固體火箭發動機易損性試驗研究

李瑞鋒，黨永戰，李宏巖，王 中

（西安近代化學研究所，西安，710065）

0 引 言

隨著武器裝備的快速發展，彈藥的安全性要求越來越高。國外從20世紀70年代開始對不敏感彈藥進行研究，旨在提高武器彈藥在戰場和戰備條件下，在遇到特殊的環境條件刺激時，能將偶然引發的反應可能性和隨之產生的對武器平臺和人員的危害程度降低到最低。目前美國形成了美國軍標MIL-STD-2105D《非核彈藥危險性評估試驗》，北約成立了彈藥安全性信息分析中心，形成了標準STANG4439，對所有服役的彈藥進行易損性評估和測試。相比之下，中國在不敏感彈藥方面的研究進展較為緩慢。固體火箭發動機是導彈的重要組成部分，設計低易損發動機、進行固體火箭發動機易損性研究也是固體火箭發動機安全性研究的一個重要方向，在發動機艦用化等方面具有重要意義[1]。目前中國主要進行了低易損推進劑小尺寸發動機試驗及仿真研究。楊筱等[2]通過小尺寸試驗和仿真計算研究了裝藥尺寸及結構對推進劑烤燃試驗的影響；張杰凡等[3]通過小尺寸推進劑烤燃試驗研究了不同烤燃速率下推進劑的內部溫度分布規律及響應特征；張超等[4]進行了小尺寸固體推進劑射流撞擊試驗，研究了不同撞擊方向和長徑比情況下的試驗結果；趙孝彬等[5]進行了小尺寸推進劑烤燃試驗，研究了不同配方、烤燃速度及約束條件對于響應結果的影響；魏祥庚[6]進行了丁羥推進劑（Hydroxyl-terminated Polybutadiene，HTPB）和推進劑（Nitrate Ester Plasticized Polyether Propellant，NEPE）模擬發動機的槍擊試驗，表明鋼制殼體發動機易損性較差；方學謙等[7]進行了小尺寸固體推進劑7項易損性試驗，建立了試驗方法和評估準則。以上研究表明，在易損性試驗中，推進劑的尺寸、約束條件、殼體材料、試驗方法對于試驗結果均會產生影響。而對于固體發動機的易損性評估，應在小尺寸推進劑試驗的基礎上，結合計算仿真對全尺寸發動機進行易損性評估才更具有實際意義。由于全尺寸發動機的易損性評估試驗安全風險大、試驗成本高等原因，中國目前很少有這方面的研究。江明等[8]進行了導彈戰斗部快烤、慢烤、子彈撞擊等試驗研究，建立了戰斗部進行易損性試驗的試驗方法及評估準則；高飛等[9]對機載導彈戰斗部進行了安全性試驗并對鈍感彈藥的研究體系給出了建議。這些針對戰斗部進行的全尺寸彈試驗研究，對于全尺寸固體火箭發動機的易損性研究具有一定的借鑒意義。

本研究開展了某型固體火箭發動機易損性試驗評估，進行了快速烤燃、慢速烤燃和子彈撞擊3項易損性評估試驗。根據國外不敏感彈藥評價標準對試驗結果進行了分析判定，得出固體火箭發動機的易損性結論。

1 發動機易損性評估判定方法

根據美國軍標MIL-STD-2105D的規定，響應結果類型共分為爆轟、部分爆轟、爆炸、爆燃、燃燒和無響應6種。結合試驗結果，根據裝藥、殼體、見證板以及沖擊波超壓等數據進行響應類型判定。判定準則如表1所示[10]。表1選自美國軍標2105D，是目前中國進行不敏感彈藥易損性試驗研究主要的判定依據。

