固體脈沖發動機隔離裝置及其材料研究進展

劉 輝 曾金芳 余惠琴 朱文苑

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固體脈沖發動機隔離裝置及其材料研究進展

劉 輝 曾金芳 余惠琴 朱文苑

（西安航天復合材料研究所，西安 710025）

綜述了固體脈沖發動機隔離裝置（PSD）及其材料的研究現狀，主要介紹了硬質PSD、軟質PSD的設計形式和材料，闡述了陶瓷材料單向破碎式、金屬膜片式、噴射棒式、樹脂隔層、橡膠隔層的優缺點，分析了各類PSD的承壓能力和打開性能，對PSD及其材料的未來發展趨勢提出了一些看法。

固體脈沖發動機；脈沖隔離裝置；設計形式；材料

1 引言

傳統的固體火箭發動機只提供一次推力，通常在導彈前1/3～1/2射程內工作，而后以自由飛行軌跡飛行，難以在導彈末段進行大機動的突防攻擊。未來精確打擊導彈需要合理有效地管理發動機的能量，提高導彈末段突防機動性能[1]。固體火箭發動機的能量管理可以通過多脈沖發動機實現[2]：在同一燃燒室內裝填分隔開的多個推進劑單元，進行多次關機和啟動，合理分配推力及各脈沖時間間隔，進行多次推力控制，是一種十分有效的能量管理途徑。

隔離裝置（PSD）是把各脈沖藥柱在結構上隔離，使各脈沖藥柱分別點火，需要具有良好的耐壓、絕熱能力，能安全、可靠地打開。目前，主要分為硬質PSD和軟質PSD兩種。PSD及其材料的技術突破成為脈沖發動機實現工程應用的關鍵。

2 硬質PSD及其材料

硬質PSD可以明確劃分發動機區域，Ⅰ、Ⅱ脈沖推進劑藥柱間的相互影響很小，可以單獨生產和測試，也易于裝配[3]，適用于金屬殼體和直徑不太大的火箭發動機（≤200mm），主要形式為隔板式，根據其結構形式和所用材料可分為陶瓷材料單向破碎式、金屬膜片式和噴射棒式。

表1列出了國外不同形式硬質PSD所用材料及所應用發動機型號、參數。

表1 國外不同形式硬質PSD所用材料及發動機型號、參數

注：表中“—”為未知，“*”為發動機藥柱參數。

2.1 陶瓷材料單向破碎式隔板

陶瓷材料單向破碎式隔板包括陶瓷組件和支架兩部分，如圖1所示[7]，支架既約束隔板，又是與發動機聯結的組件，陶瓷組件正向承壓能力強、反向易碎，在Ⅰ脈沖工作時承壓，Ⅱ脈沖點火時，因受拉破碎[8]。

1—緊固螺釘 2—密封圈 3—陶瓷隔板 4—上緊固件 5—下緊固件

MACOR玻璃陶瓷的熱傳導率低，耐熱沖擊性能良好，抗壓強度是抗拉強度的幾倍，且具有卓越的可加工性能。傳統陶瓷的加工需要采用價格高昂的刀具和專用磨削設備，加工周期長、成本高。而MACOR玻璃陶瓷只需使用傳統的金屬加工工具，在保證加工精度的情況下，可將其迅速加工成極其復雜的形狀。J. L. C. Carrier等[4]采用MACOR玻璃陶瓷設計圓拱形單向破碎式隔板，隔板厚度為6mm，隔板的凸面朝向Ⅰ脈沖，承受Ⅰ脈沖藥柱燃燒時的高壓，當Ⅱ脈沖藥柱點燃時，隔板凹面因受拉破碎。他所設計的玻璃陶瓷隔板在DIT演示發動機上試驗時，在Ⅰ脈沖19MPa壓強下保持完整，Ⅱ脈沖壓強達到4.8MPa時破碎，試驗成功。

