自由装填固体火箭发动机的快烤响应特性试验 ①

颜 密, 田小涛, 王绍增, 陈俊屹, 汤 祥, 黄 萌

(西安现代控制技术研究所, 西安 710065)

0 引言

固体火箭发动机对快烤的响应特性是固体火箭发动机低易损性[1-2]的重要组成部分，具体是指固体火箭发动机在受到外界火焰直接作用下做出不反应、燃烧、爆燃、爆炸、爆轰等响应的性能[3]。

李高春等[4]对固体火箭发动机在外界热源作用下的加热过程进行了数值模拟，分析了固体火箭发动机内部的推进剂在外界热源作用下的燃烧特点，并确定了发动机产生热危险性的临界温度和起始燃烧时间。原渭兰等[5]对舰载导弹烤燃进行了数值研究，建立了舰载导弹固体火箭发动机烤燃过程数值模型，分析了发动机的温度-时间分布曲线、温度-空间分布曲线和着火延迟时间。齐强等[6]介绍了舰载导弹发射舱相邻舱室起火时火源对舱内导弹的烤燃研究方法，分析了影响烤燃过程的各种因素，建立了一般烤燃传热数学模型，模拟计算了某型导弹烤燃温度-时间的变化过程。梁国定等[7]提出在对固体火箭发动机烤燃进行数值计算时，应考虑接触热阻的对传热过程的影响，并给出了有无接触热阻情况下的推进剂起始燃烧时间。

Lan Pwell[8]指出固体火箭发动机的壳体结构和装药结构是影响发动机热响应程度的关键因素之一。Cocchiaro等[9]提出在快速加热环境下的贴壁浇注发动机的失效机制。与贴壁浇注的发动机不同，自由装填的固体火箭发动机壳体与装药之间一般留有装配间隙，壳体上涂有绝热涂料，装药外侧裹有包覆层等。发动机结构的不同会导致其快烤响应机制产生差异。

本文针对一种自由装填固体火箭发动机对快烤的响应特性进行试验研究和理论分析。搭建了固体火箭发动机快烤试验平台，进行了全尺寸的自由装填固体火箭发动机快烤试验。通过对发动机快烤试验过程和试验结果进行分析，给出了被试发动机的分阶段响应特性、响应时间和响应等级。通过对被试发动机的解体过程和剩余装药残骸进行分析，总结分析了被试发动机的快烤失效机制。

1 试验

固体火箭发动机快烤试验系统包括被试发动机、油池系统、点火系统、测温系统、视频监控系统及验证板，系统示意图如图1所示。

图1 固体火箭发动机快烤试验系统示意图

被试发动机为自由装填固体火箭发动机，由自由装填装药、燃烧室、尾管和喷管组成，其结构示意图如图2所示。自由装填装药由一级装药、二级装药和包覆层组成。一级装药结构为盲星孔加端燃，采用高燃速改性双基推进剂；二级装药结构为端燃，采用低燃速改性双基推进剂；包覆层为三元乙丙橡胶。其中，两种推进剂的主要成分皆为硝化棉、硝化甘油、黑索金、奥克托金、铝颗粒和安定剂，皆为非钝感推进剂。燃烧室壳体材料为高强度钢，燃烧室壳体内壁涂有隔热涂料。隔热涂料内壁面和装药外壁面留有装配间隙。喷管收敛段装有防潮堵盖，材料为聚四氟乙烯。为了避免点火具产生响应从而对发动机的快烤响应过程产生干扰，被试发动机不带点火具。

油池系统包括油池、燃料、支架、顶杆。其中，油池选用3 mm厚的钢板焊接，底面1.5 m×1.3 m，高0.7 m；燃料为JETA-1型航空煤油，加注量保证快烤时间大于等于18 min；支架由钢焊接制成，用于支撑被试发动机，保证其不掉入油池中；顶杆由钢制成，用于抵抗发动机烤燃点火之后形成的推力，限制被试发动机在试验中可能产生的移动。

