固体轨控发动机用环形点火器优化设计

李 建，罗思璇，吴飞春，沈铁华



固体轨控发动机用环形点火器优化设计

李 建，罗思璇，吴飞春，沈铁华

（上海航天动力技术研究所，上海，201109）

针对某型固体轨控发动机发生点火延迟时间超差的问题，分析了原因，对环形点火器采取了结构优化和点火药调整等改进措施，并进行了单项点火试验、地面试车以及飞行试验的考核。结果表明：改进措施有效，环形点火器能量输出更加稳定，点火延迟时间超差问题得以解决。

环形点火器；轨控发动机；点火延迟；优化设计

目前轨控发动机技术已被应用到第四代导弹技术中，实现战术导弹在高空空气密度低的条件下快速变轨的功能，增大导弹的机动作战能力，提高命中目标的机率[1]。在某轨控发动机的设计中，为有效点燃发动机双环形结构的主装药，通常使用圆环形结构的点火器。由于轨控发动机工作时间短（不大于1s）且响应迅速，发动机点火对点火器的输出能量、延迟时间以及燃烧后残骸提出了高要求[2]。

本文针对轨控发动机随导弹在某次大过载飞行试验中出现点火延迟时间超差的现象，分析了发动机工作出现故障的原因，提出点火器的优化措施，并在单项点火试验、地面试车以及飞行试验中进行验证。

1 点火延迟时间超差问题分析

为了满足轨控发动机快速正常点火且无残骸飞出的要求，点火器设计采用高燃速的颗粒药（黑火药和镁-聚四氟乙烯的混合药）和短时完全烧熔的赛璐璐壳体结构[3]，两只电爆管在环形点火器内部呈180°对称分布。该结构的点火器已通过单项点火试验、地面试车和普通弹道的飞行试验考核，但大过载的严酷弹道条件在地面试验中无法考核，存在天地一致性差异的问题。环形点火器结构示意图如图1所示，电爆管在弹体坐标系中的位置如图2所示。

图1 环形点火器结构示意图

图2 电爆管在弹体坐标系中的位置

大过载条件对环形点火器会带来如下影响：环形点火器固定在轨控发动机的内筒体上，跟随导弹进行大过载动作。环形点火器的点火药为自由状态的颗粒药，目前的工艺技术不能够实现环形点火器内容积由颗粒药100%填满，颗粒药会在离心力作用下发生相对过载方向相反的运动趋势。点火药粒会向Y1方向的负向即弹体下侧运动，导致电爆管1位置处因缺药形成局部空腔，电爆管1发火时，因空腔的存在，发火能量不能迅速点燃周围点火药粒，仅下方点火药粒被点燃，使主装药点火延迟时间过长，轨控发动机延迟工作。

2 优化措施

为确保点火器在大过载工况下能够稳定输出点火能量，从结构和释放能量稳定性方面对原状态环形点火器的壳体和点火药进行优化。

2.1 点火器壳体

优化后的环形点火器壳体采用耐烧蚀的不锈钢管材材料，点火药可以完全约束在点火器壳体内，确保点火器工作时无点火药散落，能量释放稳定，同时，可确保在轨控发动机工作时间内点火器无残骸飞出。不锈钢结构点火器壳体为整体冷弯成型，为三排喷气口的篓式结构，可以实现点火药稳定的释放能量，从而可靠点燃发动机主装药。

2.2 点火药

将颗粒状点火粒优化成具有一定耐压强度和点火一致性较好的药柱型点火药剂。优化设计后的硼/硝酸钾成型药柱（BPN）具备一定的抗压强度（最小轴向抗压强度150N，最小径向抗压强度50N）[4]，在装入点火器壳体内不易出现晃动和位移情况，施加点火能量后可按一定规律定向燃烧，保证点火器在离心大过载条件稳定输出能量，并能从根本上解决“空腔问题”，从而有效改善点火延迟时间。根据环形点火器环形装药空间、BPN药柱的制作工艺以及在环形空腔内的燃烧特点，确定BPN药柱为有内孔结构且一端为喇叭口形状的药柱结构。

环形点火器的点火药量通过经验公式进行初步估算，估算药量约为34.5g，通过点火器单项点火试验和发动机地面试车试验来调整点火药量，使其点火性能符合要求，既在低温下点火可靠，点火延迟时间满足要求；高温下点火压强峰不超过发动机最大工作压强。环形点火器的主装药由扩燃药包及其两侧各16片、自由装填在点火器内腔中的点火药柱组成，整个药柱内外燃面和端面同时燃烧，实现快速、稳定点燃发动机主装药，避免了点火延迟[5]。图3为优化后环形点火器结构示意图。