表1 響應類型判定Tab.1 Response Type Decision

續表1

《北約不敏感彈藥引入與評價政策》STANG 4439規定彈藥在經歷各項易損性試驗考核時的通過標準[11]，如表2所示。

表2 彈藥易損性通過要求Tab.2 Ammunitions Vulnerability Pass Requirement

固體火箭發動機易損性評估試驗依照美國軍標MIL-STD-2105D進行。標準規定，易損性評估試驗項目包含為快速烤燃、慢速烤燃、子彈撞擊、射流撞擊、破片撞擊、殉爆試驗共6項。由于是首次進行全尺寸固體火箭發動機易損性試驗，本研究只進行了快速烤燃、慢速烤燃以及子彈撞擊3項試驗。

2 固體火箭發動機3項易損性試驗

2.1 試驗發動機概況

被試發動機為某貼壁澆鑄金屬殼體固體火箭發動機（不含點火裝置）。發動機整體外形尺寸約Φ180 mm×2300 mm，裝藥量約45 kg。發動機外形結構如圖1所示。

圖1 試驗發動機示意Fig.1 Experimental Motor Sketch

2.2 快速烤燃試驗

2.2.1 試驗原理

快速烤燃試驗是模擬發動機在勤務處理、貯存運輸和戰場環境中遭受火焰包圍時的安全性試驗。將發動機懸掛在火焰源中進行燒烤，根據試驗發動機發生反應的劇烈程度，評定其快速烤燃性能。

a）儀器。

溫度傳感器，溫度記錄儀，電點火器，錄像監控設備。

b）設備。

支撐筒，支撐架，見證板，燃料槽，發動機殼體，試驗發動機。

c）材料。

航空煤油，工業酒精，點火頭，點火包 。

d）試驗布局。

試驗發動機固定在支撐架上，裝有航空煤油的燃料槽放置在發動機下方，燃料液面距離發動機殼體下表面約420 mm。4個溫度傳感器布置在發動機前后左右4個方向，距殼體表面約40 mm。燃料槽尺寸為2600 mm×800 mm，確保試驗時火焰可全面包圍發動機。

在試驗場挖一個深度約3 m的試驗坑，將快烤試驗裝置放入試驗坑內，發動機前端安裝支撐筒，支撐筒頂到試驗坑墻壁上，在推力方向對發動機進行約束。支撐架通過鋼釬固定在試驗坑內，使發動機被完全約束，避免試驗過程中發動機響應后發生失控飛行。

見證板為5 mm厚的鋼板，豎直放置在發動機左右兩側，距離發動機殼體約1 m，發生響應后可通過見證板表面的凹坑情況判斷響應程度。

快速烤燃試驗布局如圖2所示。

圖2 快速烤燃試驗布局Fig.2 Fast Cook-off Experiment Sketch

2.2.2 試驗過程

a）進行火焰溫度及傳感器的標定。

按照試驗布局圖布置空發動機殼體以及溫度傳感器進行試驗。在燃料槽中先加入深50 mm的水，再加入深40 mm的航空煤油，在燃料槽內放置點火包。點火后燃料開始燃燒，可得到火焰溫度-時間曲線（見圖3），溫度取 4個傳感器測得的溫度平均值。火焰燃燒過程中最高溫度達到800 ℃以上，各溫度傳感器均能正常穩定地獲取測試數據，認為數據有效，傳感器工作正常，方可繼續進行試驗。

圖3 火焰溫度-時間特性曲線Fig.3 Temperature-time Curve of Flame

b）發動機快速烤燃試驗。

試驗過程中 4個溫度傳感器記錄所得曲線如圖 4所示。

圖4 快烤試驗溫度-時間曲線Fig.4 Temperature-time Curve of Fast Cook-off Experiment

由圖4可知，傳感器開始升溫時刻記為零點，響應發生時刻為 85 s，此時傳感器記錄響應溫度平均為710 ℃。響應發生時溫度傳感器可能被損壞、發生位移或溫度超出量程（1200 ℃），故響應后傳感器1、2溫度曲線失真，傳感器3比較接近標定的火焰溫度曲線，表明響應結束后傳感器3可繼續正常工作，傳感器4溫度下降較快，可能是在沖擊作用下發生位移遠離了火焰區，故測得溫度下降較快。