图2 自由装填发动机结构示意图

测温系统由热电偶、补偿导线及温度采集模块组成。6路热电偶，分别布置在被试发动机的前后左右上下20 mm处。视频采集模块为试验场高清视频监控系统，3个高清摄像头分别位于试验区的前方100 m、左前方50 m和右前方30 m处。验证板由Q235A钢制成，厚度6 mm，2块验证板分别位于被试发动机左右两侧2 m处。快烤试验现场布置情况如图3所示。

图3 发动机快烤试验现场布置情况

2 试验结果

参考美军标MIL-STD-2105D的快速烤燃考核试验方法，将任意2个热电偶温度达到550 ℃的时刻值定义为发动机快烤的起始时刻，即为本次试验中的0时刻。发动机快烤试验过程时间轴如图4所示。依据快烤试验过程中发动机的不同状态，将试验过程分为两次响应、三个阶段。两次响应依次为发动机点火和发动机解体，三个阶段依次为快烤温度场建立阶段、第一响应阶段和第二响应阶段。快烤温度场建立阶段指的是从燃油点火到任意2个热电偶温度达到550 ℃的阶段。第一响应阶段指的是任意2个热电偶温度达到550 ℃到发动机点火的阶段，该阶段的时长为1 min 28 s；第二响应阶段指的是发动机点火到发动机解体的阶段，该阶段的时长为1 min 43 s。这里将重点对发动机的第一次响应、第二次响应、第一响应阶段和第二响应阶段进行研究和分析。

图4 发动机快烤试验时间轴

2.1 第一响应阶段

在第一响应阶段中，发动机燃烧室壳体、尾喷管的外观没有表现出明显变化，喷管的防潮堵盖在燃气高温作用下烧毁，并失去隔断燃烧室内外气体的功能。发动机在第一响应阶段状态变化见图5。

(a)防潮堵盖未燃烧 (b)防潮堵盖燃尽

在图5(a)中，喷管的防潮堵盖清晰可见，如图中黑圈标记区内的白色斑点所示；在图5(b)中，黑圈标记区内的白色斑点消失不见，这说明发动机的防潮堵盖已烧毁，燃烧室与外界高温环境通过尾管联通。

2.2 发动机第一次响应

发动机第一次响应为发动机在快烤作用下发生自点火，装药开始燃烧。三视角的发动机点火过程图6所示。其中，图序号中1、2、3分别代表中间、右侧、左侧三个视角，a、b、c代表点火过程中的初期、发展和完成三个阶段。由图6可知，发动机点火过程的初期，喷管出口处可见一束明亮的黄色火焰，火焰的发展方向为喷管出口所指的方向；随着点火过程的发展，喷管出口处的火焰区域逐渐增大；到点火完成的时刻，喷管尾焰已经十分明显，可确定一级装药的燃面已全部点燃。

(1-a) (1-b) (1-c)

(2-a) (2-b) (2-c)

(3-a) (3-b) (3-c)

2.3 发动机第二响应阶段

在发动机点火之后，一级装药的推进剂持续燃烧，状态如图7所示。由图7可知，一级装药的燃烧强度很大，喷管尾焰的长度超过5 m。伴随声响，声音强度高于发动机正常工作。一级装药的燃烧时间与发动机的高温工作时间相近。一级装药燃烧时，燃烧室壳体、喷管等结构完整、尚未失效。

在一级推进剂燃烧末期，钛合金尾管壳体温度上升而强度下降，喷管与尾管的螺纹连接处首先失效，喷管被高速气流吹出，落点距离被试发动机80 m，喷管飞出瞬间如图8(a)所示；随后，在外部加热和高速气流的共同作用下，尾管衬层失效并被喷出，喷出瞬间如图8(b)所示。

