嵌长金属丝药柱燃速测试方法研究

阳 洁，张 鲁，张伟青

（上海航天动力技术研究所，上海 201109）

0 引言

燃速是推进剂性能的一项重要指标和影响导弹发动机内弹道性能的核心参数。嵌金属丝药柱的装药形式可大幅提高端面燃烧药柱燃速，既可有效满足导弹总体的长时间、大推力性能要求，又能弥补推进剂燃速调节范围有限的缺憾，因而在战术导弹固体发动机中得到广泛应用。为较准确地预示发动机性能，采用嵌金属丝药柱的导弹发动机对药柱燃速的准确性要求较高，而嵌入金属丝后，推进剂本体的基础燃速已无法表征燃速特性。因此，寻求有效的嵌金属丝药柱燃速测量方法，成为发动机研制的关键之一。

本文基于国内外嵌金属丝药柱燃速测试的方法，本文对一种新的燃速测试方法——标准发动机法进行了研究。

1 燃烧机理

嵌金属丝端燃药柱内部沿药柱轴向嵌有金属丝。金属丝一般选用导热性能较好的银丝［1］。因金属丝的高导热特性，高温燃气热量沿金属丝方向快速传递，其周围的推进剂被迅速加热，形成金属丝加热区，如图1所示。当推进剂被加热到燃烧的临界温度时，立刻被点燃。由于沿金属丝方向的燃速远大于推进剂本身的燃速，因此形成了以金属丝为中心的锥孔，且锥孔形成的燃面远大于原端面燃烧面积。

图1 嵌长金属丝推进剂燃烧模型Fig.1 Propellant burning model with embedded metal wire

2 燃速常用测试方法

目前，嵌金属丝药柱燃速测量方法主要有靶线法、发动机中止燃烧法和发动机X射线实时影像法。

2.1 靶线法

按尺寸要求制作嵌金属丝药条方坯，并用醋酸纤维素－丙酮包覆，如图2所示。其原理是将包覆的嵌金属丝药柱试样钻孔穿入靶线，在规定的试验压强和温度下，在氮气中测定燃尽试样靶线长度所需时间，计算出燃速。测试时用直径0.5～0.6mm的钻头钻孔，设置点火丝孔和第一、第二靶孔，其中两靶孔方向一致；将靶线穿入靶孔。将试药条固定在燃速仪上，充入氮气至指定压强，然后进行保温。当燃速仪内压强与温度达到规定范围值时点火。则燃速（用靶线法测得的燃速通常称为静态燃速）

式中：Leff为靶距；t为燃尽靶距所需时间。

图2 嵌金属丝药条方坯Fig.2 Grain article with embedded metal wire

2.2 发动机中止燃烧法

发动机中止燃烧法测试装置如图3所示。其工作原理是中止发动机工作一定时间后，使燃烧室压强突然迅速下降，燃烧中止。

图3 发动机中止燃烧法装置Fig.3 Device of motor burning－stop method

对嵌长金属丝药柱，垂直于燃面方向的燃速为推进剂基础燃速，沿金属丝方向的燃速远大于基础燃速，有

式中：α为绕金属丝燃烧锥的锥顶角；rw／r0为沿金属丝方向燃速与基础燃速的比率［2］。

根据式（2），由中止发动机燃烧试验测量锥顶角可计算燃速比，并根据基础燃速可得推进剂沿金属丝方向的燃速。

2.3 X射线实时影像法

采用X射线影像增强系统实时观测发动机中嵌长金属丝药柱燃烧过程中烧去肉厚与时间的关系，以确定推进剂的基础燃速和沿金属丝方向的燃速。X射线实时影像法工作原理如图4所示。

图4 X射线实时影像法Fig.4 Real time X－ray image method

2.4 三种测试方法比较

上述三种燃速测试方法的评价见表1。

3 标准发动机法

上述嵌金属丝药柱燃速测试方法各有其优缺点，而全尺寸发动机燃速测试，虽然在发动机研制单位具有可行性，且数据精度较高，但缺点是成本过高。为此，本文提出了一种用标准发动机进行嵌金属丝药柱燃速测试的新方法。

3.1 原理

由燃速幂函数模型

可知，同种推进剂浇注的标准发动机的工作压强与全尺寸发动机相同［3］。此处：a，n分别为推进剂燃速系数和压强指数；p为工作压强。因此，以标准发动机模拟全尺寸发动机嵌金属丝药柱工作工况，测得的燃速可用于表征全尺寸发动机嵌金属丝药柱的动态燃速。由标准发动机在规定工况下的压强－时间曲线，确定嵌金属丝药柱有效长度燃尽所需时间，用式（1）可得到该压强下的燃速。

