曹軍+郭顏紅+邢強

摘 要：針對高過載條件下固體火箭發(fā)動機的燃燒特性，利用燃速方程編程計算，得出了過 載條件下含鋁復合推進劑燃速增加系數(shù)，分析了過載與燃速增大變化規(guī)律，并采用非均勻燃面計 算方法模擬不同過載條件下發(fā)動機的內(nèi)彈道性能，結(jié)果表明，過載對發(fā)動機內(nèi)彈道性能影響不明 顯，但會影響特定部位燃速增大導致的裝藥偏燒，有必要加強該部位的熱防護。

關(guān)鍵詞：高過載；固體火箭發(fā)動機；非均勻燃面計算方法；內(nèi)彈道性能

中圖分類號：V435+.12 文獻標識碼：A 文章編號：1673-5048（2014）01-0033-04

ResearchontheWorkingStabilizationofSolidRocket MotorUnderHighOverload

CAOJun1，GUOYanhong1，2，XINGQiang1

（1.ChinaAirborneMissileAcademy，Luoyang471009，China；2.AviationKeyLaboratoryofScienceand TechnologyonAirborneGuidedWeapons，Luoyang471009，China）

Abstract：Basedonthecombustioncharacteristicofsolidrocketmotorunderhighoverload，thedata oftheburningrateaugmentationoftheHTPBpropellantsontheoverloadisacquiredbycomputingburn ingrateequation，andthelawofburningrateaugmentationchangedwithoverloadisanalyzed.Theinter nalballisticperformanceunderdifferentoverloadiscomputedbytheirregularburningsurfacecalculation method.Theresultshowsthat，theoverloadhaslittleeffectontheinternalballisticsperformance，but couldincreasetheburningrateofspecificareasandleadtothegrainburningeccentrically.itisnecessary tostrengthenheatsafetydesignfortheseareas.

Keywords：highoverload；solidrocketmotor；irregularburningsurfacecalculationmethod；inter nalballisticsperformance

0 引 言

近年來，隨著高機動性能戰(zhàn)術(shù)導彈技術(shù)的發(fā) 展，對高橫向過載下發(fā)動機的工作穩(wěn)定性和安全 性提出了越來越高的要求。高過載會對火箭發(fā)動 機三維兩相內(nèi)流場以及裝藥燃燒產(chǎn)生很大的影響， 由高過載引起的發(fā)動機裝藥燃速增加使得燃面推 移偏離設計狀態(tài)，可能出現(xiàn)偏燒問題，這不僅會導致發(fā)動機內(nèi)彈道性能的顯著改變，而且可能導 致發(fā)動機絕熱層提前暴露在高溫燃氣中。對于采 用含高鋁粉推進劑的發(fā)動機來說，高過載還會引 起燃燒室和噴管內(nèi)部高速粒子流的局部聚集和沖 刷，惡化了發(fā)動機絕熱層的工作環(huán)境，嚴重時會導 致內(nèi)絕熱防護失效[1-2]。

基于以上背景，本文通過理論計算與數(shù)值仿 真，研究多種典型過載模式下發(fā)動機裝藥的燃燒 過程。針對某些可能出現(xiàn)的危險工況，提出發(fā)動機 裝藥設計以及絕熱層設計的改進措施，改善發(fā)動 機在高過載條件下的工作特性，優(yōu)化發(fā)動機總體 性能、提高發(fā)動機工作的安全性和可靠性。

1.1 幾何模型

發(fā)動機結(jié)構(gòu)如圖1所示，選用力學性能優(yōu)良、 燃速調(diào)節(jié)范圍大的丁羥三組元推進劑，采用“圓管 +星型”的裝藥形式，其中第一級裝藥為高燃速推 進劑，第二級為低燃速推進劑。

由表2可見，當推進劑燃速不變時，隨著過載 的增加，推進劑的燃速增大系數(shù)也隨之增大，這是 過載引起的慣性造成了燃燒火焰對推進劑表面的 熱反饋增加，燃速也隨之增大；當過載不變時，低 燃速推進劑的增大系數(shù)大于高燃速推進劑。如參 考燃速為0.0055m/s的低燃速推進劑在過載為 20時，燃速增大系數(shù)已達到1.309，而參考燃速為 0.014m/s的高燃速推進劑在過載為50時，燃速 增大系數(shù)僅為1.068，因此對于本發(fā)動機來說，續(xù) 航段推進劑燃速低，工作時間長，過載對發(fā)動機的 影響更值得關(guān)注。