图7 一级推进剂燃烧

(a)喷管飞出 (b)衬层飞出

在尾管衬层和喷管被喷出之后，气流在喷喉处的壅塞状态消失，燃烧室压强快速下降。另外，一级装药燃烧完毕，二级装药开始燃烧，推进剂燃面减小，燃烧室压强进一步下降。在低于设计状态的压强下，二级推进剂的实际燃速远小于设计燃速，推进剂的燃烧时间延长，使得装药燃烧时间远大于发动机设计工作时间。二级装药的尾焰状态如图9所示。

在发动机第二响应阶段中，推进剂燃烧的尾焰持续从喷管中排出，发动机产生推力。若发动机为自由状态，发动机可能会运动甚至飞行，导致火情扩大或者带来其他次生灾害。

2.4 发动机第二次响应

发动机第二次响应为二级装药燃烧中断，发动机发生解体，过程如图10所示。由图10可知，在发动机解体过程初期，尾管出口处的尾焰消失，并喷出一团灰色烟雾；随后冒出火团并迅速扩大，整个过程伴随较大的声响。

图9 二级装药燃烧

图10 发动机解体过程

试验后，对发动机的残骸进行了收集。发现燃烧室壳体掉入了油池之中，结构完整无变形。两块验证板无明显痕迹。在油池周围15～20 m的范围内发现了尾管内衬残骸、尾管后盖及装药头部补偿垫，如图11(a)所示；在20～80 m的范围内发现了尺寸为4～8 cm的装药碎块和包覆层碎片，如图11(a)所示；在80 m处发现了剩余的头部装药，如图11(b)所示。

(a)装药碎块和包覆层碎片 (b)剩余的头部装药

3 快烤响应特性分析

3.1 被试发动机的快烤响应特性分析

由试验过程和结果的分析可知，被试发动机的快烤响应特性为多次多阶段响应，具体包括：

(1)药柱内表面自点火现象；

(2)推进剂持续燃烧；

(3)发动机解体。

3.1.1 装药内表面自点火机理分析

被试发动机在第一响应阶段经历了有无防潮堵盖两个状态。在防潮堵盖未烧毁之前，燃烧室内部与外界高温气体隔离，装药受到的加热量主要来自外界高温气体通过壳体由外向内的热传导，药柱外侧的包覆层和外层推进剂首先被加热。

在防潮堵盖烧毁之后，药柱外侧的包覆层和外层推进剂持续被加热，外界高温环境通过尾管和燃烧室联通。由于尾管通道狭长，燃烧室气体和外界高温气体通过尾管形成的自然对流十分微弱，管内气体的热传导也十分微弱。因此，外界高温气体通过对流换热和热传导对装药内表面推进剂的加热几乎可以忽略不计。由于外界高温气体为航空煤油燃气，含有大量的C(s)、CO、CO2、H2O(g)等组分，具有较强的热辐射特性。因此，外界高温气体主要通过辐射对装药内表面推进剂进行加热。在上述情况下，装药内表面推进剂自点火机理有两种可能：

(1)推进剂在达到自分解温度后，开始产生可燃的自分解气体，气体积累到一定量之后，通过尾喷管排出，在喷管出口处被点燃并产生回火，进一步将装药内表面推进剂点燃并持续燃烧。

(2)推进剂在达到自分解温度后，开始分解并放热，在自分解放热和辐射加热的双重作用下，推进剂发生自点火并持续燃烧。

3.1.2 发动机解体机理分析

发动机剩余的头部装药如图12所示。由图12可知，在剩余头部装药侧面的包覆层有明显可见的灼烧痕迹，装药有大片撕裂痕迹。这是由于药柱外侧的包覆层和外层推进剂首先被加热；随着温度的升高，包覆层内侧材料和外层推进剂开始自分解，产生气体并放热，在推进剂内部及推进剂与包覆层之间形成小气穴；随着时间的推移，气穴中积累的气体增多，气穴体积进一步增大；随着推进剂温度的进一步上升，气穴附近的推进剂分解加剧，气穴压强快速上升，导致装药结构破坏并点燃。