SiBON由Si3N4、SiO2和BN以一定比例混合后經過無壓燒結制得，具有優異的防熱性能、耐燒蝕性能和力學性能[9]。關森[10]等用SiBON陶瓷復合材料設計了一種圓拱狀陶瓷隔板，隔板厚度為5mm，凸側在13.5MPa壓力下結構保持完整，凹側在約3.4MPa破碎。三脈沖原理樣機完成了地面點火試驗，隔板的承壓和密封性能良好。

陶瓷隔板結構簡單、成本低、研制周期短，但其材料抗壓強度和抗拉強度相差較大，導致設計難度較高；且裝配預緊力載荷較大時，隔板易出現裂紋而失效，解決這些問題需要優化陶瓷隔板的設計形式。劉雨[11]通過ANSYS分析發現：減小接觸面摩擦力的同時增大結構預緊力，可降低因材料拉壓破壞強度不同而造成的設計困難。

2.2 金屬膜片式隔板

金屬膜片式隔板結構如圖2所示[12]，支撐件為金屬或非金屬材料，其另一側用金屬膜片進行密封，金屬膜片上附著絕熱層，起絕熱作用，以此實現I、II脈沖之間的隔離。金屬膜片上預制缺陷，在Ⅰ脈沖點火時，起阻隔作用，Ⅱ脈沖點火時，金屬膜片在缺陷處應力集中，或者應變過大，使膜片破裂打開。

圖2 金屬膜片式隔板結構

鋁合金密度低、強度高、塑性好，在固體火箭發動機上應用廣泛。

K. W. Naumann等[5]研制了一種鋁質膜片雙脈沖發動機，直徑120mm，該發動機在-30～+65℃溫度范圍內進行了一系列點火試驗，Ⅰ、Ⅱ脈沖時間間隔在1～30s之間變化，均獲得成功。

LY12鋁合金具有強度高、密度低、易變形的特點。王偉[13]設計了一種由多孔支撐件和金屬膜片組成的隔板組件，膜片采用LY12鋁合金，厚3mm，在上面預制“米”字型缺陷，隔板能承受22.3MPa的壓強，打開壓強為2.1MPa，承壓、密封、打開性能良好。

2A12硬鋁合金取材方便，密度較小，僅為鋼材的35%，比強度高，且具有較好的塑性和良好的成型性能。石瑞[14]等采用硬鋁合金2A12設計了一種“十”字型刻痕鋁膜隔板，鋁膜泊松比為0.33，支架和壓板的材料用45#碳鋼，彈性模量216GPa，泊松比0.3，拉伸強度約800MPa。鋁膜和刻痕厚度影響隔板性能，如表2所示：Ⅱ脈沖的打開壓強與鋁膜厚度、刻痕處鋁膜有效厚度有關，當刻痕處鋁膜有效厚度相同時，打開壓強與鋁膜厚度成正比例關系；當刻痕厚度相同時，打開壓強隨刻痕處鋁膜厚度的增加急劇增加，刻痕處厚度增加0.5mm可使Ⅱ脈沖的打開壓強增加2MPa。因此，刻痕處鋁膜厚度對Ⅱ脈沖打開壓強起決定性作用，鋁膜的刻痕中心處為應變最大區域，Ⅱ脈沖時鋁膜從中間薄弱處破裂爆開，滿足定向破裂的要求。

表2 金屬膜片式隔板膜片和刻痕厚度對性能的影響

目前，國內對金屬膜片式隔板的研究較多，但大多還處于原理樣機或者初樣階段，金屬膜片式隔板組件結構質量重，因此需要設計特殊的結構（如輪輻式支撐件）來減小重量，或采用輕質材料，在降低發動機消極質量的同時滿足脈沖發動機的工作需求。

