絕熱層厚度對(duì)自由裝填固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)烤燃特性的影響①

肖 冰,田小濤,王紹增,顏 密,張 楠,井立峰,蘇 征

(西安現(xiàn)代控制技術(shù)研究所,西安 710065)

0 引言

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)是導(dǎo)彈武器系統(tǒng)的主要?jiǎng)恿ρb置，其中固體推進(jìn)劑通常占發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量的50%以上。裝載在坦克、戰(zhàn)機(jī)、航空母艦等作戰(zhàn)平臺(tái)上的導(dǎo)彈在貯存、運(yùn)輸、戰(zhàn)斗等過程中，可能遭遇撞擊、跌落、槍擊、燃燒、爆炸等意外刺激，一旦固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生燃燒甚至爆轟等響應(yīng)，極易引發(fā)二次災(zāi)害，造成人員傷亡和武器平臺(tái)毀傷。近年來，隨著武器導(dǎo)彈性能要求越來越高，對(duì)高能固體推進(jìn)劑發(fā)動(dòng)機(jī)的需求越來越大，遭遇意外刺激后產(chǎn)生燃爆響應(yīng)的幾率逐漸升高。因此，具有高安全性能的鈍感彈藥已成為國(guó)防領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。

鈍感彈藥是指彈藥不僅能可靠地達(dá)到所設(shè)計(jì)的性能指標(biāo)、技術(shù)要求和戰(zhàn)備需求，且當(dāng)受到意外的刺激時(shí)，能有效降低發(fā)生強(qiáng)烈響應(yīng)的可能性，減少對(duì)發(fā)射平臺(tái)、輔助系統(tǒng)及人員的附帶傷害。烤燃試驗(yàn)是研究和考核彈藥鈍感性能的常用方法，按升溫速率可分為快速烤燃和慢速烤燃。COCCHIARO等根據(jù)貼壁澆注固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)快速烤燃的試驗(yàn)結(jié)果給出了殼體的失效機(jī)制。高靖等通過對(duì)大量國(guó)外烤燃試驗(yàn)研究，指出固體發(fā)動(dòng)機(jī)在快烤條件下的反應(yīng)機(jī)理為襯層、絕熱層受熱分解釋放氣體，殼體和襯層脫粘，導(dǎo)致裝藥外表面首先被點(diǎn)燃，而在慢烤條件下推進(jìn)劑是由于自加熱導(dǎo)致裝藥內(nèi)部首先發(fā)生著火。顏密等設(shè)計(jì)了自由裝填固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的快速烤燃試驗(yàn)，根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果將被試發(fā)動(dòng)機(jī)快烤過程分為點(diǎn)火和解體兩次響應(yīng)，指出快烤過程中流進(jìn)裝藥內(nèi)部高溫氣體的熱輻射作用是導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火的直接原因，藥柱與包覆層之間由于熱分解產(chǎn)生的小氣穴是導(dǎo)致裝藥結(jié)構(gòu)破壞進(jìn)而引起發(fā)動(dòng)機(jī)解體的主要原因。梁國(guó)定等基于有限元法對(duì)有無接觸熱阻的固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)快烤過程進(jìn)行了仿真計(jì)算，指出接觸熱阻對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)著火延遲時(shí)間有重要影響。李記威等指出高安全點(diǎn)火系統(tǒng)、低易損性HTPE推進(jìn)劑、鋼帶纏繞粘接殼體(SSL)和碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料殼體會(huì)有效降低固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)烤燃試驗(yàn)的響應(yīng)程度。龐愛民提出固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸、藥型、藥柱肉厚、絕熱結(jié)構(gòu)、傳熱方式、升溫速率、約束條件等對(duì)烤燃響應(yīng)程度影響顯著。聶建新等對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體緩釋技術(shù)進(jìn)行了研究，分別闡述了整體失強(qiáng)、頭/筒分離、局部排氣的工作原理，指出排氣道臨界面積和開啟時(shí)刻是固體發(fā)動(dòng)機(jī)殼體低易損性設(shè)計(jì)的兩個(gè)關(guān)鍵因素。MCGUIRE等采用多步化學(xué)分解模型和熱傳導(dǎo)模型對(duì)在烤燃條件下的單質(zhì)炸藥的反應(yīng)過程進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，得到的著火延遲時(shí)間與試驗(yàn)研究結(jié)果誤差很小。齊強(qiáng)等對(duì)于處于鄰艙起火時(shí)的艦載導(dǎo)彈烤燃過程進(jìn)行了研究，用數(shù)學(xué)方法模擬計(jì)算了烤燃時(shí)間與溫度變化關(guān)系。原渭蘭等建立了艦載導(dǎo)彈固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)考慮熱傳導(dǎo)、對(duì)流換熱、熱輻射以及化學(xué)反應(yīng)源項(xiàng)的烤燃一維傳熱理論模型，基于有限差分計(jì)算出了發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火延遲時(shí)間，并給出了溫度-時(shí)間曲線和溫度-空間分布曲線。楊后文、葉青、余永剛等基于兩步總包反應(yīng)建立了AP/HTPB推進(jìn)劑的二維非穩(wěn)態(tài)數(shù)值計(jì)算模型和固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)二維快烤和慢烤數(shù)值計(jì)算簡(jiǎn)化模型，獲得了發(fā)動(dòng)機(jī)在不同升溫速率下快烤和慢烤的著火延遲時(shí)間、著火溫度以及著火位置，指出升溫速率、自然對(duì)流對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)烤燃著火溫度、著火延遲時(shí)間和著火位置皆有影響。楊筱、智小琦等對(duì)不同結(jié)構(gòu)的炸藥進(jìn)行了慢烤試驗(yàn)和仿真計(jì)算，得到絕熱層材料、炸藥種類、裝藥尺寸是影響炸藥烤燃結(jié)果的重要因素，以及針對(duì)不同裝藥尺寸及結(jié)構(gòu)的HTPE推進(jìn)劑固體發(fā)動(dòng)機(jī)建立了慢烤三維數(shù)值仿真模型，得到裝藥尺寸及結(jié)構(gòu)對(duì)烤燃點(diǎn)火位置有影響的結(jié)論。宋柳芳等對(duì)大、中、小尺寸的HTPE推進(jìn)劑固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了快烤試驗(yàn)、慢烤試驗(yàn)和數(shù)值模擬，計(jì)算結(jié)果表明，三種尺寸的發(fā)動(dòng)機(jī)快烤和慢烤著火點(diǎn)皆不相同，并指出在發(fā)動(dòng)機(jī)安全性設(shè)計(jì)時(shí)要充分考慮裝藥結(jié)構(gòu)和尺寸。

