空空导弹发动机安全使用寿命评估分析

王虎干

(中国空空导弹研究院,河南洛阳 471000)



空空导弹发动机安全使用寿命评估分析

王虎干

(中国空空导弹研究院,河南洛阳 471000)

针对空空导弹安全使用寿命问题,对国内外固体火箭发动机使用寿命评估方法进行了总结,并以AIM 120空空导弹为例,详细说明了该空空导弹发动机贮存寿命和挂飞寿命的评估过程。结合目前国内通常采用的发动机寿命评估方法及空空导弹发动机延寿时采用的方法,对比了国内外的技术差异。结果表明:应进一步完善发动机寿命评估方法体系,加强固体推进剂在交叉载荷作用下的力学性能研究,完善装药结构完整性理论,发动机交付后应同时开展发动机使用寿命监测计划。

空空导弹;固体火箭发动机;使用寿命;延寿

0 引言

空空导弹作为夺取制空权的主要武器,其性能的高低已经成为决定空战乃至整个战争胜负的重要因素。我国地域辽阔,气候环境多变,必须满足在不同地域、不同气候环境下的作战需求,其工作环境远比其他常规战术、战略导弹恶劣。与其他战术导弹相比,除对贮存寿命具有严格要求外,在服役过程中的挂飞时间、架次也是其安全使用寿命的重要考核内容。空空导弹发动机装填系数通常都比较高,装药老化后的结构完整性问题、挂飞过程中的振动载荷等都使得发动机的寿命设计条件更加苛刻。在服役期间,为避免发动机爆炸引起的安全事故,必须保证导弹在挂机飞行时安全发射,因此对发动机的使用寿命进行准确、可靠的评估至关重要。

固体火箭发动机从生产到点火期间会经历比较复杂的载荷历程,其使用寿命一直是比较关注的问题,国内外对此都展开了大量的研究。

20世纪50年代末至70年代期间,美国针对“民兵”等武器系统分别开展了全面老化和监测计划及长期使用寿命分析计划,对固体推进剂、方坯、缩比发动机和全尺寸发动机在贮存过程中性能的变化进行了研究[4-6]。为在设计阶段就能对固体火箭发动机寿命进行准确的预估,许多国家采用实验室模拟老化的试验方法,使发动机处在比较严酷的贮存环境中,加速发动机的老化过程。如:意大利“阿斯派德”导弹发动机在71 ℃条件下贮存13周相当于自然环境贮存7～8a。俄罗斯“火炬”设计局的自然环境实验室通过加严实验室环境使得在实验室内存放6个月相当于常规贮存10a,像S300导弹就做过类似的试验[7]。

1996年,北约航天研究与发展专家组在瑞典举行“固体推进系统使用寿命”专题会议,全面总结了当前固体火箭发动机寿命预估的技术发展,并将寿命预估方法分为两大类:系统监测方法和模型分析方法。

1998年,在美国空军研究实验室和海军航空武器中心提出整体高性能火箭推进技术计划。通过建立固体推进剂老化模型及非线性本构方程,提高固体火箭发动机寿命预估的准确度[8]。

国内在固体火箭发动机寿命预估方面也展开了大量的研究。国防科技大学与中国空空导弹研究院联合开发了固体火箭发动机寿命预估软件平台,通过固体推进剂的高温加速老化试验及三维粘弹性有限元分析预估发动机的贮存寿命[9]。海军航空工程学院对固体火箭发动机寿命预估展开了大量的研究工作,讨论了发动机“延寿”和修复过程的一些做法。采用长期贮存,定期检测预估药柱的使用寿命,对不同贮存期的固体火箭发动机药柱进行了大量的力学性能试验,得到推进剂力学性能随贮存时间的变化规律,结合有限元方法分析了点火工况下发动机装药的结构完整性,预示了药柱的使用寿命[10-11]。

目前国内关于空空导弹发动机寿命的研究仍比较少,文中主要对美国AIM-120早期型号的安全使用寿命评估方法进行了总结,结合目前国内的研究方法对空空导弹发动机的安全使用寿命评估提出了进一步的研究方向。

1 AIM-120导弹发动机寿命评估方法

AIM-120空空导弹发动机装药采用的是少烟HTPB推进剂,装填系数较高,药柱为管形和轮毂形组合装药,见图1所示。该导弹在设计时要求同时满足空军和海军的作战需求,因此,必须适应多种地区的气候环境,如:寒带环境、热带环境、沙漠环境、山地环境和海洋环境[12]。