2.3 噴射棒式隔板

噴射棒式隔板是在隔板基體上以同心圓排列方式鉆孔作噴射用，然后將孔以臺階狀噴射棒堵塞，噴射棒尺寸大的一頭朝向Ⅰ脈沖，在Ⅰ脈沖工作時，噴射孔被噴射棒上的臺階堵住，當Ⅱ脈沖藥柱點火工作時，來自Ⅱ脈沖的壓力把噴射棒吹出，使孔打開，這種隔板結構簡單且密封可靠性高。但李江[15]等發現，塞子吹出后到達噴管的速度可達到30m/s，與噴管碰撞后速度降到3.9m/s，導致噴管喉部出現碰撞損傷，為了減小這種損傷，需要改進隔板塞子布局。由于塞子在Ⅰ級燃燒室中的運動方向幾乎與軸線平行，因此在隔板上半徑等于噴管喉徑的圓環附近不布置或少布置塞子可以減小對噴管的損傷。

S. Nishii[6]研制了一種如圖3所示的噴射棒式隔板，用鉻鉬鋼等難熔金屬材料作隔板基體，重量輕耐燒蝕的纖維增強酚醛復合材料作噴射棒，可承受Ⅰ脈沖8.5MPa的壓強，在Ⅱ脈沖3～5MPa下噴射棒被吹出，間隔時間9.5s。發動機共進行了5次試驗，全部成功。

圖3 噴射棒式隔板組件

3 軟質PSD及其材料

軟質PSD適用于纖維纏繞殼體和大直徑的火箭發動機，可同時起阻燃和隔熱作用，主要有徑向和軸向隔層式。軸向隔層具有結構簡單、容易加工、質量輕等優點，徑向隔層原理簡單，但裝藥、點火工藝復雜，適用于較大直徑的發動機。徑向與軸向混合的多脈沖發動機技術是當今國際上脈沖發動機的最高水平。軟質隔層所用材料一般為高分子材料，如橡膠、樹脂等。

圖4 德國MSA雙脈沖固體火箭發動機

德國MSA雙脈沖發動機采用拜仁化學研制的軟質PSD，如圖4所示，在Ⅰ脈沖工作時，阻止Ⅱ脈沖藥柱被加熱，但不承受燃燒室工作壓力，該設計結構可實現Ⅰ、Ⅱ脈沖幾乎以任意比率分割[16，17]。

3.1 樹脂隔層

樹脂（塑料）在日常生活中及航空航天領域被廣泛應用，與纖維復合后可得到比強度、比模量高、可設計性強、熱穩定性優良的樹脂基復合材料，通過設計能得到滿足脈沖發動機性能需求的隔層材料，但樹脂固化后強度較高，需要在表面預制缺陷以滿足發動機Ⅱ脈沖工作時隔層破裂的要求。

3.1.1 環氧樹脂（EP）隔層

EP是分子中含有兩個或兩個以上環氧基團的有機化合物，分子鏈中的環氧基團可與多種類型的固化劑發生交聯反應形成三維網狀結構高聚物。固化后的環氧樹脂具有良好的物理、化學性能，制品尺寸穩定性好。美國聚硫橡膠公司采用網狀酰胺纖維/環氧樹脂作為隔層材料，研制了一種六脈沖發動機，每個脈沖工作時間為12.5s，脈沖間隔8s，發動機燃氣發生器試驗成功[18]。

3.1.2 聚氨酯（PU）隔層

PU具有抗拉強度高、耐沖擊性能好、粘接性能優異的特點，但其熱穩定性能較差，長期使用溫度僅為80℃。王碩[19]等采用聚氨酯（PU）設計了一種軟質PSD，材料主要參數為：密度1.25g/cm3；拉伸強度60MPa；線膨脹系數1.3×10-4K；伸長率10%；泊松比0.35；拉伸模量3GPa。Ⅰ脈沖工作壓強1MPa，工作時間30s；Ⅱ脈沖工作壓強1.5MPa，工作時間10s；脈沖間隔時間10s。在隔板表面預制刻痕或加工凹腔處理，可使Ⅱ脈沖藥柱工作時隔板及時合理破裂，雙脈沖發動機正常工作。

