自由裝填固體火箭發動機的快烤響應特性試驗 ①

顏 密, 田小濤, 王紹增, 陳俊屹, 湯 祥, 黃 萌

(西安現代控制技術研究所, 西安 710065)

0 引言

固體火箭發動機對快烤的響應特性是固體火箭發動機低易損性[1-2]的重要組成部分，具體是指固體火箭發動機在受到外界火焰直接作用下做出不反應、燃燒、爆燃、爆炸、爆轟等響應的性能[3]。

李高春等[4]對固體火箭發動機在外界熱源作用下的加熱過程進行了數值模擬，分析了固體火箭發動機內部的推進劑在外界熱源作用下的燃燒特點，并確定了發動機產生熱危險性的臨界溫度和起始燃燒時間。原渭蘭等[5]對艦載導彈烤燃進行了數值研究，建立了艦載導彈固體火箭發動機烤燃過程數值模型，分析了發動機的溫度-時間分布曲線、溫度-空間分布曲線和著火延遲時間。齊強等[6]介紹了艦載導彈發射艙相鄰艙室起火時火源對艙內導彈的烤燃研究方法，分析了影響烤燃過程的各種因素，建立了一般烤燃傳熱數學模型，模擬計算了某型導彈烤燃溫度-時間的變化過程。梁國定等[7]提出在對固體火箭發動機烤燃進行數值計算時，應考慮接觸熱阻的對傳熱過程的影響，并給出了有無接觸熱阻情況下的推進劑起始燃燒時間。

Lan Pwell[8]指出固體火箭發動機的殼體結構和裝藥結構是影響發動機熱響應程度的關鍵因素之一。Cocchiaro等[9]提出在快速加熱環境下的貼壁澆注發動機的失效機制。與貼壁澆注的發動機不同，自由裝填的固體火箭發動機殼體與裝藥之間一般留有裝配間隙，殼體上涂有絕熱涂料，裝藥外側裹有包覆層等。發動機結構的不同會導致其快烤響應機制產生差異。

本文針對一種自由裝填固體火箭發動機對快烤的響應特性進行試驗研究和理論分析。搭建了固體火箭發動機快烤試驗平臺，進行了全尺寸的自由裝填固體火箭發動機快烤試驗。通過對發動機快烤試驗過程和試驗結果進行分析，給出了被試發動機的分階段響應特性、響應時間和響應等級。通過對被試發動機的解體過程和剩余裝藥殘骸進行分析，總結分析了被試發動機的快烤失效機制。

1 試驗

固體火箭發動機快烤試驗系統包括被試發動機、油池系統、點火系統、測溫系統、視頻監控系統及驗證板，系統示意圖如圖1所示。

圖1 固體火箭發動機快烤試驗系統示意圖

被試發動機為自由裝填固體火箭發動機，由自由裝填裝藥、燃燒室、尾管和噴管組成，其結構示意圖如圖2所示。自由裝填裝藥由一級裝藥、二級裝藥和包覆層組成。一級裝藥結構為盲星孔加端燃，采用高燃速改性雙基推進劑；二級裝藥結構為端燃，采用低燃速改性雙基推進劑；包覆層為三元乙丙橡膠。其中，兩種推進劑的主要成分皆為硝化棉、硝化甘油、黑索金、奧克托金、鋁顆粒和安定劑，皆為非鈍感推進劑。燃燒室殼體材料為高強度鋼，燃燒室殼體內壁涂有隔熱涂料。隔熱涂料內壁面和裝藥外壁面留有裝配間隙。噴管收斂段裝有防潮堵蓋，材料為聚四氟乙烯。為了避免點火具產生響應從而對發動機的快烤響應過程產生干擾，被試發動機不帶點火具。

油池系統包括油池、燃料、支架、頂桿。其中，油池選用3 mm厚的鋼板焊接，底面1.5 m×1.3 m，高0.7 m；燃料為JETA-1型航空煤油，加注量保證快烤時間大于等于18 min；支架由鋼焊接制成，用于支撐被試發動機，保證其不掉入油池中；頂桿由鋼制成，用于抵抗發動機烤燃點火之后形成的推力，限制被試發動機在試驗中可能產生的移動。