图1 AIM-120空空导弹发动机结构

AIM-120空空导弹在设计阶段根据《环境试验方法和工程指引》(environmental test methods and engineering guidelines)中的MILSTD-810标准对发动机寿命进行评估,发动机通过标准中的相关试验后,认为其使用寿命大于10a。随后要求其寿命周期分为两个部分,即8a的自然贮存寿命和2a在飞行线上的贮存寿命。军方后来提出该导弹要同时满足在F-15飞机上挂载飞行的平均无故障时间(mean time between failure)不小于450h,而重新提出的挂飞振动载荷条件比设计阶段考虑的载荷条件更加恶劣。针对这两个问题,美国开展了该导弹的寿命监测计划。首先在1993年对4台发动机进行静止点火试验和解剖试验;随后在第二个财政年解剖了2台发动机,对8台发动机进行地面点火试验;在第三个财政年开始前,通过对已具有较长累计飞行时间的导弹进行挂飞环境试验和点火试验,辅助验证了AIM-120导弹平均无故障时间不小于450h的要求。

1993年,开始对4台发动机进行老化研究,发动机浇注时间均为1988年11月。其中2台发动机在63 ℃下老化45d后进行了静止点火试验,点火环境温度分别为-54 ℃和63 ℃,另2台发动机进行解剖试验。点火过程中监测了发动机的推力、温度、应变和加速度,并进行了高速摄像。发动机内弹道性能满足设计要求,其他监测点无异常情况,初步认为可继续开展发动机的寿命研究工作。解剖的2台发动机,原计划1台发动机进行3次高低温循环后解剖,后因计划变动,将该台发动机的试验条件与另一台发动机设置相同,即先进行3次高低温循环,然后在63 ℃温度下加速老化45d,最后进行解剖试验。发动机采用电解侵蚀的方法去除壳体部分,然后将整个装药取出并进行切割,其中轮毂段装药切割方案见图2所示。

图2 轮毂段装药切割方案

图2中各个区域对应的试验如下:

A为拉伸试验(肉厚较大的区域);B为拉伸试验(肉厚较小的区域);C为界面拉伸试验;D为90°剥离试验;E为应力松弛试验;F为药条燃速试验;G为塑性材料分析;H为交联度试验;I为TGA分析;J为DTA分析;K为热膨胀系数试验。

表1为发动机解剖后推进剂的测试试验项目。从表1中可以看出,推进剂的性能测试试验比较详细,尤其是力学性能试验比较全面,分别考虑了推进剂从低温到高温,拉伸速率从慢到快,并且考虑了围压的影响。目前国内在测试推进剂力学性能时,低温快速拉伸时拉伸速率常采用500 mm/min或1 000 mm/min,考虑围压下的拉伸试验开展的更少,难以准确的反映推进剂的力学性能。

表1 AIM120固体推进剂测试试验项目

在第二个财政年期间共采用10台发动机进行寿命研究,其中4台发动机(1988年浇注)直接进行低温点火试验,2台发动机(1990年浇注)老化后进行低温点火试验,2台发动机(1990年浇注)老化后进行高温点火试验,最后2台发动机(1991年浇注)老化后进行解剖试验。主要的试验项目如表2所示。所有发动机点火试验成功,发动机工作正常,监测点无异常情况。

表2 发动机寿命评估试验项目

在同一年内,对已具有较长挂飞时间的发动机(HTTC)进行了试验研究,共采用了4台发动机。其中1990年浇铸的2台发动机直接进行高低温循环试验,在低温X射线探伤后分别进行高、低温点火试验,另2台发动机在长时间挂飞后继续施加F-15飞机上的振动载荷条件,在此基础上进行X射线探伤和发动机静止点火试验。4台发动机点火成功,发动机工作正常,监测点无异常,内弹道性能均满足设计要求。除此之外,还对另外8台具有长时间挂飞载荷史的发动机进行了X射线探伤检测,发动机内无缺陷形成。因此,最后认为该发动机的累计挂飞时间可大于1 000 h。

2 国内发动机使用寿命常用评估方法

2.1 设计阶段寿命评估

从已发表的文献中可以了解,目前国内通常采用固体推进剂高温加速老化试验,同时结合装药结构完整性分析作为固体发动机贮存寿命的评估方法。在固体推进剂方面,国内主要依据航天工业标准QJ2428-92复合固体推进剂贮存老化试验方法对推进剂的老化力学性能进行研究。对于复合固体推进剂,常用最大延伸率作为失效判据。固体推进剂高温加速老化后,根据老化数学模型及阿累尼沃斯方程得到的常温自然贮存老化过程中最大延伸率的变化。最后根据设计部门提出的指标要求对推进剂的贮存寿命进行评估。