3.2 橡膠隔層

橡膠隔層在發動機工作時不需要承力，允許在現有殼體內設置一個燃燒室，容易加工，且幾乎能以任意比例分配Ⅰ、Ⅱ脈沖。對合成橡膠來說，其拉伸強度、定伸應力等都很低，因此需要補強以改善其力學性能。橡膠中加入短切纖維后，橡膠基體與纖維之間存在粘結界面，界面性能是影響隔層性能的關鍵因素。另外，橡膠材料具有粘彈性和不可壓縮性，在瞬時沖擊載荷作用下不能很快的通過分子運動使分子鏈拉長來緩沖沖擊，容易發生破壞。

美國波音公司的SRAM-A和SRAM-T導彈，采用端面燃燒軸向隔層式雙脈沖發動機，如圖5所示[20]，長2440mm，直徑440mm。該導彈的工作溫度為-54～+71℃，Ⅰ、Ⅱ脈沖藥柱用橡膠隔層隔離開，每一個脈沖都有獨立的點火系統，使之能實現兩次脈沖間預定程度的延滯，兩脈沖的時間間隔可以在1.5～80s之間變化。

圖5 美國SRAM雙脈沖固體火箭發動機

3.2.1 硅橡膠（SiR）隔層

SiR以Si-O-Si鍵為主鏈，Si-C鍵為特征鍵，分子鏈兼具有機和無機性質[21]。Si-O鍵能約370kJ/mol，在高溫下化學鍵不易斷裂分解，且低溫性能良好，高溫硫化SiR的玻璃化轉變溫度（Tg）在-125℃左右。SiR在燒蝕過程中可形成高熔點的類陶瓷層，在各類橡膠中耐熱性能最好，有機部分高溫分解生成輕質的無冷凝顆粒，礦物部分作為一種固體炭化物仍留在發動機殼體內，信號透過率高，具有低發煙量的特性，滿足發動機低特征信號的要求，另外其還具有良好的阻燃性和抗氧化特性，抗小分子遷移能力強，具有良好的耐高低溫性，滿足戰略戰術導彈寬溫域的需求。

曹熙煒[22]等針對硅橡膠軟隔層雙脈沖發動機Ⅱ脈沖點火延遲問題進行改進，發現只增加點火藥量，隔板破裂太快，能量過早地釋放；只增加隔板厚度，隔板不能按預定位置和方式破裂，影響工作性能。因此需要從兩方面同時改進，即增加能量特性好、壓強貢獻小的組分的同時增加隔層厚度，這樣對點火延遲的改進較明顯且隔層破裂較合理。

3.2.2 三元乙丙橡膠（EPDM）隔層

EPDM是乙烯、丙烯和非共軛二烯烴的三元共聚物，其主鏈完全飽和，化學穩定性好，具有優異的力學性能和耐燒蝕性能[23]，在所有橡膠中密度最低，可以有效地減少導彈或火箭的消極重量，常用做發動機絕熱層或脈沖發動機隔層材料[24]。

美國“標準”-3導彈第三級為先進徑向隔層式雙脈沖發動機，長965mm，直徑342mm，采用了先進的帶藥纏繞殼體成型工藝，隔層與殼體的絕熱內襯為整體式設計，材料為Kevlar纖維填充的EPDM[25]。兩級脈沖工作時間間隔100s。Kevlar纖維具有高強度、高模量、低密度、耐高溫、化學穩定性好的特點，加入到EPDM中可以使其密度降低，而且可以改善其燒蝕性能。

付鵬[26]等針對如圖6所示脈沖發動機軟隔離裝置反向打開過程進行模擬、試驗，隔層材料為EPDM，材料性能如表3所示，試驗過程中燃氣發生器內的壓強迅速達到4.5 MPa，隔層在高壓燃氣的作用下逐漸變形，達到極限后發生斷裂，后續持續作用的表面壓強使斷裂的軸向隔層逐漸發生反向翻轉。模擬與試驗結果表明，用脆性斷裂準則能較準確地預測隔層的破壞位置和壓強，在內壓沖擊載荷作用下隔層薄弱區域首先出現破裂，破裂后下隔層結構逐漸反向打開，最終端口發生嚴重破壞，研究結果可用于發動機隔層的初步設計。

