar S. Large Solid Rocket Motor safety analyses: Thermal effects issues[C]. Portland: 34th Department of Defense Explosives Safety Board Seminar., 2010.

[4] 陳廣南, 張為華. 固體火箭發動機撞擊與熱安全性分析[M]. 北京: 國防工業出版社, 2008.

[5] 劉文一, 焦冀光. 固體發動機裝藥熱安全性數值分析[J]. 裝備環境工程, 2016,13(2) : 17-21.

[6] 馮長根. 熱爆炸理論[M]. 北京: 科學出版社, 1988.

[7] 賀朝霞. 噴管形式對固體火箭發動機熱安全性的影響[J]. 中國科技論文, 2013, 8(8): 798-799.

Research on the Cook-off Performance of High Energy Solid Rocket Motor

Xu Song-lin1, Liu Wen-yi1, Gao Qing-fu2

(1. Unit 91 of PLA 91550, Dalian, 116023; 2. Space Science and Engineering College in National University of Defense Technology, Changsha, 410073)

The finite-element model of high energy solid rocket motor (SRM) is established to investigate the thermal safety of SRM when it is cooked-off, the temperature distribution and the explosion delay period of propellant were numerical simulated under fast cook-off mode and slow cook- off mode. It proves that the scale of motor have no obvious influence on the cook-off characteristic, the thermal diffusivity under fast cook-off mode is greater than that under slow cook-off mode, but the temperature gradient is negative; the reaction position of propellant is different when it achieved critical temperature. The scale of SRM and the outside temperature have obvious influence on the thermal safety; the decreased of scale or increased of temperature will reduce the explosion delay period of SRM dramatically.

Solid rocket motor; High energy propellant; Cook-off; Explosion delay period

1004-7182(2017)06-0024-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20170606

V512

A

2017-05-25；

2017-11-03

徐松林（1983-），男，博士，主任工程師，主要研究方向為武器裝備試驗