发动机设计部门提出固体推进剂的力学性能指标主要依据装药的结构完整性分析。因此,在高温加速老化后,需要对推进剂的模量和泊松比等一系列参数进行测试,尤其是在快速拉伸条件下。目前,国内对固体推进剂进行拉伸试验时,快速拉伸速率往往采用的是500 mm/min或1 000 mm/min,若采用GJB 770B中的标准哑铃试验件,其应变速率仅为12%或24%左右,远达不到发动机点火增压过程中装药内表面的应变速率,并且测试的试验项目不够全面,建立能反映发动机工作状态下装药力学响应的本构方程比较困难。

目前,国内尚没有建立固体火箭发动机安全使用寿命的评估标准。设计阶段对发动机的寿命评估主要参考之前型号发动机的设计寿命及已开展的延寿成果。理论方面,结合固体推进剂高温加速老化试验和装药结构完整性分析对发动机的贮存寿命进行评估。该方法通过固体推进剂高温加速老化试验获得推进剂最大延伸率随贮存年限的变化,同时对不同贮存年限的发动机进行装药结构完整性分析,绘制发动机装药内表面最大主应变随时间的变化曲线,最后对比两条曲线,取一定的安全系数,得到发动机的贮存寿命。固体推进剂最大延伸率及装药内表面最大主应变随贮存时间的变化见图3所示。在固体发动机服役后,国内尚比较缺乏对发动机的定期监测、检测,无法对发动机的设计寿命进行验证及到寿时做出提前预判,这也导致在发动机延寿时缺乏之前的贮存试验数据支撑。

图3 推进剂最大延伸率及装药最大主应变随贮存时间的变化

2.2 发动机延寿方法

随着各类战术、战略导弹贮存寿命的逐渐到期,为避免可能继续服役的导弹提前报废,国内已展开了大量的发动机延寿工作。如:针对已具有一定贮存年限的发动机延寿至15a的问题,首先将一定数量的该发动机高温加速至15a;然后分别对具有一定贮存年限和加速至15a的发动机进行环境考核试验和解剖试验,主要试验内容,如表3所示;最后通过对比发动机各部件及内弹道性能的变化评估发动机是否满足继续延寿的要求。

表3 发动机延寿试验项目

对比表2中开展的试验项目可知,总的试验类别基本一致。区别主要在于AIM-120导弹的试验项目更加细致,如在X射线、CT检查项目中开展了低温-54 ℃下的探伤试验;固体推进剂性能测试试验项目也更加全面。据文献资料报道,国外一些先进的空空导弹在进行挂飞寿命评估时,可同时进行低温振动试验,环境考核更加严酷。

3 总结

1)国外关于发动机安全使用寿命的研究起步较早,技术比较成熟,已形成相应的标准。在发动机设计阶段,国内目前还没有相应的标准进行参考来评估发动机的使用寿命,仍需进一步加强研究。

2)国内对固体推进剂的力学性能测试项目通常比较简单,缺乏考虑应变速率、环境压强、温度等因素交叉作用的影响,对推进剂的力学性能评价不够全面。同时,应建立能反映发动机工作时装药力学响应的本构关系,加强固体发动机装药结构完整性的理论分析,为发动机的设计及寿命评估提供可靠的理论支撑。

3)国外对发动机寿命进行研究时,寿命评估和延寿过程并无明显的界线。在发动机交付后,寿命研究工作就已经启动。在发动机设计阶段提出的寿命周期内,对发动机进行实时监测,定期开展发动机的系列相关试验,可以对发动机的真实使用寿命提前做出预报。为能准确评估发动机的真实使用寿命,应针对具体发动机开展其使用寿命监测计划。

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Evaluation and Analysis of Air-to-air Missile’s Safety and Service Life

WANG Hugan

(China Airborne Missile Academy,Henan Luoyang 471000,China)

In view of air-to-air missile life safety problems, service life evaluation methods used both at home and abroad were summarized. Taking AIM-120 missile as an example, assessment of its storage life and flight hours was described. Considering common life evaluation methods of solid rocket motor and life-extension method of the air-to-air missile motor at present, technical differences at home and abroad were compared. The results show that the SRM life evaluation method system should be improved, the mechanical properties of solid propellants under multiple loads should be further studied for structure integrity theory of grain, and service life surveillance program should be considered after delivery of solid rocket motors.

air-to-air missile; solid rocket motor; service life; life extension

2015-07-13

王虎干(1963-),男,河南温县人,研究员,研究方向:空空导弹推进系统。

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