固体发动机低温点火适应性模拟试验技术①

刘中兵，张 兵，周艳青

(1.中国航天科技集团公司四院四十一所，西安 710025；2.中国航天科技集团公司四院，西安 710025)



固体发动机低温点火适应性模拟试验技术①

刘中兵1，张 兵2，周艳青1

(1.中国航天科技集团公司四院四十一所，西安 710025；2.中国航天科技集团公司四院，西安 710025)

考虑影响固体发动机低温点火适应性的推进剂低温力学性能、药柱固化降温应变以及药柱在发动机点火升压条件下应变等3个关键因素，设计了可用于全尺寸发动机低温点火适应性研究的φ202 mm模拟试验发动机。通过选取合适的药柱设计参数和发动机初始压强，可对全尺寸发动机在低温点火下药柱应变状态进行模拟。模拟发动机已成功应用于A、B和C等全尺寸发动机低温-40 ℃或-50 ℃点火适应性研究中，获得了各发动机低温点火试车时的结构安全余量，可在类似发动机低温点火适应性研究中推广应用。

固体火箭发动机；推进剂药柱；低温点火；结构完整性；粘弹性

0 引言

影响固体发动机低温点火工作可靠性的决定因素是药柱在发动机低温点火下的结构完整性，即药柱结构是否发生破坏[1-3]，往往涉及到推进剂低温力学性能、药柱固化降温应变以及药柱在发动机点火升压条件下应变等3个因素。现有的药柱结构完整性计算分析对诸因素均有所考虑[4-7]，但受计算模型本身精度的限制，再加上有效试验验证的缺乏，使得发动机低温点火下药柱结构完整性问题尚未建立起可信的破坏判据。

鉴于固体发动机低温点火工作可靠性问题的复杂性，本文设计出可表征全尺寸发动机在低温点火条件下药柱应变水平的模拟试验发动机，通过该发动机的低温地面点火试车，以期对全尺寸发动机低温点火下的工作可靠性进行考查。

1 模拟发动机技术方案

模拟发动机主要对全尺寸发动机药柱内孔在降温和点火升压载荷条件下的应变进行模拟，通过选取模拟发动机合适的药柱m数(外内径之比)和低温初始压强来实现，推进剂、绝热层、衬层材料与全尺寸发动机相同。模拟发动机技术方案见表1，发动机总图见图1。

1.1 壳体

表1 模拟发动机技术方案Table1 Technical scheme of simulation motor

图1 模拟发动机总图Fig.1 General chart of simulation motor

1.2 燃烧室

采用前后端面和内孔同时燃烧的圆管型装药，为模拟全尺寸发动机药柱的应变条件，药柱应具有一定的长度，经多次计算比较，药柱长度最终选定1 100 mm，药柱长径比5.5。m数依据全尺寸发动机研制需要，暂定为3.64、3.92、4.34 共3种状态，药柱参数见表2。

为使药柱最大应变出现在内孔部位，在药柱前后端设置一定长度的人工脱粘层。

表2 模拟发动机药柱设计参数Table2 Grain design parameters of simulation motor

1.3 喷管

依据固体发动机低温点火适应性的特点，药柱低温点火下最大应变状态出现在发动机点火升压后整个燃面被点燃的初始时刻。在该时刻，药柱应变为最大状态，而推进剂力学性能恰为最低。因此，发动机低温点火下的最危险时刻发生在发动机点火升压后转入正常工作的初始时刻。模拟发动机也主要对全尺寸发动机低温点火下的药柱初始最大应变状态进行模拟。考虑到发动机增面燃烧的特性，为使发动机正常工作时可顺利地全程工作，特采用烧蚀率较大的喉衬材料。最终，采用图1所示的喷管结构，可达到预期目的。

2 模拟发动机与全尺寸发动机药柱结构分析

以某发动机为例，对某发动机和模拟发动机中孔直径分别为φ55、φ51、φ46 mm共计4种状态，考虑低温和点火升压两类载荷，采用三维弹性模型进行药柱结构完整性计算。

低温载荷：由58 ℃零应力温度均匀降温至-40 ℃；

点火升压载荷：全尺寸发动机按6.4 MPa，模拟发动机按9.0 MPa。

2.1 低温载荷

全尺寸发动机与模拟发动机药柱低温-40 ℃下的计算结果见表3，应力分布云图见图2、图3。

2.2 点火升压载荷

全尺寸发动机与模拟发动机药柱点火升压载荷下的计算结果见表4。

作为比较，表4同时给出了φ55 mm内孔模拟发动机6.4 MPa下的计算结果。由表4看出，相同点火升压载荷下，φ55 mm内孔模拟发动机与全尺寸发动机壳体筒段应变一样，药柱内孔最大应变模拟发动机略高于全尺寸发动机。

点火升压下的应力应变分布规律与低温下近似。

表3 低温-40 ℃下药柱内孔计算结果Table3 The calculation results of grain perforation surface at -40 ℃

