双脉冲固体火箭发动机软隔板破裂试验研究

王 硕，王一白，陈 铮，曹熙炜，刘 宇

（1.北京航空航天大学宇航学院，北京100191；2.上海航天动力技术研究所，上海201109；3.中国运载火箭技术研究院研发中心，北京100076）

双脉冲固体火箭发动机软隔板破裂试验研究

王 硕1，王一白1，陈 铮2，曹熙炜3，刘 宇1

（1.北京航空航天大学宇航学院，北京100191；2.上海航天动力技术研究所，上海201109；3.中国运载火箭技术研究院研发中心，北京100076）

为研究双脉冲固体火箭发动机软隔板破裂和应力分布规律，设计了一种端面软隔板。对隔板作预制刻痕处理，在隔板上形成多个正方形方块。刻痕的宽度及间距取决于发动机参数，隔板破裂时产生碎片不堵住喷管。进行了二脉冲点火器试验、二脉冲点火试验、双脉冲发动机两级点火试验三个阶段的隔板破裂试验，并对双脉冲发动机隔板的受力进行仿真分析。结果表明：设计隔板在发动机工作过程中及时合理破裂，仿真所得隔板破裂位置与试验结果吻合。试验隔板破裂发生在凹腔边缘处和隔板上的圆型刻痕处，在隔板表面施加预制刻痕，隔板破裂形成的碎片基本被排出发动机，且能使隔板破裂更具有规律性。隔板破裂试验研究对隔板设计有重要的意义。

固体火箭发动机；双脉冲；软隔板；隔板设计；破裂试验；点火试验；数值仿真；应力分布

0 引言

双脉冲固体火箭发动机采用独立的两级工作装药，可间隔工作，具有增加射程、增大末端速度和提高机动性等优势，受到了越来越多的重视［1－3］。目前双脉冲固体火箭发动机已在多种导弹上得到了应用，其中代表性的有SRAM空对地导弹、标准3型导弹、IDRA地空导弹［4－6］。对双脉冲固体火箭发动机进行了全面研究。德国拜恩联合化学推进技术中心研制了一种铝质隔膜试验发动机，并成功进行了一系列点火试验，该双脉冲发动机在试验弹上成功完成了飞行试验［7－10］。加拿大国防科学研究中心CARRIER等研制了一种陶瓷隔板双脉冲试验发动机，并成功进行了多次点火试验［11－12］。文献［13］提出了一种双脉冲固体火箭发动机铝质隔板的设计方法，并对铝质隔板进行了耐压和破裂试验。文献［14］分析了双脉冲固体火箭发动机软隔板绝热效果和温度变化。文献［15］对软隔板双脉冲固体火箭发动机二级点火延迟进行了试验分析。

根据隔板工作时所受载荷的不同和隔板材料的差异，双脉冲发动机可分为硬隔板和软隔板两种。虽然有关双脉冲发动机的研究较多，但主要集中于硬隔板双脉冲固体火箭发动机，对软隔板双脉冲发动机隔板设计与破裂试验较少。隔板的结构型式及在双脉冲固体火箭发动机工作过程中的破裂行为，会影响双脉冲固体火箭发动机的工作性能，因此开展软隔板双脉冲固体火箭发动机的隔板破裂试验对掌握隔板设计型式和设计参数有重要的意义。本文针对端燃软隔板试验发动机进行了设计加工，开展了二脉冲点火器试验、二脉冲点火试验、双脉冲发动机两级点火试验三个阶段的隔板破裂试验，通过良好的隔板设计以保证双脉冲发动机正常工作。

1 试验发动机及隔板设计

1.1 试验发动机

在实际应用中，根据双脉冲发动机一脉冲和二脉冲不同的装药类型，隔板设计的型式也有多种，隔板的主要型式有端面隔板、内孔隔板等。

双脉冲试验发动机采用端面隔板型式，其工作参数为：一脉冲工作压强1MPa，工作时间30s；二脉冲工作压强1.5MPa，工作时间10s；脉冲间隔时间10s。试验发动机的基本结构组成包括一级药柱、二级药柱、燃烧室壳体组件、喷管、隔板及二脉冲点火器组件、测压管等，如图1所示。其中：发动机壳体由不锈钢制成；喷管喉衬材料为钨渗铜；两级装药均采用双基推进剂，药柱采用自由装填方式；燃烧室绝热层材料为玻璃钢、喷管绝热层材料为高硅氧。