圖6 隔層模型

表3 EPDM隔層材料性能

王春光[27]等設計了一種EPDM軟隔層，可承受來自I脈沖10 MPa的壓強，在II脈沖1.3 MPa壓強下，隔層沿預制缺陷破壞，且打開形式可靠。該EPDM隔層材料性能如表3所示，從表中可以看出，當溫度從20℃降到-40℃時，隔層拉伸強度急劇升高、斷裂延伸率下降57%。主要原因：橡膠材料在低溫條件下分子熱運動減弱，分子鏈及分子鏈段因凍結而失去彈性，橡膠韌性下降，影響發動機低溫性能。隨著導彈性能的日益提高，對發動機的耐溫性提出了更高的要求，要求其耐受溫度為-50～+70℃，工作溫度為-40～+60℃，這就要求研制適應寬溫域的隔層材料。

劉沙石[28]等用Abaquas對芳綸短纖維增強EPDM隔層的強度與失效進行分析，結果表明，隔層應變在遠小于材料的300%～600%極限延伸率時就已失效，主要原因：橡膠基體與纖維之間存在結合界面，當拉伸應變達到一定程度時，基體與填料間出現微裂紋，隨著應變的逐漸增大，發展為宏觀裂紋，并在載荷作用下進一步擴展，最終導致結構失效。針對這一現象，他提出了有效的降低隔層應變方法：增大殼體剛度或減小藥柱與隔層間間隙，為隔層的優化提供了依據。

4 結束語

國外脈沖發動機已經實現了工程化應用，國內脈沖發動機的研究雖取得了一定的成果，但型號應用較少，尚處在原理樣機或初樣階段。著眼于未來導彈武器系統高性能化的迫切需求，未來脈沖發動機隔離裝置及其材料還需進行以下幾個方面的研究：

a. 硬質PSD輕質化。硬質PSD需要輔助絕熱結構，質量相對較重，因此優化PSD設計結構或采用輕質材料是未來發展的關鍵。

b. 軟質PSD失效模式分析。高性能的復合材料殼體多采用軟質PSD，在瞬時沖擊下，其實際破壞延伸率遠小于其材料斷裂延伸率。因此，改善軟質PSD動態力學性能以及開展其結構失效模式分析工作至關重要。

c. 耐低溫PSD材料的研制。隨著導彈武器系統的快速發展，對發動機耐溫性要求更高，因此寬溫度范圍脈沖發動機低溫-40℃或更低溫度下工作需求成為研制重點之一。

d. 多脈沖發動機的研制。國外已研制出六脈沖發動機，多脈沖發動機技術已趨于成熟，國內目前主要針對的是雙脈沖發動機，為提高戰術導彈的機動性，對其能量進行合理有效的管理，多脈沖固體火箭發動機技術將會成為未來的發展方向。

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Progress of Separation Device in Pulse Solid Rocket Motor and It’s Materials

Liu Hui Zeng Jinfang Yu Huiqin Zhu Wenyuan

(Xi’an Aerospace Composites Research Institute, Xi’an 710025)

The research status of pulse separation device (PSD) in pulse solid rocket motor and it’s materials were reviewed in this paper. Introduced the design forms and materials of rigid PSD and soft PSD. The advantages and disadvantages of ceramic material one-way broken mode, jet rod mode, metal piece mode, resin soft mode, and rubber soft mode were explained. Analyzed the pressure capability and opening performance of various PSDs. Finally, some opinions on the future development trend of PSD and its materials were presented.

pulse solid rocket motor；pulse separation device (PSD)；design forms；materials

劉輝（1995），碩士，材料科學與工程專業；研究方向：復合材料纖維、基體及界面。

2018-04-02