本文以某自由裝填固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，建立了二維快速烤燃和慢速烤燃數(shù)值模型，分別計(jì)算不同絕熱層厚度的發(fā)動(dòng)機(jī)的快烤和慢烤著火延遲時(shí)間、著火溫度、著火位置。以期對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)烤燃特性和熱安全性評(píng)估研究提供參考。

1 數(shù)值建模

1.1 物理模型

被試發(fā)動(dòng)機(jī)為單室雙推自由裝填式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，由燃燒室、主裝藥、后蓋、尾管及噴管等結(jié)構(gòu)組成。圖1為被試發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖。發(fā)動(dòng)機(jī)外徑170 mm，總長(zhǎng)720 mm。主裝藥包括一級(jí)盲孔裝藥、二級(jí)端燃裝藥和三元乙丙包覆層，兩級(jí)裝藥均采用非鈍感性改性雙基推進(jìn)劑。燃燒室殼體材料為高強(qiáng)度鋼，其內(nèi)側(cè)滾涂絕熱層，主裝藥與燃燒室之間留有間隙。發(fā)動(dòng)機(jī)裝配長(zhǎng)尾管，長(zhǎng)尾管內(nèi)假設(shè)為理想氣體。該固體發(fā)動(dòng)機(jī)噴管較小，因此忽略噴管對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)烤燃特性的影響。發(fā)動(dòng)機(jī)后蓋和尾管出口處分別配有噴管堵蓋和防潮蓋，材料為聚四氟乙烯。烤燃仿真計(jì)算過程中，忽略了前蓋和后蓋與裝藥之間的橡膠固定結(jié)構(gòu)，以空氣代替，且為避免點(diǎn)火具對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)烤燃結(jié)果產(chǎn)生影響，發(fā)動(dòng)機(jī)未裝配點(diǎn)火具。

