固体导弹喷出物分析查证及改进措施

武晓龙，薛庆增，韩 峰

（海军驻沈阳导弹专业军事代表室，沈阳 110043）

某机载导弹发动机为固体火箭发动机，助推器及主发动机采用两级串联结构，工作过程中及工作后不分离。在该导弹发射试验中，试验过程正常，但试后先后发现载机导发架上有凹坑、载机风挡玻璃上有轻微划痕等影响载机安全的现象。经分析初步认为是助推器内固体喷出物造成。[1-5]

1 喷出物分析

根据助推器结构特点（参见图1），在助推器工作中，可能从喷管中喷出的固体物主要有：喷管堵塞、挡药板碎块、支撑条、碎药块、热防护碎块和点火具残渣。以下对此进行逐一分析：

图1 原状态助推器结构示意图

1）喷管堵塞（堵塞材料为轻质易碎材料）。根据该型导弹的发射方式可知，在助推器点火瞬间堵塞即飞出，此时导弹在导发架上尚未产生位移，堵塞无法打到导发架或风挡玻璃。因此，堵塞造成载机损伤的可能性可以排除。

2）挡药板碎块。挡药板具有良好的抗烧蚀、抗冲刷性能和承载强度。在以往历次试验后的残骸分解中，挡药板均无掉块破损现象，且若挡药板在工作过程中被破坏，助推器就无法正常工作。因此，挡药板产生碎块的可能性也可以排除。

3）装药支撑条。装药支撑条在助推器点火后瞬间即可完全烧融，不易产生残渣。因此，这一因素也可以排除。

4）碎药块。助推器装药药型强度较高，具有较好的机械性能，不易碎裂。在历次地面试验中均未发现有推力拖尾及碎药块飞出。且若助推装药在工作中破裂，出现碎药块，助推器亦不能正常工作。因此，该因素也可以排除。

5）热防护碎块。热防护材料为柔性耐烧蚀材料，韧性较高，不会产生断裂和碎块。在助推器工作中，逐层碳化并产生积炭，积炭密度强度很低，且当助推器工作至后期碳化层才会呈小片状吹出，不会对载机产生危害。因此，该因素也可排除。

6）点火具残渣。点火具工作时，钝感电点火头首先发火，点燃火药产生高温燃气，进而点燃装药。点火具中火药及壳体均可燃尽且无残渣。但钝感电点火头内部结构中均有陶瓷电极塞。陶瓷电极塞耐烧蚀性能良好，在助推装药产生的高温中无法短时间烧蚀，理论上存在由喷管飞出的可能。

通过以上分析，某导弹固体喷出物造成载机损伤的故障机理可作如下表述。

2 故障机理及查证试验

助推器点火，在助推器装药燃烧工作后极短瞬间（＜1 s）内，钝感电点火具内部电极塞尚未烧蚀，电极塞向后运动并从喷管飞出，造成载机损伤（此时助推器喷管出口位置恰好移动至导发架前端附近位置）。

为验证助推器喷出物情况，首先进行了单助推器喷出物查证试验。参考GJB 357《空—空导弹最低安全要求》，试验条件设置：在距发动机喷口9 m处，放置一块与水平面成60°角、4 m×4 m的方形聚丙烯平板，以此平板接受喷出物作后续查证分析。

该台试验，助推器安装正常，测量系统工作正常，点火顺利。助推器结构完整，性能合格。但由于对助推器尾流强度估计不足，在助推器开始工作瞬间，安放聚丙烯平板的焊接结构钢铁支架整体被吹倒解体，平板破裂，但仍能在方形聚丙烯平板发现7个不同大小的孔。

分析可知，喷出物由堵塞、积炭、点火头中的电极塞组成，在点火瞬间堵塞被打开，去除从形状及细节特征上可判定为堵塞造成的孔洞外，图2中两小孔（圆圈内）无法判定是由破碎的堵塞还是由点火具电极塞造成，不排除电极塞飞出在挡板打出孔洞的可能。因此，须对助推器结构进行改进，以排除电极塞飞出损伤载机这一隐患。

图2 原状态单助推器喷出物试验挡板拦截喷出物效果图

3 改进措施

为防止电极塞喷出，在助推器支撑组件后端加上一个留有燃气通道的孔板，确保点火头中的电极塞在助推器工作前期不会随燃气从喷管中喷出。孔板组件由不锈钢孔板为骨架，两面压制柔性耐烧蚀材料。

加装孔板组件后，助推器结构如图3所示：该孔板组件安放在点火具和装药之间，轴向由装药和支撑组件固定。助推器点火后，工作前期装药轴向无变化，孔板组件不会向喷管方向移动，确保电极塞不能飞出。且孔板组件两面均有柔性耐烧蚀材料进行保护，不易被高温燃气烧蚀。同时，助推器燃烧室头部燃气流动缓慢，换热不严重，可保证孔板组件在助推器工作过程中结构完整，达到拦阻电极塞的功用。

图3 加装孔板组件后助推器结构示意图

加装孔板组件后，计划再进行助推器喷出物试验，由理论分析，试验可能出现3种结果：① 试验后，在发动机助推器残骸中找到电极塞；② 试后，在发动机助推器残骸中未能找到电极塞，但孔板组件完整、变形不严重；③ 试验后，在发动机残骸中未能找到电极塞，且孔板组件不完整、变形严重。