图2 全尺寸发动机药柱-40 ℃下Von Mises应力云图(MPa)Fig.2 Von Mises stress distribution of full-scale motor grain at -40 ℃(MPa)

(a)内孔φ55 mm (b)内孔φ46 mm

2.3 模拟的针对性分析

模拟发动机与全尺寸发动机降温和点火升压应变比较见表5。由表5看出，在拟采取的模拟发动机工作状态下，降温和点火升压应变，模拟发动机均高于全尺寸发动机。从应变计算分析的角度，若模拟发动机顺利通过低温-40 ℃试车考核，则全尺寸发动机也应通过低温-40 ℃试车考核。考虑到全尺寸发动机与模拟发动机之间的尺寸效应等不定因素，模拟发动机在应变模拟方面留了一定的安全余量。

表4 点火升压载荷下计算结果Table4 The calculation results at ignition pressurization loading

表5 -40 ℃试车条件下模拟发动机与全尺寸 发动机药柱应变比较Table5 The comparison of grain strains between simulation motor and full-scale motor at -40 ℃ ignition

3 模拟发动机低温点火试车

3.1 A发动机低温-40 ℃点火适应性模拟验证试车

3.1.1 模拟发动机/01试车情况

为考核A全尺寸发动机低温-40 ℃点火适应性，同时考核模拟发动机设计方案的合理性，完成了模拟发动机/01台低温-40℃点火试车。推进剂、绝热层和衬层等材料同A发动机，下同。药柱m=3.64。试车实测压强曲线见图4。由图4可看出，发动机最大压强出现在点火后的初始时刻，由于喉衬烧蚀率较大，发动机燃面虽呈上升趋势，但压强曲线呈下降趋势，较好模拟了全尺寸发动机低温点火状态下的药柱高应变状态，达到预期目的。

3.1.2 模拟发动机/02试车情况

为考核A发动机推进剂低温点火条件下的极限承载能力，完成了模拟发动机/02台低温-40 ℃点火试车。药柱m=4.34。02台发动机一点火即发生爆破，未能通过低温试车考核。试车实测压强曲线见图5。从图5看出，由于药柱m数较大，在相同压强条件下的应变较大，在相同10 MPa压强条件下，01台发动机低温-40 ℃试车成功，而02台发动机压强在此急剧上升，最终发动机爆破。从试车现象和压强曲线看，02台发动机试车故障现象与全尺寸发动机低温试车故障现象类似。可见，通过模拟发动机的低温验证试车，可摸索特定推进剂的极限承载能力，从而为全尺寸发动机的设计和可靠性评定提供参考。

图4 模拟发动机/01试车实测压强曲线Fig.4 The measuration p-t curve of simulation motor 01

图5 模拟发动机/02试车压强曲线Fig.5 The measuration p-t curve of simulation motor 02

3.1.3 模拟发动机与全尺寸发动机压强上升梯度的比较

固体发动机低温点火工作可靠性除与药柱固化降温和点火升压下应变大小有关外，还与发动机点火升压压强梯度有关。因此，为使模拟发动机达到预期的目的，还应对模拟发动机低温点火升压梯度进行分析。为此，进行了模拟发动机低温-40 ℃点火试车压强曲线上升梯度与A全尺寸发动机低温-40 ℃试车压强上升梯度的比较，见图6。由图6看出，模拟发动机低温点火压强上升梯度略高于A全尺寸发动机，适当加严了发动机升压梯度条件，这在工程实际中是合适的。

模拟发动机/01、02台低温试车时，相对于A发动机药柱内孔各载荷下实际加载系数见表6。由表6看出，随着药柱m数和压强的增大，药柱低温点火下应变状态逐渐增加，到一定量级时，药柱即发生破坏，从而导致发动机低温试车失利。

3.2 B发动机低温-40 ℃点火适应性模拟验证试车

为考核B发动机低温点火适应性，在B发动机低温点火试车前，安排了模拟发动机/03台低温点火试车。药柱m=4.34。试车实测压强曲线及与B发动机随后低温-40 ℃试车压强曲线的比较见图7、图8。

图6 模拟发动机与A发动机低温试车压强上升梯度的比较Fig.6 The comparison of pressure rising grads between simulation motor and A motor at -40 ℃ ignition

表6 相对于A发动机模拟发动机试验时药柱内孔 各载荷下实际加载系数Table 6 Relative to A motor actual loading coefficient of grain perforation

相对于B发动机，模拟发动机/03台试车时，药柱内孔各载荷下实际加载系数见表7。由表7看出，固化降温加载系数为1.17，点火升压加载系数为1.08。可见，B发动机低温-40 ℃点火试车仍有一定余量。

3.3 C发动机低温-50 ℃点火适应性模拟验证试车

为考核C发动机在低温-50 ℃点火下的工作可靠性，安排了2台模拟发动机(编号为04、05)低温-50 ℃保温48 h后的地面点火试验，2台发动机均工作正常。试车实测压强曲线见图9。

