高能固体发动机火箭橇试验及数值模拟①

王 宇，刘 凯，孙利清，李 侃，陈 朗

(1.中国航天科技集团公司四院四十一所，西安 710025;2.北京理工大学 机电学院，北京 100081)

高能固体发动机火箭橇试验及数值模拟①

王 宇1，刘 凯1，孙利清1，李 侃1，陈 朗2

(1.中国航天科技集团公司四院四十一所，西安 710025;2.北京理工大学 机电学院，北京 100081)

为了对高能固体火箭发动机进行冲击安全性评价，进行了φ480 mm×640 mm高能发动机的火箭橇冲击试验，试验结果表明，高能发动机在冲击作用下存在无反应、燃烧和爆炸3个反应级别，且明显受到推进剂损伤程度的影响，测试获得了各反应级别对应的冲击速度区间，并分析了推进剂损伤对反应剧烈程度的影响规律。建立了高能发动机冲击起爆的数值仿真模型，该模型基于计算单元压力大小作为是否起爆的判据，可用于分析冲击起爆的初始位置，计算结果与试验基本吻合，验证了仿真模型的正确性。该项研究可为高能发动机冲击安全性研究与评价提供参考。

高能发动机;安全性;火箭橇;冲击起爆;数值模拟

0 引言

高能推进剂中含有大量的高能炸药和硝酸酯成分，导致危险程度大幅度提高，在发生撞击、跌落等意外情况时，更容易发生意外点火，甚至整体爆轰。所以，高能发动机的抗冲击能力也成为了人们最关心的问题之一。

火箭橇试验是测试高能发动机冲击安全性比较有效的试验手段，欧美发达国家曾进行过大量的试验研究，如三叉戟 I、II、III级，PEMI I、II级，北极星 II级，海神II级等都使用的是高能发动机，在型号研制过程中，都通过火箭橇试验对发动机冲击安全性进行了充分考核，并积累了丰富的研究经验［1］。国内针对高能固体火箭发动机进行的火箭橇试验较少，陈广南［2－3］进行了φ160 mm小尺寸模拟发动机火箭橇试验;李广武［4］进行了φ150 mm高能发动机火箭橇试验，初步测试了发动机的冲击起爆阀值等参数，其他鲜有公开报道。

本文通过火箭橇试验，对φ480 mm×640 mm高能发动机进行了冲击安全性测试，分析了冲击反应规律，并结合数值计算对冲击起爆过程进行了仿真研究，进而对高能发动机冲击安全性进行评价。

1 火箭橇试验

1.1 试验设计

火箭橇试验装置如图1所示，被试发动机通过爆炸螺栓固定在火箭橇体的头部，火箭橇体通过助推火箭提供动力在轨道上滑行。试验过程如图2所示，火箭橇通过平面轨道加速至指定速度接近轨道下降段后，爆炸螺栓工作，使被试发动机与火箭橇体分离，被试发动机带着平衡舱水平飞向靶板，火箭橇体沿轨道下降段下落至地面。

图1 火箭橇试验装置Fig.1 Device of rocket sled

图2 火箭橇试验过程示意图Fig.2 Process of rocket sled experiment

1.2 试验结果及分析

采用φ480 mm×640 mm发动机，装填100 kg高能推进剂，径向撞击靶板，样本量5发，试验结果如表1所示。通过高速摄影拍摄到的试验照片如图3所示。试验后，在试验现场收集被试发动机残骸如图4所示。

针对火箭橇试验结果进行分析，发动机以137 m/s的速度撞击靶板后，壳体破裂，一端封头飞出，推进剂不但无反应，而且无明显的宏观损伤，如图4(a)所示;当撞击速度提高到165 m/s时，虽然推进剂仍无反应，但壳体和推进剂损伤严重，一端封头及半边筒段完全破碎，约15 kg推进剂破碎飞出，如图4(b)所示。说明在137 m/s以下的撞击速度范围内，冲击力不足以对推进剂造成明显损伤，当速度高于137 m/s直至165 m/s时，损伤程度明显增加，但推进剂都无燃烧或爆炸反应发生。因此，在撞击速度小于165 m/s范围内，高能发动机都是安全的。

