高过载条件下固体火箭发动机工作稳定性研究

曹军+郭颜红+邢强

摘 要：针对高过载条件下固体火箭发动机的燃烧特性，利用燃速方程编程计算，得出了过 载条件下含铝复合推进剂燃速增加系数，分析了过载与燃速增大变化规律，并采用非均匀燃面计 算方法模拟不同过载条件下发动机的内弹道性能，结果表明，过载对发动机内弹道性能影响不明 显，但会影响特定部位燃速增大导致的装药偏烧，有必要加强该部位的热防护。

关键词：高过载；固体火箭发动机；非均匀燃面计算方法；内弹道性能

中图分类号：V435+.12 文献标识码：A 文章编号：1673-5048（2014）01-0033-04

ResearchontheWorkingStabilizationofSolidRocket MotorUnderHighOverload

CAOJun1，GUOYanhong1，2，XINGQiang1

（1.ChinaAirborneMissileAcademy，Luoyang471009，China；2.AviationKeyLaboratoryofScienceand TechnologyonAirborneGuidedWeapons，Luoyang471009，China）

Abstract：Basedonthecombustioncharacteristicofsolidrocketmotorunderhighoverload，thedata oftheburningrateaugmentationoftheHTPBpropellantsontheoverloadisacquiredbycomputingburn ingrateequation，andthelawofburningrateaugmentationchangedwithoverloadisanalyzed.Theinter nalballisticperformanceunderdifferentoverloadiscomputedbytheirregularburningsurfacecalculation method.Theresultshowsthat，theoverloadhaslittleeffectontheinternalballisticsperformance，but couldincreasetheburningrateofspecificareasandleadtothegrainburningeccentrically.itisnecessary tostrengthenheatsafetydesignfortheseareas.

Keywords：highoverload；solidrocketmotor；irregularburningsurfacecalculationmethod；inter nalballisticsperformance

0 引 言

近年来，随着高机动性能战术导弹技术的发 展，对高横向过载下发动机的工作稳定性和安全 性提出了越来越高的要求。高过载会对火箭发动 机三维两相内流场以及装药燃烧产生很大的影响， 由高过载引起的发动机装药燃速增加使得燃面推 移偏离设计状态，可能出现偏烧问题，这不仅会导致发动机内弹道性能的显著改变，而且可能导 致发动机绝热层提前暴露在高温燃气中。对于采 用含高铝粉推进剂的发动机来说，高过载还会引 起燃烧室和喷管内部高速粒子流的局部聚集和冲 刷，恶化了发动机绝热层的工作环境，严重时会导 致内绝热防护失效[1-2]。

基于以上背景，本文通过理论计算与数值仿 真，研究多种典型过载模式下发动机装药的燃烧 过程。针对某些可能出现的危险工况，提出发动机 装药设计以及绝热层设计的改进措施，改善发动 机在高过载条件下的工作特性，优化发动机总体 性能、提高发动机工作的安全性和可靠性。

1.1 几何模型

发动机结构如图1所示，选用力学性能优良、 燃速调节范围大的丁羟三组元推进剂，采用“圆管 +星型”的装药形式，其中第一级装药为高燃速推 进剂，第二级为低燃速推进剂。

由表2可见，当推进剂燃速不变时，随着过载 的增加，推进剂的燃速增大系数也随之增大，这是 过载引起的惯性造成了燃烧火焰对推进剂表面的 热反馈增加，燃速也随之增大；当过载不变时，低 燃速推进剂的增大系数大于高燃速推进剂。如参 考燃速为0.0055m/s的低燃速推进剂在过载为 20时，燃速增大系数已达到1.309，而参考燃速为 0.014m/s的高燃速推进剂在过载为50时，燃速 增大系数仅为1.068，因此对于本发动机来说，续 航段推进剂燃速低，工作时间长，过载对发动机的 影响更值得关注。

2 燃面推移与内弹道计算

xT1=xO1+r1cosθ2 yT1=yO1+r1sinθ2

同理可得：

xT2=xO2+r2cosθ4 yT2=yO2+r2sinθ4

则图中角度α1=θ1+π，α2=θ2。

同理可得：α4=θ4；α3=θ3+π。0≤α1，α2，α3，

α4≤2π

当[α1，α2]∩[α3，α4]为空集时，切线T1T2与 T3T4之间增加圆弧段T2T3，为保持燃面的折线表 达，取圆弧中点T23分别与切点T2，T3连接成折线 段。当[α1，α2]∩[α3，α4]不为空集时，切线T′1T′2 与T′3T′4有交点TT，新燃面为折线段T′1TTT′4。