圖1 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖Fig.1 Schematic drawing of solid rocket motor1-Case;2-Insulation;3-Grain gap;4-Inhibitor;5-Second stage propellant;6-First stage propellant;7-Air;8-Aft dome;9-Closure;10-Tailpipe nozzle;11-Cover

1.2 理論模型

1.2.1 模型假設(shè)

對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在烤燃條件下的反應(yīng)過程建立數(shù)值模型，做如下假設(shè)：

(1)推進(jìn)劑的化學(xué)參數(shù)和材料參數(shù)為常數(shù)；

(2)不考慮推進(jìn)劑的相變和變形；

(3)烤燃過程中，推進(jìn)劑自加速放熱反應(yīng)速率遵循Arrhenius定律；

(4)藥柱與包覆層之間、殼體與絕熱層、堵蓋與隔熱層之間無接觸熱阻；

(5)發(fā)動(dòng)機(jī)外壁與外部環(huán)境、絕熱層與裝藥間隙、包覆層與裝藥間隙之間、裝藥內(nèi)部與氣體存在對(duì)流換熱和熱輻射。

1.2.2 基本方程

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)處于快速烤燃和慢速烤燃熱環(huán)境中時(shí)，熱量經(jīng)燃燒室殼體、絕熱層、裝藥間隙、包覆層傳遞至推進(jìn)劑，導(dǎo)致推進(jìn)劑溫度逐漸升高。推進(jìn)劑開始發(fā)生自加速放熱反應(yīng)，放出熱量。推進(jìn)劑同時(shí)受外部環(huán)境傳熱和自身反應(yīng)放熱作用，導(dǎo)致升溫速率更快，化學(xué)反應(yīng)速率更高，堆積推進(jìn)劑內(nèi)的熱量越來越多。隨著時(shí)間的推移，推進(jìn)劑溫度達(dá)到了臨界著火溫度，最終發(fā)生著火。固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)各部分傳熱方程可用下述方程表示：

(1)

(2)

1.2.3 快烤邊界條件

快速烤燃模擬的是發(fā)動(dòng)機(jī)直接遭受火焰烤燃的狀況。當(dāng)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)處于溫度為的火焰中時(shí)，外部環(huán)境熱量以對(duì)流換熱和熱輻射的方式，將熱量傳遞至發(fā)動(dòng)機(jī)，可表示為

(3)

式中 等號(hào)右邊第一項(xiàng)為熱輻射熱量，第二項(xiàng)為對(duì)流換熱熱量；和為殼體表面輻射率和火焰輻射率，取==1；為黑體輻射常數(shù)，=5.67×10W(m·K)；為表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)，=10 W/(m·K)；為外部環(huán)境溫度；為發(fā)動(dòng)機(jī)殼體外表面溫度。

在快烤試驗(yàn)中，油池的燃料為JETA-1型航空煤油，可設(shè)置火焰環(huán)境溫度為1200 K，即快烤條件為外部環(huán)境溫度為1200 K。

發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)固相之間交界面滿足耦合傳熱，氣相、固相之間交界面滿足無滑移條件和耦合傳熱：

=

(4)

(5)

式中、與、分別為交界面兩種材料的溫度和熱導(dǎo)率。

燃燒室絕熱層與包覆層存在輻射傳熱，可以按照無限大平行平板間的輻射傳熱計(jì)算，其熱流密度為

(6)

其中，為有效黑度系數(shù)，可表示為

(7)

其中，、為燃燒室絕熱層、包覆層的黑度，取==0.9，計(jì)算可得=0.82。

1.2.4 慢烤邊界條件

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)處于慢烤條件下，發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室殼體和尾管殼體為升溫邊界條件。本節(jié)數(shù)值模擬參考慢烤評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)，設(shè)置初始溫度為30 ℃，以5 ℃/min的升溫速率升至50 ℃，然后以3.3 ℃/h速率升溫至發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生反應(yīng)。發(fā)動(dòng)機(jī)殼體外表面條件為慢烤邊界：

(8)