1.2 隔板设计

双脉冲发动机中隔板的设计应注意：有效的热防护作用，避免使该侧温度过度上升，从而点燃二级点火药；在第二级脉冲工作时隔板要及时合理地破裂，一使隔板破裂的范围远大于喷管喉部面积，二使隔板的碎片不堵到喷管；隔板的破裂强度小于隔板的粘接强度；隔板的厚度与点火药量的对应关系［15］。

隔板采用的材料为聚氨酯。其主要物性参数为：密度1.25g／cm3；拉伸强度60MPa；线膨胀系数1.3×10－4K；伸长率10%；泊松比0.35；拉伸模量3GPa。

隔板如图2所示。在双脉冲发动机试验阶段，对隔板作预制刻痕的处理，刻痕的宽度，以及刻痕间的距离根据发动机本身的设计参数选定，处理后的隔板上形成多个正方形的小块。为使设计的隔板在二脉冲工作时破裂产生的碎片不堵住喷管，试验喷管的喉部直径16mm，理论上若隔板能均匀破裂，则隔板上相邻两条预制刻痕间的距离应小于11.3mm。刻痕的设计宽度2mm，相邻刻痕间距离10mm，刻痕深度1mm。隔板上加工了一个半径62.5mm、宽度2mm、深度1mm的圆形刻痕，以保证隔板破裂时不影响绝热层结构。

2 试验过程与结果分析

试验过程分三个阶段进行：二脉冲点火器试验；二脉冲点火试验；双脉冲发动机两级点火试验。

2.1 二脉冲点火器试验

为探究隔板破裂行为，试验初期设计了二脉冲点火器试验。试验时二脉冲药柱采用假药柱，为便于与隔板及包覆层的粘接，二脉冲假药柱使用聚氨酯材料。

在隔板中心加工圆形凹腔（直径75mm），隔板表面无刻痕，将二脉冲点火器安装在隔板凹腔内并固定。点火器采用的是片状点火器（外径75mm），点火器的导线由片状点火药中间引出，点火器与隔板二级药柱等相关结构如图3所示。

由测得的压力时间曲线可知：在隔板与假药柱形成的腔内，质量3g的点火药可形成压强5.5MPa，但实际试验测得的第一个压强峰仅为0.3MPa，这表明此时隔板可能已破裂（但基本形状还保持完好），黑火药形成的燃气已从隔板与假药柱形成的腔内流出（否则，压强传感器测不到压强）［15］。另外，从试验录像可发现：点火后喷管出口冒出一阵烟，此后过了数秒，片状点火器工作，隔板迅速地被从薄弱位置（直径75mm的圆）剪切并形成碎片喷出喉部。这与试验测得压强曲线过程一致。

试验结果表明：在片状点火器形成的燃气作用下，隔板完全按预定的位置破裂并形成碎片，试验中碎片未对喷管造成堵塞。

2.2 二脉冲点火试验

为进一步研究在实际工作中隔板的破裂行为，以及隔板型式对双脉冲固体火箭发动机工作的影响，设计了二脉冲点火试验。

试验时对隔板进行了改进：增大了隔板的凹腔体积，隔板的有效厚度不变；为保证隔板不被第一脉冲压力压破，在隔板与点火器的空腔中加入航空海绵，片状点火器直径不变；同时为考察隔板在实际工作过程中的破裂情况，二脉冲点火试验时二脉冲药柱为真实药柱。

隔板与点火器组件、二脉冲装药与包覆层的连接如图4所示。

由燃烧室的压力时间曲线可知：二脉冲药柱被成功点燃；增大隔板凹腔可显著减小二脉冲点火器点火时的初始压力峰［15］。试验后隔板破裂情况如图5所示。由图5可知：隔板从凹腔最边缘（直径125mm）处破裂，碎片大部分都排出，留下少量部分散落在燃烧室，其中有4～5块尺寸较大，说明隔板破裂不太规律。