当发动机以221 m/s的速度撞击靶板时，发动机接触靶板的瞬间，就可见强烈火光从发动机中窜出，伴随着巨大的声响，进而发展成巨大、明亮的火球，可见壳体碎片从火球中飞出，试验后，在试验现场未见残药，可知发动机发生了整体爆炸反应;当撞击速度下降到194 m/s时，试验现象与221 m/s速度试样基本相同，但火球大小和明亮程度明显降低，且试验结束后在现场收集到少量残药(约0.2 kg)，可知发动机同样发生了整体爆炸反应。2发试样对比可知，随着撞击速度的提高，发动机爆炸反应的剧烈程度随之增强，且推进剂反应更加彻底。

表1 火箭橇试验结果Table 1 Results of rocket sled experiment

图3 高速摄影拍摄的试验现象Fig.3 Pictures of high speed photograph

当发动机以179 m/s的速度撞击靶板时，撞靶瞬间无火光和声响，壳体破裂，一端封头和大量推进剂碎块飞出，发动机落回地面后立刻起火，留在壳体内的推进剂持续燃烧数分钟直至燃尽，壳体残骸如图4(c)所示，飞出的推进剂碎块未燃烧，在地面共收集到46 kg散落的药块，可知此被试发动机反应级别为燃烧，剧烈程度介于推进剂损伤和爆炸之间。

图4 试验发动机撞击后的状态Fig.4 Condition of samples after experiments

以上试验结果表明，高能发动机撞击靶板后的反应剧烈程度，随撞击速度的提高而增强，可分为无反应、燃烧和爆炸3个区间，无反应和燃烧区间的分界点在165～179 m/s之间，燃烧和爆炸区间的分界点在179～194 m/s之间。另外，还可依据推进剂是否发生宏观损伤，将无反应区间分为无损伤和损伤2段，其分界点在137～165 m/s之间。反应区间划分见图5。

图5 高能发动机撞击反应曲线Fig.5 Curve of high energy SRM shock-reaction relationship

图5中，纵轴0～1代表推进剂无宏观损伤，1～2代表推进剂有宏观损伤，2～3代表燃烧，3～4代表爆炸。从整个曲线的走势可看出，推进剂在发生损伤以前，反应剧烈程度增长缓慢，一旦损伤开始大量产生，反应剧烈程度随着撞击速度的增加而迅速增强，这与冲击起爆的“热点”反应机理相符合，“热点”即产生自推进剂损伤的位置。

2 高能发动机冲击起爆数值模拟

2.1 仿真模型建立

根据试验件建立仿真模型见图6，模型简化为壳体、绝热层和推进剂3部分，壳体为复合材料，采用多线性弹塑性模型，绝热层为橡胶材料，采用双线性弹塑性模型，采用 JWL状态方程描述推进剂爆炸反应过程［5－7］。

图6 仿真计算模型Fig.6 Model of numerical simulation

在计算模型内部，从受冲击面向内每隔5 mm取一个压力计算单元，共取7个，见图7。通过计算单元受冲击载荷时的压力强度，判断推进剂是否能够起爆。

图7 推进剂内部压力计算单元选取位置Fig.7 Location of pressure calculating cell in the propellant

2.2 计算结果分析

模拟计算发动机以160 m/s速度撞击靶板，推进剂内部压力分布情况如图8(a)所示，推进剂内部压力变化曲线如图8(b)所示。由图8(b)可知，压力最大的1号计算单元的压力值仅为800 MPa左右，未达到爆炸反应级别，后续计算单元的压力值逐渐降低，无压力升高现象，说明推进剂未起爆。