2 計(jì)算及結(jié)果分析

2.1 計(jì)算方法

基于ANSYS FLUENT 18.0軟件對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的快烤和慢烤過程進(jìn)行數(shù)值計(jì)算。將發(fā)動(dòng)機(jī)計(jì)算區(qū)域進(jìn)行二維軸對(duì)稱簡(jiǎn)化處理，由于存在熱輻射換熱，設(shè)置為DO輻射模型。在本次數(shù)值計(jì)算中，將整個(gè)計(jì)算區(qū)域初始溫度設(shè)置為303 K。快烤和慢烤的溫度邊界條件和推進(jìn)劑的自加速放熱反應(yīng)源項(xiàng)采用C語言編程描述，通過Fluent的UDF程序加載至計(jì)算域中。對(duì)0、0.5、1.0、1.5、2.0、2.5、3.0 mm厚度的203-4材質(zhì)的絕熱層的固體發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行建模。發(fā)動(dòng)機(jī)采用改性雙基推進(jìn)劑，表1～表3為推進(jìn)劑化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)參數(shù)、絕熱層物性參數(shù)和其他材料物性參數(shù)。

表1 推進(jìn)劑化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)參數(shù)Table 1 Chemical reaction kinetic parameters of propellant

表2 絕熱層物性參數(shù)Table 2 Physical parameters of insulation

表3 材料物性參數(shù)Table 3 Physical parameters of materials

2.2 快烤仿真計(jì)算

2.2.1 網(wǎng)格與監(jiān)測(cè)點(diǎn)設(shè)置

快烤仿真計(jì)算過程中，對(duì)該固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)主要部分的溫度進(jìn)行監(jiān)控，監(jiān)控點(diǎn)分布如圖2所示，圖2(b)、(c)為圖2(a)局部放大圖。其中，監(jiān)測(cè)點(diǎn)1位于殼體，2位于絕熱層，3位于裝藥間隙，4位于包覆層，5、6、7為推進(jìn)劑不同監(jiān)測(cè)點(diǎn)，其中5位于推進(jìn)劑側(cè)表面，6為二級(jí)裝藥中心點(diǎn)，7位于后蓋內(nèi)推進(jìn)劑邊緣處，8位于裝藥內(nèi)腔內(nèi)空氣中，9位于尾管內(nèi)空氣中。

2.2.2 結(jié)果與分析

表4為不同厚度的203-4材質(zhì)絕熱層的發(fā)動(dòng)機(jī)快烤數(shù)值模擬得到的著火延遲時(shí)間和著火溫度。由表4可見，無絕熱層的固體發(fā)動(dòng)機(jī)的著火延遲時(shí)間為71 s，而有絕熱層的固體發(fā)動(dòng)機(jī)的著火延遲時(shí)間均在79.55 s以上，表明有無絕熱層對(duì)固體發(fā)動(dòng)機(jī)的著火延遲時(shí)間影響很大。著火延遲時(shí)間隨著絕熱層厚度的增大而增長(zhǎng)，但增長(zhǎng)的幅度越來越小。絕熱層厚度為0、0.5、1、1.5、2.0、2.5、3.0 mm的發(fā)動(dòng)機(jī)的著火溫度分別為603.5、603.2、603.3、603.9、602.8、603.7、603.3 K，差異很小，表明不同厚度的絕熱層對(duì)推進(jìn)劑的快烤著火溫度影響很小。

(a)Monitoring points

表4 不同厚度絕熱層的發(fā)動(dòng)機(jī)快烤著火時(shí)間、著火溫度Table 4 The SRM fast cook-off ignition time,ignition temperature of different insulation thickness

計(jì)算所得不同厚度絕熱層的發(fā)動(dòng)機(jī)的著火點(diǎn)均出現(xiàn)在后蓋內(nèi)推進(jìn)劑端面邊緣處，如圖3所示，表明不同厚度的絕熱層對(duì)快速烤燃著火位置的影響很小。

(a)0 mm (b)0.5 mm

圖4給出了推進(jìn)劑著火延遲時(shí)間與絕熱層厚度的關(guān)系，二者滿足線性關(guān)系，著火延遲時(shí)間隨著絕熱層厚度的增加而增加，經(jīng)線性擬合可得=73.392 86+10.348 57。

圖4 快烤著火延遲時(shí)間隨絕熱層厚度的變化曲線Fig.4 The curve of fast cook-off ignition delay under different insulation thickness