若试验结果如①，则证明孔板组件起到了设计目标和作用，采取的加装孔板组件的措施有效；若试验结果如②，根据上述分析也可知，电极塞在助推器点火后，工作前期无法飞出，也可证明孔板组件能够起到拦阻电极塞确保载机安全的作用；若试验结果如③，则说明孔板组件无效。

4 改进措施验证试验

后续试验验证，我们采取了一些改进措施。它们分别是：

4.1 高温验证试验

试验条件设置为：在距发动机助推器喷口12 m处，放置一块与水平面成60°角、4 m×4 m的方形聚丙烯平板，聚丙烯平板后10～25 mm 处垂直放置一块相同尺寸的木板。参试助推器温度为60℃，保温48 h。该台试验，助推器安装正常，测量系统工作正常，点火顺利。助推器结构完整，性能合格。试后在方形聚丙烯平板上发现5个不同大小的孔（见图4、5）。

孔1 至孔5，从形状及细节特征上均可判定为由堵塞造成，同时，在平板后方也未发现电极塞喷出。现场将助推器分解，孔板组件（见图6）结构完整，处于在长尾管收敛段，位置未发生变化，在孔板组件上粘附有一颗比较大的Al2O3颗粒。检查助推器内的残渣，发现有若干Al2O3小颗粒，但未找到点火具中的电极塞。

图4 改进后单助推器喷出物试验（高温）挡板拦截喷出物效果图（从左向右依次为孔1、孔2、孔3）

图5 改进后单助推器喷出物试验（高温）挡板拦截喷出物效果图（从左向右依次为孔4、孔5）

由于电极塞的熔点小于助推器高温工作时的温度，同时燃烧室内部压强较高，加之孔板的阻挡作用使其无法从燃烧室内向后运动并由喷管飞出，在历时2 s 左右的高温高压作用下，电极塞融化。电极塞主要成分为Al2O3，因此在孔板组件前端面，形成较大的Al2O3颗粒。此外，助推装药中含有1%的铝粉，在其工作结束时，如燃烧不充分，也可在燃烧室内部形成若干Al2O3小颗粒。

图6 改进后单助推器喷出物试验（高温）孔板组件试后效果图圈中为Al2O3颗粒

4.2 低温验证试验

试验条件设置为：在距发动机助推器喷口12 m处，放置一块与水平面成60°角、6 m×4 m的方形聚丙烯平板，聚丙烯平板后10～25 mm 处垂直放置一块同样尺寸的木板,在聚丙烯平板外表面加一层50 mm的软苯板，再在外表面用白布包裹，固定在钢架上。

因已排除堵塞对载机影响，为防止助推器堵塞喷出打到平板，影响试验结果的判定，本次试验在助推器喷管上套上无碱玻璃布制作的布袋，该布袋用不锈钢丝在距发射台两侧固定。在助推器工作前将喷管的堵塞外表面涂抹红色的硅橡胶腻子。

参试助推器温度为−30℃，保温48 h。该台试验，助推器安装正常，测量系统工作正常，点火顺利。助推器结构完整，性能合格。试后在平板上发现3个小孔。见图7（其中一孔因过小无法从照片中显示）。

图7 改进后单助推器喷出物试验（低温）挡板拦截喷出物效果图

试后在方形聚丙烯平板上发现3个不同大小的孔，其中一孔白布表面划伤，是地面石子被高速燃气吹起造成；另外两个孔洞边缘可见烟熏痕迹，将白布划开并局部取下苯板，发现苯板内表面有烧蚀现象，并存在玻璃纤维的残渣和少量红色硅橡胶腻子，可判定为堵塞袋的无碱玻璃布和尼龙绳燃烧残渣造成。现场分解助推器，孔板组件结构完整，找到两个电极塞残骸（见图8），其中一个结构完整，另一个有部分融化的痕迹。

图8 改进后单助推器喷出物试验（低温）电极塞残骸图

与高温验证试验对比，高温试验两电极塞均融化，低温试验两电极塞一个融化另一个基本完整，情况略有区别。经分析，助推器高温状态比低温状态的装药燃温、压强均有一定程度提高。因此，对电极塞的融化能力，低温试验弱于高温试验，故本次低温试验未能将电极塞完全融化，同时，由于燃烧室内的压强和温度在不同部位略有差别，燃气流动不完全均衡，所以两个电极塞一个局部融化，一个基本完整。

5 结论

高温、低温两次改进措施验证试验中，在发动机助推器后方挡板上，均未发现电极塞遗留痕迹，在助推器燃烧室内部均发现了电极塞或电极塞融化的痕迹；试后孔板组件完整、无变形，其自身不产生多余喷出物；经高、低温试验，助推器点火正常、工作正常、性能合格，满足设计要求。

以上试验证明：采取增加孔板组件措施是有效的，能够可靠防止助推器点火具中的电极塞喷出，可保证导弹助推器工作时载机的安全。

[1]固体火箭发动机手册[K].北京∶航天档案馆.1991.

[2]李宜敏.固体火箭发动机原理[M].北京∶北京航空航天大学出版社,1991.

[3]刘兴洲.飞航导弹动力装置[M].北京∶宇航出版社,1992.

[4]闵斌.防空导弹固体火箭发动机设计[M].北京∶宇航出版社,1993.

[5]沈世绵.飞航导弹材料[M].北京∶宇航出版社,1994.