圖2 自由裝填發動機結構示意圖

測溫系統由熱電偶、補償導線及溫度采集模塊組成。6路熱電偶，分別布置在被試發動機的前后左右上下20 mm處。視頻采集模塊為試驗場高清視頻監控系統，3個高清攝像頭分別位于試驗區的前方100 m、左前方50 m和右前方30 m處。驗證板由Q235A鋼制成，厚度6 mm，2塊驗證板分別位于被試發動機左右兩側2 m處?？炜驹囼灛F場布置情況如圖3所示。

圖3 發動機快烤試驗現場布置情況

2 試驗結果

參考美軍標MIL-STD-2105D的快速烤燃考核試驗方法，將任意2個熱電偶溫度達到550 ℃的時刻值定義為發動機快烤的起始時刻，即為本次試驗中的0時刻。發動機快烤試驗過程時間軸如圖4所示。依據快烤試驗過程中發動機的不同狀態，將試驗過程分為兩次響應、三個階段。兩次響應依次為發動機點火和發動機解體，三個階段依次為快烤溫度場建立階段、第一響應階段和第二響應階段。快烤溫度場建立階段指的是從燃油點火到任意2個熱電偶溫度達到550 ℃的階段。第一響應階段指的是任意2個熱電偶溫度達到550 ℃到發動機點火的階段，該階段的時長為1 min 28 s；第二響應階段指的是發動機點火到發動機解體的階段，該階段的時長為1 min 43 s。這里將重點對發動機的第一次響應、第二次響應、第一響應階段和第二響應階段進行研究和分析。

圖4 發動機快烤試驗時間軸

2.1 第一響應階段

在第一響應階段中，發動機燃燒室殼體、尾噴管的外觀沒有表現出明顯變化，噴管的防潮堵蓋在燃氣高溫作用下燒毀，并失去隔斷燃燒室內外氣體的功能。發動機在第一響應階段狀態變化見圖5。

(a)防潮堵蓋未燃燒 (b)防潮堵蓋燃盡

在圖5(a)中，噴管的防潮堵蓋清晰可見，如圖中黑圈標記區內的白色斑點所示；在圖5(b)中，黑圈標記區內的白色斑點消失不見，這說明發動機的防潮堵蓋已燒毀，燃燒室與外界高溫環境通過尾管聯通。

2.2 發動機第一次響應

發動機第一次響應為發動機在快烤作用下發生自點火，裝藥開始燃燒。三視角的發動機點火過程圖6所示。其中，圖序號中1、2、3分別代表中間、右側、左側三個視角，a、b、c代表點火過程中的初期、發展和完成三個階段。由圖6可知，發動機點火過程的初期，噴管出口處可見一束明亮的黃色火焰，火焰的發展方向為噴管出口所指的方向；隨著點火過程的發展，噴管出口處的火焰區域逐漸增大；到點火完成的時刻，噴管尾焰已經十分明顯，可確定一級裝藥的燃面已全部點燃。

(1-a) (1-b) (1-c)

(2-a) (2-b) (2-c)

(3-a) (3-b) (3-c)

2.3 發動機第二響應階段

在發動機點火之后，一級裝藥的推進劑持續燃燒，狀態如圖7所示。由圖7可知，一級裝藥的燃燒強度很大，噴管尾焰的長度超過5 m。伴隨聲響，聲音強度高于發動機正常工作。一級裝藥的燃燒時間與發動機的高溫工作時間相近。一級裝藥燃燒時，燃燒室殼體、噴管等結構完整、尚未失效。

在一級推進劑燃燒末期，鈦合金尾管殼體溫度上升而強度下降，噴管與尾管的螺紋連接處首先失效，噴管被高速氣流吹出，落點距離被試發動機80 m，噴管飛出瞬間如圖8(a)所示；隨后，在外部加熱和高速氣流的共同作用下，尾管襯層失效并被噴出，噴出瞬間如圖8(b)所示。

圖7 一級推進劑燃燒

(a)噴管飛出 (b)襯層飛出

在尾管襯層和噴管被噴出之后，氣流在噴喉處的壅塞狀態消失，燃燒室壓強快速下降。另外，一級裝藥燃燒完畢，二級裝藥開始燃燒，推進劑燃面減小，燃燒室壓強進一步下降。在低于設計狀態的壓強下，二級推進劑的實際燃速遠小于設計燃速，推進劑的燃燒時間延長，使得裝藥燃燒時間遠大于發動機設計工作時間。二級裝藥的尾焰狀態如圖9所示。