表1 三种测试方法Tab.1 Three measurement methods

此外，采用一组试验件在规定的温度点下，通过改变压强值可得到压强指数，或在要求的压强下，通过改变温度值获取温度敏感系数，得到表征推进剂燃烧性能的主要参数。

3.2 标准发动机组成

标准发动机主要由燃烧室壳体、喷管、药柱、点火装置等组成，壳体外径为φ70mm，长度可根据药柱燃速进行调节，如图5所示。其结构件应可重复使用，如采用厚壁壳体，喷管喉衬采用钨渗铜等。

图5 标准发动机结构Fig.5 Structure of standard motor

3.3 数据处理方法

根据标准发动机试验给出的压强－时间试验曲线确定燃速，方法有两种：第一种适于曲线特征点明显的数据处理，判读误差小；第二种无使用限制。

a）方法一：判读嵌金属丝药柱有效长度燃尽所需时间，由式（1）可计算该压强下的燃速。

b）方法二：判读发动机平衡段工作压强推算推进剂的

式中：p为平衡段压强；c＊，ρ分别为推进剂特征速度和密度；At为发动机喉径；Ab为药柱燃面。

此外，采用一组试验件在规定的温度点下，改变压强值可得压强指数，或在要求的压强下，通过改变温度值获取温度敏感系数，获得表征推进剂的燃烧性能的主要参数。

3.4 应用

采用标准发动机法测试某型号发动机嵌银丝药柱燃速，并将结果与发动机实际燃速和靶线法测试结果进行对比。

3.4.1 标准发动机法

标准发动机主要结构参数见表2。药量约3kg，喷管喉径按发动机燃速测试压强4MPa的要求设计。

表2 主要结构参数Tab.2 Main structure paremeters

3.4.2 试验及数据处理

发动机总装后进行保温，温度达到规定范围值后点火。

根据药柱有效长度与p－t曲线读取的燃尽时间，由式（1）可得r＝284.3／3.1＝91.7mm／s。其中：药柱Leff根据平衡段燃面推移理论确定，如图6所示；时间t为由试车曲线确定的药柱有效长度的燃烧时间，如图7所示。

图6 药柱有效长度Fig.6 Effect length of grain

图7 有效长度燃烧时间Fig.7 Burning time of effective length

3.4.3 测试结果对比

除标准发动机法外，还采用靶线法对同锅推进剂进行了燃速测试。利用两种方法的测试结果，分别对全尺寸发动机性能进行预示，并与该发动机实际性能试验结果进行对比，结果见表3。由表可知：标准发动机法测试结果更接近推进剂实际燃速，能更准确地预示发动机内弹道性能。

表3 预示性能与实际性能Tab.3 Proposed and real performance

3.5 评价和建议

标准发动机法测试精度较高，燃速测试范围较宽，且无特殊设备要求，适合发动机研制单位使用。该方法目前存在的主要缺点是药柱有效长度和有效工作时间等关键数值需人工判读，较易出错。对此，本文建议通过构造特征点，即预制药柱台阶，利用其产生的燃面效应设置压强拐点，以降低误读误判的风险，进一步提高测试的准确度。

根据平衡压强公式

对给定的推进剂和At，p会随Ab变化而变。

预制药柱台阶将使燃面变化，导致压强产生特征点，据此可判读药柱有效长度和燃尽所需的时间。预制特征点的药柱结构如图8所示，预制特征点的p－t曲线如图9所示。

图8 预制特征点的药柱结构Fig.8 Grain structure with characteristic point prefabricated

图9 预制特征点的p－t曲线Fig.9 p－t curve of characteristic point prefabricated

4 结束语

本文探讨了嵌金属丝药柱燃速的测试方法，并在此基础上提出了一种新的嵌金属丝燃速测试方法（标准发动机法）。不同方法及其测试效果的比较结果，证明了标准发动机测试法的精度优于燃速仪测试法，是一种测试精度较高、可操作性较强的方法，适合发动机研制单位使用。

［1］ 张 鲁.某型号发动机含银丝端面燃烧药柱初始燃面的优化［C］／／中国航天第三专业信息网第30届技术交流会.厦门：［s.n.］，2005：50－54.

［2］ 方 丁，张为华，杨 涛.固体火箭发动机内弹道学［M］.长沙：国防科技大学出版社，1997.

［3］ 李宜敏，张中饮，张远君.固体火箭发动机原理［M］.北京：北京航空航天大学出版社，1991.