模拟计算发动机以200 m/s速度撞击靶板，推进剂内部压力分布情况如图9(a)中所示，推进剂内部压力变化曲线如图9(b)所示。

1号计算单元压力值接近1 GPa，后续计算单元的压力值迅速攀升，7号计算单元的压力值达到了14 GPa左右，可认为已经达到了推进剂的爆炸反应级别。因此，判定推进剂已经发生了爆炸。

图8 发动机以160 m/s速度撞击靶板Fig.8 Rocket impact target with the velocity of 160 m/s

图9 发动机以200 m/s速度撞击靶板Fig.9 Rocket impact target with the velocity of 200 m/s

以上计算结果与试验基本吻合，证明了计算模型的正确性。通过分析图9(b)可知，从曲线4开始压力陡然升高，说明起爆初始位置在撞击面向推进剂内部15 mm深度处。可知，撞击产生的压应力波在进入推进剂内部后逐渐增强，在15 mm深度对推进剂造成了足够产生"热点"的损伤，导致推进剂起爆。

3 结论

(1)通过火箭橇试验，给出了高能发动机撞击靶板后的反应剧烈程度，随撞击速度的提高而增强，可分为无反应、燃烧和爆炸3个速度区间，无反应和燃烧区间的分界点在165～179 m/s之间，燃烧和爆炸区间的分界点在179～194 m/s之间。

(2)将无反应区间分为无损伤和损伤两段，两段的分界点在137～165 m/s之间。

(3)推进剂内部损伤一旦开始大量产生，反应剧烈程度随着撞击速度的增加而迅速增强，“热点”即产生自推进剂损伤的位置。

(4)通过数值计算可知，起爆初始位置在撞击面向推进剂内部15 mm深度处。

［1］戴耀松.国外战术导弹固体火箭发动机低易损性技术分析［J］.推进技术，1998，19(1):98-101.

［2］陈广南.固体火箭发动机机械撞击载荷作用下安全性研究［D］.长沙:国防科技大学，2005.

［3］陈广南，张为华.撞击载荷作用下固体火箭发动机安全性分析［J］.航空动力学报，2006，21(4):784-788.

［4］李广武.固体火箭发动机撞击与跌落安全性研究［D］.西安:西北工业大学，2005.

［5］Bonnet J G.A constitutive modal for the non-shock ignition and mechanical response of high explosive［J］.Journal of Mechanical Physics，1998，46(12):25-29.

［6］Mellor A M，Wiegand D A，Isom K B.Hot spot histories in energetic material［J］.Combustion and Flame，1995，101:26-35.

［7］陈广南，张为华.固体火箭发动机撞击变形及装药内部热点形成数值分析［J］.固体火箭技术，2006，29(2):99-102.

(编辑:薛永利)

Rocket sled experiment and numerical simulate on high energy SRM

WANG Yu1，LIU Kai1，SUN Li-qing1，LI Kan1，CHEN Lang2
(1.The 41st Institute of Fourth Academy of Aerospace Science and Technology Corporation，Xi＇an 710025，China;2.School of Mechanical Engineering，Beijing Institute of Technology，Beijing 100081，China)

On the purpose of evaluating the safety of high energy solid rocket motor，the rocket sled experiments with high energy SRM on the scale of φ480 mm×640 mm was conducted，the results show that:there are three phenomena such as no reaction，burn and blast when the high energy SRM is shocked，these phenomena are influenced by the extent of damage on propellant.The shock velocity interval of every action level with rocket sled experiment was tested，and the relationship between propellant damage and reaction level was found.Based on calculating the pressure of cells as the judgment of ignition，numerical simulation on shock ignition of high energy SRM was modelled ，which can be used for analyzing the initial location of ignition.The calculating results fit the experiment results well，which shows that the numerical model is right.This research can be used for studying and evaluating the safety of high energy SRM for reference.

high energy SRM;safety;rocket sled;shock ignition;numerical simulate

V435

A

1006-2793(2014)06-0873-04

10.7673/j.issn.1006-2793.2014.06.025

2013-12-09;

2013-12-18。

王宇(1983—)，男，博士，主要从事固体火箭发动机设计与研究。E-mail:billwang2002@163.com