圖5為不同絕熱層厚度發(fā)動(dòng)機(jī)的著火點(diǎn)溫度-時(shí)間曲線，虛線與各溫度曲線的交點(diǎn)的溫度520 K，表示不同絕熱層厚度發(fā)動(dòng)機(jī)著火點(diǎn)溫度急劇升高時(shí)的拐點(diǎn)。著火延遲時(shí)間隨著發(fā)動(dòng)機(jī)絕熱層厚度的增加而增加。其中，著火點(diǎn)在前15 s內(nèi)受發(fā)動(dòng)機(jī)殼體、空氣間隙、絕熱層的隔熱作用，溫度幾乎沒有變化。15 s至著火點(diǎn)達(dá)到520 K期間，外界溫度逐漸傳熱至推進(jìn)劑內(nèi)，溫度呈現(xiàn)速度越來越快的增長(zhǎng)趨勢(shì)。當(dāng)著火點(diǎn)溫度達(dá)到520 K時(shí)，著火點(diǎn)的溫度均快速升高，表明推進(jìn)劑的自加速放熱反應(yīng)非常劇烈，在推進(jìn)劑內(nèi)堆積了大量熱量。當(dāng)絕熱層厚度為0、0.5、1、1.5、2.0、2.5、3.0 mm的發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑著火點(diǎn)的溫度達(dá)到603.5、603.2、603.3、603.9、602.8、603.7、603.3 K后，溫度瞬間達(dá)到上千度，表面此時(shí)已發(fā)生著火反應(yīng)，此時(shí)對(duì)應(yīng)的著火延遲時(shí)間分別為71、79.55、85.26、89.96、94.4、98.88、103.36 s。

圖5 不同厚度絕熱層發(fā)動(dòng)機(jī)快烤過程中著火點(diǎn)的溫度-時(shí)間曲線Fig.5 The ignition temperature-time curves of SRM fast cook-off under the different thermal insulation thickness

2.3 慢烤仿真計(jì)算

2.3.1 網(wǎng)格與監(jiān)測(cè)點(diǎn)設(shè)置

慢烤仿真計(jì)算過程中，對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)主要部分的溫度進(jìn)行監(jiān)控，監(jiān)控點(diǎn)分布如圖6所示。其中，監(jiān)測(cè)點(diǎn)1為二級(jí)裝藥中心點(diǎn)，2、4、5分別為包覆層、絕熱層、燃燒室殼體，3、6、7分別為裝藥間隙內(nèi)空氣、裝藥內(nèi)腔內(nèi)空氣、尾管內(nèi)空氣，監(jiān)測(cè)點(diǎn)8為仿真計(jì)算后所得的著火區(qū)域的中心。

圖6 發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤過程中監(jiān)測(cè)點(diǎn)Fig.6 Feature points of SRM slow cook-off

2.3.2 結(jié)果與分析

圖7為仿真計(jì)算得出的絕熱層為3.0 mm的發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤過程中的溫度演化云圖。圖7(a)、(b)分別為慢烤進(jìn)行到1 h和12 h的時(shí)刻，可以看出從殼體和從尾管至裝藥內(nèi)部的溫度逐漸降低，表明在發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤前期階段，熱量以熱傳導(dǎo)方式為主，從外部環(huán)境傳熱至裝藥內(nèi)部。圖7(c)為慢烤至19.67 h時(shí)刻，一級(jí)裝藥內(nèi)孔端面處受到了來自外部環(huán)境經(jīng)殼體、絕熱層傳遞的熱量以及從外部環(huán)境經(jīng)尾管傳遞的熱量，形成了高溫區(qū)域，區(qū)域內(nèi)最高溫度為388.6 K。從圖7(c)至圖7(d)過程中，高溫區(qū)域內(nèi)的推進(jìn)劑自加速放熱反應(yīng)速率逐漸升高，大量推進(jìn)劑產(chǎn)生的熱量在此處堆積。推進(jìn)劑升溫速率逐漸升高，超過環(huán)境溫升速率3.3 ℃/h，發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)熱量的傳遞方式逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)橐酝七M(jìn)劑自加速放熱為主。圖7(d)為慢烤至23.83 h時(shí)刻，高溫區(qū)域中心出現(xiàn)在裝藥內(nèi)部，坐標(biāo)為(-17 mm，47.8 mm)，最高溫度406 K。在圖7(c)至圖7(d)過程中，一級(jí)推進(jìn)劑邊緣處由于自加速放熱反應(yīng)其溫度逐漸升至發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部最高，高于與其接觸空氣的溫度，故空氣反過來吸收推進(jìn)劑放出的熱量，導(dǎo)致高溫區(qū)域中心點(diǎn)由一級(jí)推進(jìn)劑邊緣處逐漸向內(nèi)部推移。圖7(e)為慢烤至24.33 h時(shí)刻，高溫區(qū)域中心繼續(xù)向一級(jí)推進(jìn)劑內(nèi)部轉(zhuǎn)移，此時(shí)坐標(biāo)為(-29 mm，49.8 mm)，最高溫度411 K。圖7(f)為發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤至25.144 h時(shí)刻，在一級(jí)推進(jìn)劑內(nèi)部P8處溫度急劇上升，表明發(fā)生了著火反應(yīng)，坐標(biāo)為(-45 mm，49.8 mm)，著火溫度為550.1 K。