2.2.3 試驗結果

響應后支架上無任何發動機殼體碎片存留（見圖5），殼體碎片、碎藥塊如圖6所示。

圖6中最大碎片尺寸約為100 mm×100 mm，最大碎藥尺寸約為30 mm×30 mm。碎片散步在試驗點40 m區域內。見證板完整，表面有輕微劃痕及凹坑。快烤試驗結果如表3所示。

圖5 響應后試驗現場Fig.5 Testing Site after Response

圖6 響應后收集的發動機碎片 Fig.6 Collected Motor Fragments after Response

表3 快烤試驗結果Tab.3 Fast Cook-off Test Result

2.2.4 響應類型判定

試驗結果表3與判定表1對比，根據裝藥及殼體碎片類型、拋射距離、見證板變形情況等綜合判定，發動機快速烤燃試驗響應類型為第Ⅲ類爆炸。

2.3 慢速烤燃試驗

2.3.1 試驗原理

慢速烤燃試驗是模擬發動機在儲存環境中受到環境溫度緩慢升高影響的安全性試驗。它是將發動機放置在可控制溫度以一定速率（3.3 ℃/h）升高的慢烤箱中進行烤燃，直到發動機發生響應或400 ℃為止。根據響應的劇烈程度，評定其慢速烤燃性能，試驗布局如圖7所示。

圖7 慢速烤燃試驗示意Fig.7 Slow Cook-off Experiment Sketch Map

發動機固定在慢烤箱內的支撐架上，慢烤箱體內壁設有保溫層以確保箱內溫度恒定。溫度傳感器分別布置在發動機表面和慢烤箱空腔內，用以測量發動機表面的溫度和發動機所處環境溫度。慢烤箱設有的加熱器、循環風機、溫度閉環控制系統可確保慢烤箱按照設定的升溫程序進行升溫。發動機噴管處箱蓋留有排氣口，采用密封保溫材料填充。若響應時發動機發生燃燒，產生的燃氣火焰可從排氣口排出卸壓。慢烤箱尺寸約2.6 m×1.3 m×1.5 m。

慢烤試驗不設置見證板，發動機放置在慢烤箱內，箱體的形變情況可作為響應類型判定的參照物。

2.3.2 試驗過程

研究表明升溫速率不大于3.3 ℃/h時，裝藥內部溫度梯度較小，發生反應相對劇烈，因此國外相關標準規定慢烤試驗升溫速率為 3.3 ℃/h[12]。在試驗過程中，考慮試驗時間等因素，可先快速升溫至一定溫度，保溫一段時間使得裝置內部達到熱平衡，再以3.3 ℃/h的加熱速率進行試驗。本次試驗也采取了這種方法，首先將慢烤箱內部溫度升溫至60 ℃，恒溫2 h再進行緩慢升溫。慢烤箱內溫度曲線如圖8所示。由圖8可知，慢烤試驗發動機發生響應比較劇烈，且慢烤試驗時間須持續約30 h。試驗安全風險較高，需采取安全防范措施。

圖8 慢烤試驗溫度特性曲線Fig.8 Temprature Curve of Slow Cook-off Experiment

2.3.3 試驗結果

發動機慢烤試驗時長為28 h，響應溫度為142 ℃。響應伴有巨響，現場有震感，慢烤箱周邊土圍被嚴重破壞。現場的錄像監控、照明設備、溫度傳感器等設備均被損壞。慢烤箱完全破壞，形成大量形狀不規則、大剪切率的碎片，碎片拋射范圍在700 m范圍內，但未發現殘余的裝藥碎塊。