当处理三维复杂装药在侵蚀燃烧和高过载条 件下的燃面推移时，首先应将燃面离散成网格，如 图3所示，沿着周向用等间隔辐射状半径线离散整 个区域，将所有半径线与燃面的交点连接成折线 替代初始燃面，然后采用图2所示方法计算下一时 刻的燃面位置，在过发动机轴线的纵剖面上也可 得到燃面的近似折线，由横切面和纵剖面燃面的 推移可获得下一时刻燃面位置的较精确近似。如 图4所示，燃面网格点A在横切面内随星型折线段推移至A1点，而在纵剖面内推移至A2点，则取A 点的最终推移点为A1和A2中径向坐标最大者。endprint

如图5所示，网格顶点P上的燃速可由相邻 燃面网格上的燃速插值得到，由于网格面四角点 一般不在一个平面上，可由S1，S2，S3，S4四个三 角形上的燃速计算出P点燃速。

基于上述方法，本文采取与北航共同开发的 Missileoverload软件计算出装药在整个燃烧过程中 的燃面数据。

2.2 加载条件及计算结果

加载条件列于表3，表中4种侧向加载状态下 的燃面推移差别不大，以最高加载状态4为例进行 说明。图6所示为工作温度20℃时加载状态4不 同时刻的燃面位置，在t=0s时，装药通道后部由 于侵蚀燃烧而增加了燃速，随着燃烧进行通道扩 大，侵蚀燃烧迅速消失。

由表5以及图8压力曲线对比可知，4种侧向 加载状态下的内弹道性能与无过载时变化不大， 最大压力较无过载下上升不到1%。有过载时工作 压力稍有提高，但压力拖尾提前。

3 结 论

（1）推进剂燃速随过载的增加而增大，在相由表可以看出，过载越大，偏烧越严重，二级装药 绝热层提前暴露的时间越早。

无过载以及4种侧向加载状态下内弹道性能 计算结果如表5所示。图8为有/无过载工况下压 力、推力曲线的对比。同过载方位角的条件下，推进剂基础燃速较低时 增大系数更大；

（2）过载条件下发动机装药会出现烧偏现象， 过载越大，烧偏现象越严重，二级装药包覆层提前 暴露的时间越早；在最高加载状态4条件下，发动 机包覆层提前暴露2.1s，存在发动机热防护安全 隐患；

（3）过载对发动机的内弹道性能影响并不明 显。有过载时发动机工作压力稍有提高，但压力拖 尾提前。

参考文献：

[1]谢文超，徐东来，蔡选义，等.空空导弹推进系统设计 [M].北京：国防工业出版社，2007.

[2]WuYuan，HeGuoqiang，SunZhanpeng，etal.Experi mentStudyofEffectsInducedbyOverloadonSRMPer formance[J].JournalofSolidRocketTechnology，2010 （5）：006.

[3]郭彤，侯晓.加速度对丁羟推进剂燃速影响的研究 [J].火炸药学报，2010（1）：30-32.

[4]刘世东.过载对固体火箭发动机影响的研究[J].航空 兵器，2006（6）：42-44.

[5]方蜀州，胡克娴.固体火箭发动机三维药柱燃面推移仿 真技术及燃面通用计算方法[J].固体火箭技术，1993 （4）：10-20.

[6]马长礼.固体火箭发动机MDF燃面计算方法研究 [D].长沙：国防科学技术大学，2007.endprint

如图5所示，网格顶点P上的燃速可由相邻 燃面网格上的燃速插值得到，由于网格面四角点 一般不在一个平面上，可由S1，S2，S3，S4四个三 角形上的燃速计算出P点燃速。

基于上述方法，本文采取与北航共同开发的 Missileoverload软件计算出装药在整个燃烧过程中 的燃面数据。

2.2 加载条件及计算结果

加载条件列于表3，表中4种侧向加载状态下 的燃面推移差别不大，以最高加载状态4为例进行 说明。图6所示为工作温度20℃时加载状态4不 同时刻的燃面位置，在t=0s时，装药通道后部由 于侵蚀燃烧而增加了燃速，随着燃烧进行通道扩 大，侵蚀燃烧迅速消失。

由表5以及图8压力曲线对比可知，4种侧向 加载状态下的内弹道性能与无过载时变化不大， 最大压力较无过载下上升不到1%。有过载时工作 压力稍有提高，但压力拖尾提前。