模拟发动机与C发动机低温-50 ℃试车时压强曲线的比较见图10。可见，模拟发动机与C发动机压强升压梯度相当。

相对于C发动机，模拟发动机/04、05试验时，药柱内孔各载荷下实际加载系数见表8。由表8看出，固化降温加载系数为1.11，点火升压加载系数为1.47。因此，从模拟发动机实际加载载荷看，C发动机低温-50 ℃点火试车时药柱内孔的结构综合安全系数在1.1以上。

图7 模拟发动机/03试车压强曲线Fig.7 The measuration p-t curve of simulation motor 03

图8 模拟发动机/03台与B发动机低温-40 ℃ 试车压强曲线的比较Fig.8 The comparison of p-t curves between simulation motor 03 and B motor at -40 ℃ ignition

表7 相对于B发动机模拟发动机试验时药柱内孔 各载荷下实际加载系数Table 7 Motor actual loading coefficient of grain perforation Relative to B

图9 模拟发动机/04、05台试车压强曲线Fig.9 The measuration p-t curves of simulation motors 04 and 05

图10 模拟发动机与C发动机低温-50 ℃ 试车压强曲线比较Fig.10 The comparison of p-t curves between simulation motors and C motor at -50 ℃ ignition

表8 相对于C发动机模拟发动机试验时药柱内孔 各载荷下实际加载系数Table 8 Motor actual loading coefficient of grain perforation relative to C

4 结论

(1) 考虑影响固体发动机低温点火工作可靠性的推进剂低温力学性能、药柱固化降温应变以及药柱在发动机点火升压条件下应变等3个关键因素，设计了可用于全尺寸发动机低温点火适应性研究的φ202 mm模拟试验发动机。

(2) 通过全尺寸发动机和模拟发动机的药柱结构对比计算分析以及模拟发动机低温点火验证试车，采用模拟发动机进行低温点火验证试车，可达到对全尺寸发动机低温点火适应性进行模拟和验证的目的。模拟发动机已成功应用于A、B和C发动机低温点火适应性研究中，可在类似发动机低温点火适应性研究中推广应用。

(3) 通过考察A发动机低温适应性的模拟发动机/01、02台低温验证试车，进一步验证了固体发动机低温点火试车故障定位的正确性。在推进剂低温力学性能受限的情况下，为提高发动机低温点火适应性，药柱设计m数和低温点火初始压强必然受限。为了进一步提高发动机性能，提高推进剂低温力学性能至关重要。

[1] 斯维特洛夫B T, 戈卢别夫N C,等. 防空导弹设计[M].俄罗斯莫斯科航空学院出版社,1999.

[2] Amos R J. On a viscoplastic characterisation of solid propellant and the prediction of grain failure on pressurization cold[R].AIAA 2001-3719.

[3] Shiang-woei Chyuan. Nonlinear thermoviscoelastic analysis of solid propellant grains subjected to temperature loading[J].Finite Element in Analysis and Design,2002,38(7):613-630.

[4] Shiang-woei Chyuan. Dynamic analysis of solid propellant grains subjected to ignition pressurization loading[J].Journal of Sound and Vibration,2003,268(3):465-483.

[5] 刘中兵,利凤祥,李越森, 等. 轴向过载下固体推进剂药柱变形研究[J].推进技术,2004,25(2):163-164.

[6] 刘中兵,利凤祥,李越森, 等. 高过载条件下固体推进剂药柱结构完整性分析计算[J].固体火箭技术,2003,26(2):12-16.

[7] 利凤祥,刘中兵,李越森, 等. 药柱结构对其抗轴向过载能力的影响[J].推进技术,2004,25(2):166-169.

(编辑：崔贤彬)

Simulation experiment technology for low temperature ignition adaptability of solid rocket motor

LIU Zhong-bing1，ZHANG Bing2，ZHOU Yan-qing1

(1.The 41st Institute of the Fourth Academy of CASC，Xi'an 710025，China；2.The Fourth Academy of CASC，Xi'an 710025，China)

Considering three key factors influencing solid rocket motor low temperature ignition adaptability,including low temperature mechanical property of solid propellant,grain strain induced by curing cooling down process,grain strain induced by ignition pressurization,theφ202 mm simulation solid motors were devised to investigate low temperature ignition adaptability of full-scale solid rocket motor.By choosing appropriate designing parameters of grain and initial operation pressure of simulation motors,the grain strain situation of full-scale solid rocket motors at low temperature ignition was simulated.The simulation motors were used to investigate low temperature ignition adaptability for A,B and C full-scale solid rocket motors at -40 ℃ or -50 ℃.The structure safety margin of each full-scale solid motor at low temperature ignition was gotten.The results can be widely used to investigate low temperature ignition adaptability for more solid motors.

solid rocket motor;propellant grain;low temperature ignition;structural integrity;viscoelasticity

2014-06-24；

：2014-11-17。

刘中兵(1977—)，男，高级工程师，研究领域为固体发动机结构分析及总体研究。E-mail：liuzb2007@sohu.com

V435

A

1006-2793(2015)02-0203-05

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.02.010