自由装填装药固体火箭发动机点火冲击研究

卢福刚

(中国兵器工业第203研究所,西安 710065)



自由装填装药固体火箭发动机点火冲击研究

卢福刚

(中国兵器工业第203研究所,西安 710065)

大部分反坦克导弹采用自由装填装药固体火箭发动机作为动力装置。这些导弹在发动机点火瞬间出现了与人们经验思维相背的后坐现象,且因后坐过载量值较大致使部分弹载部件失效,造成飞行试验失败。为了解释这种“异常”现象,研究后坐过载量值与哪些因素有关。文中开展了机理分析,建立了分析模型,进行了计算分析,并与相关试验结果对比,形成了结论性意见和建议,期望达到指导该类型发动机点火具设计以及弹载易损部件缓冲设计的目的。

自由装填装药;固体火箭发动机;点火冲击;后坐过载

0 引言

在某型反坦克导弹发射飞行试验后,发现导弹后滑块的后端被撞出了深约2 mm的凹坑,初步计算撞击过载约1 000g左右。按照反作用工作原理,在发动机点火瞬间导弹应该向前运动而不是后坐。在导弹发射的发动机点火瞬间,由于发射装置是固定的,因此滑块后端撞出的凹坑肯定是导弹后坐产生的,但产生的原因却解释不清楚,加之在后续发射飞行试验中,发现部分弹载部件在发动机点火瞬间出现了故障,且原因与该后坐过载有关。为了解释这种“异常”后坐现象,研究后坐过载与哪些因素有关,文中从发动机结构、点火及工作过程[3]入手,开展了机理分析,建立了分析模型,进行了计算分析,并与试验结果比对。

1 自由装填和贴壁浇铸装药固体火箭发动机结构[2]简述

1.1 自由装填装药固体火箭发动机

自由装填装药固体火箭发动机一般由壳体、补偿垫、装药、点火具、喷管和喷管堵等组成,见图1所示,其中的点火具由电起爆器、高能点火药和药盒组成。这种发动机根据动力输出要求的不同,采用不同的装药药型,形成了单室单推力和单室双推力两种类型固体火箭发动机,分别见图1和图2所示。

图1 自由装填端面燃烧固体火箭发动机结构示意图

图2 自由装填装药端侧面同时燃烧导弹中置点火固体火箭发动机结构示意图

图3 自由装填装药端侧面同时燃烧斜置点火固体火箭发动机结构示意图

自由装填装药固体火箭发动机一般采用后置点火方式,即点火具位于发动机后端,常用的有中通道点火和斜置点火两种方式,分别见图2和图3所示。

它们的共同特点是需要的点火药量较大,产生的点火压强和冲击较大,点火延迟时间较小。

1.2 贴壁浇铸装药固体火箭发动机

经过研究发现,自由装填装药固体火箭发动机的点火后坐现象与其特有的装药结构密切相关,因此在这里有必要对贴壁浇铸装药固体火箭发动机的结构进行简单介绍,并在后面对其点火冲击进行分析。图4是贴壁浇铸装药固体火箭发动机的结构示意图,其装药与发动机壳体通过浇铸固连在一起,且一般都有一个内燃中心通孔,发动机点火工作后由内燃中心通孔向外燃烧。

图4 贴壁浇铸装药固体火箭发动机结构示意图

贴壁浇铸装药固体火箭发动机一般采用前点火方式,即点火具位于发动机的前端。优点是点火燃气利用率高,点火压强小,点火瞬间喷出物少。

2 点火冲击分析

2.1 自由装填装药固体火箭发动机

图5 自由装填固体火箭发动机结构简图

为了便于分析问题,把自由装填装药固体火箭发动机结构简化为如图5所示的示意图。其中,补偿垫是一个可压缩变形的弹性垫子,作用一是发动机装药在随环境温度变化热胀冷缩时不致压裂和松动,作用二是对发动机点火瞬间的爆燃冲击缓冲,避免发动机装药结构破坏;壳体在发动机未工作时对装药起固封作用,在发动机工作时起燃烧室作用;装药与发动机壳体及补偿垫不固连,可在一定范围内沿发动机轴线移动,是发动机工作产生动力的储能材料;点火具在点火电流的作用下,引燃高能点火药,瞬间产生高温、高压燃气,引燃装药燃烧,使发动机开始工作;喷管堵在发动机未工作时对燃烧室起密封作用,在发动机点火过程中起保证点火压力作用,当发动机装药被点燃、燃烧室压强剧升至大于破堵压强Pd时,起可靠破碎、打开射流通道作用。下面结合图5分析自由装填装药固体火箭发动机的点火过程:

1)当点火具中的电起爆器有点火电流通过时,将瞬间引燃高能点火药爆燃形成高温、高压燃气。根据热力学定理[1],任何气体的压强P、密度ρ和绝对温度T不是彼此独立的,其中两者确定之后,第三者便是确定的。换句话说,三者之间存在确定关系,即:

f(P,ρ,T)=0

(1)

值得注意的是,在高能点火药爆燃的过程中,式(1)中的P、ρ、T都是随时间瞬间激变的[4],是时间的函数,即:

(2)

若用t0和t1分别表示点火具高能点火药始燃和爆燃结束时刻,用t2表示发动机装药相对于壳体运动静止的时刻,则对应时刻的燃烧室燃气压强、密度和绝对温度可分别用P0、ρ0、T0,P1、ρ1、T1,P2、ρ2、T2来表示。Δt10=t1-t0为点火具高能点火药整个爆燃过程的持续时间。Δt20=t2-t0为发动机装药在燃烧室点火燃气压强和补偿垫弹性恢复力的共同作用下,相对于发动机壳体开始运动到相对静止的持续时间。Δt21=t2-t1为点火具高能点火药爆燃结束到发动机装药相对壳体运动静止的持续时间。试验结果表明:Δt10是微秒级的,Δt20和Δt21是毫秒级的。

2)自由装填装药固体火箭发动机的装药(质量用My表示)在点火过程中的受力情况可用图6表示,其中,FPL是燃烧室的压强P产生的燃气压力,如果用S表示发动机装药的端面面积,则:

FPL=P×S

(3)

图6 发动机装药受力情况示意图

(4)

(5)

式(5)中的P2可以按式(6)近似计算。

(6)

式(6)中的X21为Δt21时段发动机装药向前运动的距离。若用FTR表示发动机装药相对于壳体运动挤压补偿垫产生的弹性恢复力,用K表示补偿垫的弹性恢复力系数,用X表示补偿垫被压缩的行程,则:

FTR=K×X

(7)

依据式(3)、式(4)和牛顿定律,则在发动机点火过程中,发动机装药运动加速度:

(8)

3)除发动机装药之外的弹体(质量用MD表示)的受力情况见图7所示,图中仅画了发动机壳体部分。依据发动机点火压强设计[5]原则,点火具高能点火药爆燃结束时的燃烧室压强P1应该小于发动机喷管堵的破堵压强Pd。因此,从图5中可知:FTL和FTR、FPL和FPR是作用力和反作用力的关系,因而有|FTL|=|FTR|、|FPL|=|FPR|。依据牛顿定律,在发动机点火过程中,除发动机装药之外的弹体运动加速度:

(9)

图7 发动机壳体受力情况示意图

4)算例:某导弹发动机点火具的高能点火药质量MDH为10 g,发动机装药的端面面积S为0.022 69 m2,初始燃烧室容积V0为0.002 27 m3,点火具爆燃结束时刻的燃烧室压强P1为2 MPa,破堵压强Pd为3 MPa,发动机装药的质量My为11 kg,除发动机装药之外的弹体质量MD为39 kg,发动机点火瞬间发动机后坐距离为2.1 mm,其余计算条件略。利用上述公式,经计算可得:除发动机装药之外弹体的最大点火过载加速度为998.9g,持续时长0.97 ms,与导弹发射飞行试验实测数据基本吻合。

5)分析结论:正因为自由装填装药固体火箭发动机的装药沿发动机轴线方向是自由可移动的,根据动量守恒原理,当其在点火具起爆形成的剧升内压强作用下向前运动时,除发动机装药之外的弹体必然向后运动,产生了发动机在点火具爆燃瞬间的弹体剧烈后坐和大冲击过载现象。

2.2 贴壁浇铸装药固体火箭发动机

为了便于分析问题,把贴壁浇铸装药固体火箭发动机的结构简化为图8所示的示意图。下面结合图8分析贴壁浇铸装药固体火箭发动机的点火和工作过程:

图8 贴壁浇铸固体火箭发动机结构示意图

1)当点火具中的电起爆器有点火电流通过时,将瞬间引燃其中的高能点火药爆燃形成高温、高压燃气。由于中通贴壁浇铸装药固体火箭发动机的点火具一般设计在发动机的前端,且装药与发动机壳体固连一体见图8所示,因此高温、高压燃气产生的内压力首先作用于发动机的前端,使整个导弹向前运动,与此同时,高温、高压燃气沿中通道迅速向后传播,并在喷管堵没有被冲开、发动机装药没有被点燃之前,在发动机内部瞬间达到压力平衡,也使之前使整个导弹向前运动的作用力瞬间减小为零。

2)根据测试,上述压力从产生到平衡的时间履历是0.1 ms级的,且在该过程中发动机装药被几乎同时点燃开始燃烧。

3)当发动机燃烧室的压强大于喷管堵的破堵压强时,喷管堵被冲破,随之高温、高压燃气从发动机喷喉喷出,产生使导弹向前运动的反作用力。因此,在整个发动机点火过程中不会出现后坐现象。

4)分析结论:正因为贴壁浇铸装药固体火箭发动机的装药与壳体是固连的,在其点火过程中,虽然高能点火药爆燃同样在发动机燃烧室内瞬间产生了高温、高压燃气,形成了内部压强,但由于发动机内部没有可移动的发动机装药,无法产生内部运动冲量,而是通过瞬间内部传播达到平衡状态,并均匀作用于发动机燃烧室内腔表面,被发动机壳体“吸收”,不会产生弹体瞬间后坐现象和大冲击过载现象。

3 结论

通过上述分析,形成如下研究结论:

1)固体火箭发动机点火过程是一个非常复杂的化学反应和物理作用过程。

2)自由装填和贴壁浇铸装药固体火箭发动机在点火过程中都会产生冲击过载,但在同等点火条件下,自由装填装药固体火箭发动机的点火冲击过载量值远大于贴壁浇铸装药固体火箭发动机。

3)自由装填装药固体火箭发动机在点火过程中必然产生弹体后坐现象,且其冲击过载量值与点火具中的高能点火药的燃速、药量以及发动机装药的质量正相关,与点火空间的初始容积和补偿垫的弹性模量负相关。

4)贴壁浇铸装药固体火箭发动机在点火过程中同样会产生弹体前冲或后坐现象。当点火具位于发动机前端时产生弹体前冲现象;当点火具位于发动机后端时产生后坐现象。

5)对于采用自由装填装药固体火箭发动机的小型战术导弹,在进行总体结构和部件设计时,必须考虑发动机点火冲击过载对其工作性能和可靠性的影响。

[1] 潘文全. 流体力学基础 [M]. 北京: 机械工业出版社, 1980.

[2] 关英咨. 火箭发动机教程 [M]. 哈尔滨: 哈尔滨工业大学出版社, 2006.

[3] MIL-STD-810F美军标爆炸分离冲击: 火工品冲击 [S]. 2000-01-01.

[4] 赵承庆, 姜毅. 气体射流动力学 [M]. 北京: 北京理工大学出版社, 1997.

[5] 陈汝训. 固体火箭发动机设计与研究 [M]. 北京: 宇航出版社, 2005.

Study on Ignition Shock of Free-grain-fed Solid Propellant Rocket Motor

LU Fugang

(No.203 Research Institute of China Ordnance Industries, Xi’an 710065, China)

Most antitank missiles use free-grain-fed solid rocket motors as propulsion units. At the instant of motor ignition, these missiles have recoil phenomenon against people’s experience thoughts, and bigger recoil overload magnitude makes parts of missile-borne components be ineffective, causing failure of flight test. To explain this “abnormal” phenomenon, factors being related with recoil overload magnitude were studied. In this paper, mechanism was analyzed, analysis model was built, calculation analysis was conducted, and the results were compared with the test results. Finally, conclusion and suggestion were formed. It is expected to achieve the goal of guiding igniter design for this type of motor as well as damping design for missile-borne vulnerable parts.

free-fed grain; solid rocket motor; ignition shock; recoil phenomenon

2015-04-27

卢福刚(1964-),男,陕西人,研究员,博士,研究方向:武器系统总体。

V435

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