图3 优化后环形点火器结构示意图

3 试验验证

3.1 单项点火试验

优化后的环形点火器经历机械序贯环境试验后，在与发动机结构相似的模拟容器中进行了高温、常温、低温6发单项点火试验[6]，与优化前的环形点火器的相应值进行对比。表1为环形点火器优化前后技术状态下的单项点火试验性能参数。

表1 环形点火器单项点火试验性能参数

Tab.1 Single ignition test performance before and after optimization for annular ignitor

通过表1数据可知，优化前最大压强为0.94~ 1.71MPa，最大压强标准差为0.251MPa；最大压强对应时间为29.6~65.1ms，时间标准差为11.93ms；优化后最大压强为1.48~2.07MPa，最大压强标准差为0.231MPa；最大压强对应时间为28.4~48.4ms，时间标准差为6.99ms。通过数据分析可知，优化后最大压强和最大压强对应的时间数值离散性小于优化前，优化后环形点火器发火性能质量一致性优于优化前。

单项点火试验后点火器结构完整，无明显烧蚀。优化后点火器单项点火试验性能优于优化前，能更好满足设计要求，因此，可以初步确定34.5g硼/硝酸钾点火药和不锈钢壳体结构的环形点火器。

3.2 地面试车

优化后环形点火器配套用于轨控发动机进行了地面试车试验，并与优化前的环形点火器进行对比，结果如表2所示。

表2 地面试车数据

Tab.2 The ground test results

通过表2数据可知，优化前压强差为2.237~ 3.302MPa，标准差为0.482MPa；点火延迟时间为19.0~45.1ms，标准差为12.19 ms；优化后压强差为1.938~2.380MPa，标准差为0.185MPa；发动机点火延迟时间为22.6~42.7ms，标准差为8.99ms。分析可知优化后压强差和点火延迟时间数值离散性均小于优化前，发动机点火初期的性能指标得到优化。地面试车试验后点火器残骸喷口处结构烧熔，从烧熔处的球形金属烧熔物判断，发动机工作过程中无壳体残骸飞出；试验后篓式壳体主体结构完整，仍可靠地固定在轨控发动机内筒体上。通过地面试车数据确定34.5g硼/硝酸钾点火药和不锈钢壳体结构的环形点火器，以满足轨控发动机的点火设计要求。

3.3 飞行试验

对安装优化后环形点火器的轨控发动机随导弹进行了1发大过载的飞行试验，大过载后在弹动111.83s弹上给出轨控发动机点火指令，在弹动118.855s轨控发动机开始工作，轨控发动机点火延迟时间25ms，延迟时间正常。

4 结语

对环形点火器进行点火药和点火器壳体结构等进行优化，通过单项点火试验、地面试车以及大过载飞行试验考核，确定了优化后环形点火器状态为：不锈钢材料篓式壳体结构和34.5gBPN主装药。优化后环形点火器可以更好地满足轨控发动机点火要求，并有效解决了发动机在大过载飞行条件下点火延迟时间超差的问题。

[1] 贾世伟，等.拦截弹轨控发动机点火时机与分配策略研究[J].计算机仿真,2009(3):99-102.

[2] 眭英,胡克娴.固体火箭发动机[M].北京:北京理工大学出版社,1990.

[3] 卢文忠,等.某型固体火箭发动机点火药盒的优化设计[J].四川兵工学报,2013(7):1-3.

[4] 叶淑琴，等.某导弹点火装置B-KNO3输出装药设计及试验[J].火工品,2008(5):25-27.

[5] 鲍福廷,侯晓.固体火箭发动机设计[M].北京:中国宇航出版社,2016.

[6] 张秋芳,等.单项点火试验在小型固体发动机点火设计中的应用[J].火工品,2006(3):5-8.

The Optimum Design on Annular Igniter of Solid Divert Motor

LI Jian，LUO Si-xuan，WU Fei-chun，SHEN Tie-hua

(Shanghai Institute of Space Propulsion Technology , Shanghai，201109)

Aimed at the problem that ignition delay time out of tolerance during a flight test of solid divert motor , the reasons were analyzed, and the improving methods such as structural optimization for annular igniter and ignition powder adjustment were proposed, as well as the single ignition test, ground tests and flight tests were carried out. The results show that improving methods are effective, output power of annular igniter is more stable and the problem of ignition delay time out of tolerance is solved.

Annular igniter；Solid divert motor；Ignition delay；Optimum design

1003-1480（2017）05-0001-03

TJ45+4

A

10.3969/j.issn.1003-1480.2017.05.001

2017-07-04

李建（1985 -），男，工程师，主要从事固体火箭发动机设计研究。