3 结 论

（1）推进剂燃速随过载的增加而增大，在相由表可以看出，过载越大，偏烧越严重，二级装药 绝热层提前暴露的时间越早。

无过载以及4种侧向加载状态下内弹道性能 计算结果如表5所示。图8为有/无过载工况下压 力、推力曲线的对比。同过载方位角的条件下，推进剂基础燃速较低时 增大系数更大；

（2）过载条件下发动机装药会出现烧偏现象， 过载越大，烧偏现象越严重，二级装药包覆层提前 暴露的时间越早；在最高加载状态4条件下，发动 机包覆层提前暴露2.1s，存在发动机热防护安全 隐患；

（3）过载对发动机的内弹道性能影响并不明 显。有过载时发动机工作压力稍有提高，但压力拖 尾提前。

参考文献：

[1]谢文超，徐东来，蔡选义，等.空空导弹推进系统设计 [M].北京：国防工业出版社，2007.

[2]WuYuan，HeGuoqiang，SunZhanpeng，etal.Experi mentStudyofEffectsInducedbyOverloadonSRMPer formance[J].JournalofSolidRocketTechnology，2010 （5）：006.

[3]郭彤，侯晓.加速度对丁羟推进剂燃速影响的研究 [J].火炸药学报，2010（1）：30-32.

[4]刘世东.过载对固体火箭发动机影响的研究[J].航空 兵器，2006（6）：42-44.

[5]方蜀州，胡克娴.固体火箭发动机三维药柱燃面推移仿 真技术及燃面通用计算方法[J].固体火箭技术，1993 （4）：10-20.

[6]马长礼.固体火箭发动机MDF燃面计算方法研究 [D].长沙：国防科学技术大学，2007.endprint

如图5所示，网格顶点P上的燃速可由相邻 燃面网格上的燃速插值得到，由于网格面四角点 一般不在一个平面上，可由S1，S2，S3，S4四个三 角形上的燃速计算出P点燃速。

基于上述方法，本文采取与北航共同开发的 Missileoverload软件计算出装药在整个燃烧过程中 的燃面数据。

2.2 加载条件及计算结果

加载条件列于表3，表中4种侧向加载状态下 的燃面推移差别不大，以最高加载状态4为例进行 说明。图6所示为工作温度20℃时加载状态4不 同时刻的燃面位置，在t=0s时，装药通道后部由 于侵蚀燃烧而增加了燃速，随着燃烧进行通道扩 大，侵蚀燃烧迅速消失。

由表5以及图8压力曲线对比可知，4种侧向 加载状态下的内弹道性能与无过载时变化不大， 最大压力较无过载下上升不到1%。有过载时工作 压力稍有提高，但压力拖尾提前。

3 结 论

（1）推进剂燃速随过载的增加而增大，在相由表可以看出，过载越大，偏烧越严重，二级装药 绝热层提前暴露的时间越早。

无过载以及4种侧向加载状态下内弹道性能 计算结果如表5所示。图8为有/无过载工况下压 力、推力曲线的对比。同过载方位角的条件下，推进剂基础燃速较低时 增大系数更大；

（2）过载条件下发动机装药会出现烧偏现象， 过载越大，烧偏现象越严重，二级装药包覆层提前 暴露的时间越早；在最高加载状态4条件下，发动 机包覆层提前暴露2.1s，存在发动机热防护安全 隐患；

（3）过载对发动机的内弹道性能影响并不明 显。有过载时发动机工作压力稍有提高，但压力拖 尾提前。

参考文献：

[1]谢文超，徐东来，蔡选义，等.空空导弹推进系统设计 [M].北京：国防工业出版社，2007.

[2]WuYuan，HeGuoqiang，SunZhanpeng，etal.Experi mentStudyofEffectsInducedbyOverloadonSRMPer formance[J].JournalofSolidRocketTechnology，2010 （5）：006.

[3]郭彤，侯晓.加速度对丁羟推进剂燃速影响的研究 [J].火炸药学报，2010（1）：30-32.

[4]刘世东.过载对固体火箭发动机影响的研究[J].航空 兵器，2006（6）：42-44.

[5]方蜀州，胡克娴.固体火箭发动机三维药柱燃面推移仿 真技术及燃面通用计算方法[J].固体火箭技术，1993 （4）：10-20.

[6]马长礼.固体火箭发动机MDF燃面计算方法研究 [D].长沙：国防科学技术大学，2007.endprint