(a)t=1 h (b)t=12 h

表5為不同厚度的203-4材質(zhì)絕熱層的發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤仿真結(jié)果。可觀察到，隨著絕熱層厚度的增加，推進(jìn)劑的著火時(shí)間逐漸縮短，且幅度越來越小。這是由于當(dāng)推進(jìn)劑發(fā)生自加速放熱反應(yīng)時(shí)，溫度急劇上升，但由于絕熱層的存在，推進(jìn)劑的熱量不能及時(shí)傳給外部環(huán)境。且絕熱層越厚，熱量越不能及時(shí)排出，出現(xiàn)絕熱層越厚著火延遲時(shí)間越短的情況。絕熱層厚度為0、0.5、1、1.5、2.0、2.5、3.0 mm的發(fā)動(dòng)機(jī)的著火溫度分別為556.1、552.9、550.9、544.8、555.5、555.9、550.1 K，差異很小，表明不同厚度的絕熱層對(duì)推進(jìn)劑的慢烤著火溫度影響很小。

圖8給出了推進(jìn)劑著火延遲時(shí)間與絕熱層厚度的關(guān)系，二者滿足非線性線性關(guān)系：

圖8 慢烤著火延遲時(shí)間隨絕熱層厚度的變化曲線Fig.8 The slow cook-off ignition delay curve with different insulation thickness

圖9為不同厚度絕熱層的發(fā)動(dòng)機(jī)著火瞬間的溫度云圖，著火位置出現(xiàn)在一級(jí)裝藥內(nèi)部。著火點(diǎn)坐標(biāo)如表5所示，隨著燃燒室絕熱層厚度的增加，著火點(diǎn)逐漸向一級(jí)裝藥端面偏移。

表5 不同厚度的絕熱層的發(fā)動(dòng)機(jī)慢烤著火時(shí)間、著火溫度、著火位置Table 5 The SRM ignition time,ignitiontemperature,ignition location of slow cook-off under the different insulation thickness

3 結(jié)論

(1)由于慢烤持續(xù)的時(shí)間較長(zhǎng)，推進(jìn)劑自加速放熱反應(yīng)積累熱量的時(shí)間也相應(yīng)增長(zhǎng)，導(dǎo)致后期推進(jìn)劑與外部環(huán)境存在溫度遞減梯度，高溫區(qū)域向裝藥內(nèi)部推移，最終出現(xiàn)內(nèi)部著火的現(xiàn)象，且隨著絕熱層厚度的增加，著火點(diǎn)逐漸向一級(jí)裝藥端面偏移。

(2)快烤仿真工況中，推進(jìn)劑溫度受外界環(huán)境溫度傳遞的影響而快速升高，最終在端面邊緣處著火。不同厚度絕熱層的發(fā)動(dòng)機(jī)快烤響應(yīng)時(shí)間差異明顯，越厚的絕熱層其熱阻效應(yīng)越明顯，著火延遲期越長(zhǎng)。

(3)可以考慮適當(dāng)增厚燃燒絕熱層，以增加快烤的著火延遲時(shí)間，但會(huì)導(dǎo)致燃燒室殼體增重或裝藥量減小。低易損性和固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)的耦合設(shè)計(jì)需開展深入研究。

(a)0 mm (b)0.5 mm