在装药结构破坏之后，大面积的推进剂燃烧使得燃烧室头部压强快速上升，高压将剩余装药由发动机头部推向尾管，在尾管出口处产生图10(a)和(b)所示的灰色烟雾团。随后，瞬间的冲击作用使得发动机后盖被剪断并飞出，剩余装药飞出，发动机解体。

由于固体火箭发动机的推进剂为自带氧化剂的含能材料，在达到自分解温度后，推进剂快速的分解产生气体并释放热量，释放的热量又导致附近推进剂温度进一步升高，自分解反应加剧，形成正激励反应。因此，装药中的气穴一旦形成，装药结构将会迅速破坏。

图12 装药头部的响应痕迹

3.2 自由装填固体火箭发动机与贴壁浇注发动机快烤响应特性对比分析

3.2.1 贴壁浇注发动机的快烤响应特性

贴壁浇注发动机的典型结构一般为壳体、衬层/绝热层、装药紧密贴合在一起，中间没有间隙。贴壁浇注发动机在快烤作用下的初始阶段响应机制如图13所示[9-10]。

图13 贴壁浇注发动机在快烤初始阶段的响应机制

首先，发动机的径向温度梯度迅速升高，在推进剂未被明显加热时，最靠近壳体的衬层/绝热层材料已经开始自分解；随后，在自分解气体和壳体受热膨胀的双重作用下，壳体和衬层局部脱粘，产生气缝；随着时间的推移，衬层/绝热层继续自分解，外层推进剂温度升高，开始自分解。在发动机的后续快烤响应中，可能有以下三种情况发生：

(1)壳体局部强度下降，在热集中区首先发生破坏，外层推进剂暴露于高温常压环境中，局部点燃并由外向内燃烧；

(2)装药结构完整性发生破坏并点燃，药柱外侧、内部推进剂同时燃烧，在壳体的约束下，产生爆燃及以上的响应；

(3)衬层脱粘，外侧装药点燃，由于气缝中的气体难以排出，在壳体的约束下，产生爆燃及以上响应。

3.2.2 被试发动机与贴壁浇注发动机的快烤响应特性对比分析

与贴壁浇注发动机相比，被试发动机的装药与壳体之间多了绝热涂料和装配间隙，在快烤初期，包覆层外侧材料的自分解产物可直接排入装配间隙，难以在壳体附近形成热集中区，壳体很难局部破坏形成泄压口。被试发动机在第二次响应后，燃烧室壳体仍然结构完整。被试发动机的装药内表面推进剂快于外层推进剂做出响应，装药燃面发生自点火并持续燃烧，尾焰持续从尾喷管排出，使得发动机产生推力。同时，推进剂的持续燃烧消耗掉了大部分推进剂，减弱了被试发动机第二次响应的程度。

与贴壁浇注发动机快烤响应机制相同的是被试发动机的包覆层和外层推进剂首先被加热，发生自分解反应，产生气体并释热量，在药柱内部形成气穴，这些气穴是导致装药结构破坏的主要原因。

4 结论

(1)被试发动机的试验过程可分解为两次响应、三个阶段。两次响应分别为发动机点火和发动机解体。三个阶段分别为温度建立阶段、第一响应阶段和第二响应阶段。

(2)被试发动机第一响应阶段的时间为1 min 28 s，发动机第二响应阶段的时间为1 min 43 s，整体响应时间为3 min 11 s。

(3)可确定外界高温气体对装药内表面推进剂的辐射加热作用是推进剂自点火的直接原因，更详细的推进剂自点火机理需要进一步的深入研究。

(4)在快烤作用下，包覆层和外层推进剂发生自分解反应，导致未燃烧的头部装药发生结构破坏并点燃，使得发动机头部压力急升，最终导致发动机解体。

(5)与贴壁浇注发动机不同的是被试发动机具有壳体难以局部破坏形成泄压口、装药内表面推进剂快于外层推进剂做出响应等快烤响应特性；与贴壁浇注发动机相同的是由于被包覆层和外层推进剂发生自分解反应而生成的小气穴，是导致快烤过程中装药结构发生破坏的主要原因。