2.3.4 響應類型判定

熳烤試驗結果如表4所示。試驗結果表4與表1對比，根據殼體及慢烤箱碎片類型、拋射距離、裝藥情況等判定發動機慢速烤燃試驗響應類型為第Ⅰ類爆轟。

表4 慢烤試驗結果Tab.4 Slow Cook-off Test Result

2.4 子彈撞擊試驗

使用12.7 mm穿甲燃燒彈射擊發動機，考核發動機在戰場或貯存條件下被子彈擊中后的響應情況，子彈速度為（850±20） m/s。在撞擊試驗中，撞擊位置一般選取最敏感部位，同時考慮最敏感部位在實戰中被擊中的概率進行綜合評估。發動機中的敏感器件為點火裝置，但本試驗中發動機不含點火裝置，故子彈撞擊位置選實心裝藥處，撞擊位置為距離前端800 mm處。

2.4.1 試驗方案

a）試驗用儀器設備：12.7 mm子彈發射裝置，12.7 mm穿甲燃燒彈（標準彈），固定支架，見證板，沖擊波超壓測試設備、高速攝影設備，試驗發動機。

b）試驗布局：發動機采取豎直向下、噴管朝上的方式通過固定支架緊固在試驗場，利用地面支撐力來抵消發動機響應時產生的推力。為避免子彈撞擊以及發動機響應時產生的側向力引起發動機翻轉或位移，發動機頭部需放入地面坑內，坑深約200～300 mm，固定支架通過鋼釬緊固在地面上，可確保發動機的約束可靠，防止意外發生。子彈撞擊發動機試驗布局如圖9所示。

圖9 子彈撞擊試驗示意Fig.9 Bullet Impact Test Sketch

2.4.2 試驗過程

完成子彈速度的測試、打靶精度測試等準備工作后進行子彈撞擊試驗，采用高速攝影對撞擊過程進行錄像。子彈撞擊瞬間如圖10所示。子彈從發動機穿過瞬間有火焰從噴管和彈孔位置噴出，0.2 s后裝藥開始燃燒，子彈穿出部位殼體破碎，并在高溫燃氣作用下脫落。燃燒火焰從彈孔部位以及噴管噴出，裝藥持續燃燒至耗盡。發動機殼體其他部位完好。

圖10 子彈撞擊瞬間示意Fig.13 Bullet Impact Moment

2.4.3 試驗結果

子彈擊中后發動機裝藥開始持續燃燒直至耗盡。殼體被撞擊部位發生破壞并脫落。少量殼體碎片及碎藥塊散落在5 m范圍內，發動機殼體其他部分完好。

見證板表面完整無響應痕跡，超壓傳感器未采集到沖擊波超壓數據。

2.4.4 響應類型判定

子彈撞擊試驗結果如表5所示。試驗結果表5與表1對比，根據殼體及裝藥碎片、裝藥消耗情況判定發動機子彈撞擊試驗響應類型為第Ⅴ類燃燒。

表5 子彈撞擊試驗結果Tab.5 Bullet Impact Test Result

2.5 試驗結論

固體火箭發動機在快速烤燃試驗中響應類型為爆炸，在慢速烤燃試驗中響應類型為爆轟，在子彈撞擊試驗中響應類型為燃燒。

3 結 論

a）本研究提出了適用于固體火箭發動機易損性評價的試驗方案和響應類型判定方法，搭建了快速烤燃、慢速烤燃、子彈撞擊3項易損性試驗系統，并對某固體火箭發動機進行了3項易損性試驗測試，得到發動機3項試驗測試的響應類型；

b）試驗固體火箭發動機快速烤燃試驗的響應類型為爆炸，對速烤燃試驗的響應類型為爆轟，子彈撞擊試驗的響應類型為燃燒；

c）固體火箭發動機3項易損性試驗方案合理可行，能夠達到固體火箭發動機易損性研究的目的，對于今后開展其他固體火箭發動機及不敏感彈藥的易損性研究具有一定的借鑒和參考意義。