在發動機第二響應階段中，推進劑燃燒的尾焰持續從噴管中排出，發動機產生推力。若發動機為自由狀態，發動機可能會運動甚至飛行，導致火情擴大或者帶來其他次生災害。

2.4 發動機第二次響應

發動機第二次響應為二級裝藥燃燒中斷，發動機發生解體，過程如圖10所示。由圖10可知，在發動機解體過程初期，尾管出口處的尾焰消失，并噴出一團灰色煙霧；隨后冒出火團并迅速擴大，整個過程伴隨較大的聲響。

圖9 二級裝藥燃燒

圖10 發動機解體過程

試驗后，對發動機的殘骸進行了收集。發現燃燒室殼體掉入了油池之中，結構完整無變形。兩塊驗證板無明顯痕跡。在油池周圍15～20 m的范圍內發現了尾管內襯殘骸、尾管后蓋及裝藥頭部補償墊，如圖11(a)所示；在20～80 m的范圍內發現了尺寸為4～8 cm的裝藥碎塊和包覆層碎片，如圖11(a)所示；在80 m處發現了剩余的頭部裝藥，如圖11(b)所示。

(a)裝藥碎塊和包覆層碎片 (b)剩余的頭部裝藥

3 快烤響應特性分析

3.1 被試發動機的快烤響應特性分析

由試驗過程和結果的分析可知，被試發動機的快烤響應特性為多次多階段響應，具體包括：

(1)藥柱內表面自點火現象；

(2)推進劑持續燃燒；

(3)發動機解體。

3.1.1 裝藥內表面自點火機理分析

被試發動機在第一響應階段經歷了有無防潮堵蓋兩個狀態。在防潮堵蓋未燒毀之前，燃燒室內部與外界高溫氣體隔離，裝藥受到的加熱量主要來自外界高溫氣體通過殼體由外向內的熱傳導，藥柱外側的包覆層和外層推進劑首先被加熱。

在防潮堵蓋燒毀之后，藥柱外側的包覆層和外層推進劑持續被加熱，外界高溫環境通過尾管和燃燒室聯通。由于尾管通道狹長，燃燒室氣體和外界高溫氣體通過尾管形成的自然對流十分微弱，管內氣體的熱傳導也十分微弱。因此，外界高溫氣體通過對流換熱和熱傳導對裝藥內表面推進劑的加熱幾乎可以忽略不計。由于外界高溫氣體為航空煤油燃氣，含有大量的C(s)、CO、CO2、H2O(g)等組分，具有較強的熱輻射特性。因此，外界高溫氣體主要通過輻射對裝藥內表面推進劑進行加熱。在上述情況下，裝藥內表面推進劑自點火機理有兩種可能：

(1)推進劑在達到自分解溫度后，開始產生可燃的自分解氣體，氣體積累到一定量之后，通過尾噴管排出，在噴管出口處被點燃并產生回火，進一步將裝藥內表面推進劑點燃并持續燃燒。

(2)推進劑在達到自分解溫度后，開始分解并放熱，在自分解放熱和輻射加熱的雙重作用下，推進劑發生自點火并持續燃燒。

3.1.2 發動機解體機理分析

發動機剩余的頭部裝藥如圖12所示。由圖12可知，在剩余頭部裝藥側面的包覆層有明顯可見的灼燒痕跡，裝藥有大片撕裂痕跡。這是由于藥柱外側的包覆層和外層推進劑首先被加熱；隨著溫度的升高，包覆層內側材料和外層推進劑開始自分解，產生氣體并放熱，在推進劑內部及推進劑與包覆層之間形成小氣穴；隨著時間的推移，氣穴中積累的氣體增多，氣穴體積進一步增大；隨著推進劑溫度的進一步上升，氣穴附近的推進劑分解加劇，氣穴壓強快速上升，導致裝藥結構破壞并點燃。