2.3 双脉冲发动机两级点火试验

为研究隔板的结构型式及其在一、二级工作过程中的破裂行为，对双脉冲发动机工作的影响，设计了双脉冲发动机两级点火试验。

为研究不同隔板结构型式对双脉冲发动机工作的影响，在双脉冲发动机两级点火试验时仅对隔板组件进行了改进：将隔板中间的凹腔改为刻痕，刻痕在面向二脉冲药柱的一侧，隔板厚度不变，刻痕深度1mm。其余隔板组件与二脉冲药柱等结构的连接如图6所示。

不同时间的压强如图7所示。由图7可知：两级药柱均正常工作，点火间隔约10s，满足给定的双脉冲发动机设计要求。

试验后隔板破裂如图8所示。由图8可知：隔板从最边缘的刻痕处（直径125mm）处破裂，燃烧室内基本无隔板碎片。试验结果表明：隔板完全按预定的位置破裂，试验中二脉冲药柱工作时压强曲线平稳，隔板碎片未对喷管造成堵塞。

对比加工凹腔的软隔板，预制刻痕的软隔板破裂时更具规律性。

第三阶段试验中二脉冲点火器工作时隔板及二脉冲药柱仿真的应力如图9所示。计算模型为二维轴对称模型；隔板内侧施加1.25MPa压力载荷，包覆层的下部施加y向的约束，包覆层右侧施加x向的约束。

由图9可知：隔板中间空腔位置的应力较小，越接近往隔板边缘处，隔板上的应力越大；应力最大位置在最边缘的刻痕处（直径125mm）处，达到了41MPa，这与试验结果中的隔板破裂发生在隔板最边缘刻痕处吻合。

3 结论

本文对端面软隔板双脉冲发动机的隔板破裂试验进行了研究，结果表明：本文通过在隔板表面进行预制刻痕或加工凹腔处理，可使二脉冲药柱工作时隔板及时合理破裂，双脉冲发动机正常工作；隔板破裂的位置发生在凹腔边缘处和隔板上的圆型刻痕处；在隔板表面加工刻痕处理可使隔板破裂更具规律性。由本文软隔板的破裂试验研究可知：在隔板表面加工刻痕可作为实际应用时双脉冲固体火箭发动机的软隔板设计方法，但对隔板碎片在发动机内的运动轨迹无法得出确切结论。因此，在进一步研究双脉冲固体火箭发动机软隔板的破裂规律时，需对发动机工作过程进行内视研究，以观察隔板破裂和碎片运动的真实情况。本文通过对试验结果分析认为：采用良好的隔板设计，可保证双脉冲发动机正常工作，在隔板表面加工刻痕能使隔板破裂更具规律性。

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Fracture Test of Soft－Clapboard in Dual－Pulse Solid Rocket Motor

WANG Shuo1，WANG Yi－bai1，CHEN Zheng2，CAO Xi－wei3，LIU Yu1
（1.School of Astronautics，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China；2.Shanghai Space Propulsion Technology Research Institute，Shanghai 201109，China；3.Research of Development Center，China Academy of Launch Vehicle Technology，Beijing 100076，China）

In order to study the fracture progress and distribution of stress of dual－pulse solid rocket motor，a sort of soft－clapboard was designed.The nicks were made on the clapboard and many quadrants were formed.The width and distance of nicks were determined by motor parameters to make sure that the nozzle would not be plugged by fragments while the clapboard was breaking.The second pulse igniter test，the second pulse performance test and the dual pulse performance test were conducted.At the same time the distribution of stress of the soft－clapboard was simulated.The result showed that the designed soft－clapboard fractured in proper way in time and the soft－clapboard fractured was identical to the result of test.The soft－clapboard fractured in the edge of cavity and the round nick of soft－clapboard.In the case that there were nicks on the soft－clapboard，almost all of the fragments from the fractured clapboard were ejected and the clapboard would burst more regularly.Clapboard fracture test has important meaning for designing clapboard.

solid rocket motor；dual－pulse；soft－clapboard；clapboard design；fracturing test；ignition test；Numerical simulation；stress distribution

V435

A

10.19328／j.cnki.1006－1630.2017.01.019

1006－1630（2017）01－0116－05

2016－09－08；

2016－10－16

王 硕（1993—），男，硕士生，主要研究方向为双脉冲固体火箭发动机。