在裝藥結構破壞之后，大面積的推進劑燃燒使得燃燒室頭部壓強快速上升，高壓將剩余裝藥由發動機頭部推向尾管，在尾管出口處產生圖10(a)和(b)所示的灰色煙霧團。隨后，瞬間的沖擊作用使得發動機后蓋被剪斷并飛出，剩余裝藥飛出，發動機解體。

由于固體火箭發動機的推進劑為自帶氧化劑的含能材料，在達到自分解溫度后，推進劑快速的分解產生氣體并釋放熱量，釋放的熱量又導致附近推進劑溫度進一步升高，自分解反應加劇，形成正激勵反應。因此，裝藥中的氣穴一旦形成，裝藥結構將會迅速破壞。

圖12 裝藥頭部的響應痕跡

3.2 自由裝填固體火箭發動機與貼壁澆注發動機快烤響應特性對比分析

3.2.1 貼壁澆注發動機的快烤響應特性

貼壁澆注發動機的典型結構一般為殼體、襯層/絕熱層、裝藥緊密貼合在一起，中間沒有間隙。貼壁澆注發動機在快烤作用下的初始階段響應機制如圖13所示[9-10]。

圖13 貼壁澆注發動機在快烤初始階段的響應機制

首先，發動機的徑向溫度梯度迅速升高，在推進劑未被明顯加熱時，最靠近殼體的襯層/絕熱層材料已經開始自分解；隨后，在自分解氣體和殼體受熱膨脹的雙重作用下，殼體和襯層局部脫粘，產生氣縫；隨著時間的推移，襯層/絕熱層繼續自分解，外層推進劑溫度升高，開始自分解。在發動機的后續快烤響應中，可能有以下三種情況發生：

(1)殼體局部強度下降，在熱集中區首先發生破壞，外層推進劑暴露于高溫常壓環境中，局部點燃并由外向內燃燒；

(2)裝藥結構完整性發生破壞并點燃，藥柱外側、內部推進劑同時燃燒，在殼體的約束下，產生爆燃及以上的響應；

(3)襯層脫粘，外側裝藥點燃，由于氣縫中的氣體難以排出，在殼體的約束下，產生爆燃及以上響應。

3.2.2 被試發動機與貼壁澆注發動機的快烤響應特性對比分析

與貼壁澆注發動機相比，被試發動機的裝藥與殼體之間多了絕熱涂料和裝配間隙，在快烤初期，包覆層外側材料的自分解產物可直接排入裝配間隙，難以在殼體附近形成熱集中區，殼體很難局部破壞形成泄壓口。被試發動機在第二次響應后，燃燒室殼體仍然結構完整。被試發動機的裝藥內表面推進劑快于外層推進劑做出響應，裝藥燃面發生自點火并持續燃燒，尾焰持續從尾噴管排出，使得發動機產生推力。同時，推進劑的持續燃燒消耗掉了大部分推進劑，減弱了被試發動機第二次響應的程度。

與貼壁澆注發動機快烤響應機制相同的是被試發動機的包覆層和外層推進劑首先被加熱，發生自分解反應，產生氣體并釋熱量，在藥柱內部形成氣穴，這些氣穴是導致裝藥結構破壞的主要原因。

4 結論

(1)被試發動機的試驗過程可分解為兩次響應、三個階段。兩次響應分別為發動機點火和發動機解體。三個階段分別為溫度建立階段、第一響應階段和第二響應階段。

(2)被試發動機第一響應階段的時間為1 min 28 s，發動機第二響應階段的時間為1 min 43 s，整體響應時間為3 min 11 s。

(3)可確定外界高溫氣體對裝藥內表面推進劑的輻射加熱作用是推進劑自點火的直接原因，更詳細的推進劑自點火機理需要進一步的深入研究。

(4)在快烤作用下，包覆層和外層推進劑發生自分解反應，導致未燃燒的頭部裝藥發生結構破壞并點燃，使得發動機頭部壓力急升，最終導致發動機解體。

(5)與貼壁澆注發動機不同的是被試發動機具有殼體難以局部破壞形成泄壓口、裝藥內表面推進劑快于外層推進劑做出響應等快烤響應特性；與貼壁澆注發動機相同的是由于被包覆層和外層推進劑發生自分解反應而生成的小氣穴，是導致快烤過程中裝藥結構發生破壞的主要原因。