2 燃面推移與內(nèi)彈道計算

xT1=xO1+r1cosθ2 yT1=yO1+r1sinθ2

同理可得：

xT2=xO2+r2cosθ4 yT2=yO2+r2sinθ4

則圖中角度α1=θ1+π，α2=θ2。

同理可得：α4=θ4；α3=θ3+π。0≤α1，α2，α3，

α4≤2π

當[α1，α2]∩[α3，α4]為空集時，切線T1T2與 T3T4之間增加圓弧段T2T3，為保持燃面的折線表 達，取圓弧中點T23分別與切點T2，T3連接成折線 段。當[α1，α2]∩[α3，α4]不為空集時，切線T′1T′2 與T′3T′4有交點TT，新燃面為折線段T′1TTT′4。

當處理三維復雜裝藥在侵蝕燃燒和高過載條 件下的燃面推移時，首先應將燃面離散成網(wǎng)格，如 圖3所示，沿著周向用等間隔輻射狀半徑線離散整 個區(qū)域，將所有半徑線與燃面的交點連接成折線 替代初始燃面，然后采用圖2所示方法計算下一時 刻的燃面位置，在過發(fā)動機軸線的縱剖面上也可 得到燃面的近似折線，由橫切面和縱剖面燃面的 推移可獲得下一時刻燃面位置的較精確近似。如 圖4所示，燃面網(wǎng)格點A在橫切面內(nèi)隨星型折線段推移至A1點，而在縱剖面內(nèi)推移至A2點，則取A 點的最終推移點為A1和A2中徑向坐標最大者。endprint

如圖5所示，網(wǎng)格頂點P上的燃速可由相鄰 燃面網(wǎng)格上的燃速插值得到，由于網(wǎng)格面四角點 一般不在一個平面上，可由S1，S2，S3，S4四個三 角形上的燃速計算出P點燃速。

基于上述方法，本文采取與北航共同開發(fā)的 Missileoverload軟件計算出裝藥在整個燃燒過程中 的燃面數(shù)據(jù)。

2.2 加載條件及計算結(jié)果

加載條件列于表3，表中4種側(cè)向加載狀態(tài)下 的燃面推移差別不大，以最高加載狀態(tài)4為例進行 說明。圖6所示為工作溫度20℃時加載狀態(tài)4不 同時刻的燃面位置，在t=0s時，裝藥通道后部由 于侵蝕燃燒而增加了燃速，隨著燃燒進行通道擴 大，侵蝕燃燒迅速消失。

由表5以及圖8壓力曲線對比可知，4種側(cè)向 加載狀態(tài)下的內(nèi)彈道性能與無過載時變化不大， 最大壓力較無過載下上升不到1%。有過載時工作 壓力稍有提高，但壓力拖尾提前。

3 結(jié) 論

（1）推進劑燃速隨過載的增加而增大，在相由表可以看出，過載越大，偏燒越嚴重，二級裝藥 絕熱層提前暴露的時間越早。

無過載以及4種側(cè)向加載狀態(tài)下內(nèi)彈道性能 計算結(jié)果如表5所示。圖8為有/無過載工況下壓 力、推力曲線的對比。同過載方位角的條件下，推進劑基礎燃速較低時 增大系數(shù)更大；

（2）過載條件下發(fā)動機裝藥會出現(xiàn)燒偏現(xiàn)象， 過載越大，燒偏現(xiàn)象越嚴重，二級裝藥包覆層提前 暴露的時間越早；在最高加載狀態(tài)4條件下，發(fā)動 機包覆層提前暴露2.1s，存在發(fā)動機熱防護安全 隱患；

（3）過載對發(fā)動機的內(nèi)彈道性能影響并不明 顯。有過載時發(fā)動機工作壓力稍有提高，但壓力拖 尾提前。

參考文獻：

[1]謝文超，徐東來，蔡選義，等.空空導彈推進系統(tǒng)設計 [M].北京：國防工業(yè)出版社，2007.

[2]WuYuan，HeGuoqiang，SunZhanpeng，etal.Experi mentStudyofEffectsInducedbyOverloadonSRMPer formance[J].JournalofSolidRocketTechnology，2010 （5）：006.

[3]郭彤，侯曉.加速度對丁羥推進劑燃速影響的研究 [J].火炸藥學報，2010（1）：30-32.

[4]劉世東.過載對固體火箭發(fā)動機影響的研究[J].航空 兵器，2006（6）：42-44.

[5]方蜀州，胡克嫻.固體火箭發(fā)動機三維藥柱燃面推移仿 真技術(shù)及燃面通用計算方法[J].固體火箭技術(shù)，1993 （4）：10-20.

[6]馬長禮.固體火箭發(fā)動機MDF燃面計算方法研究 [D].長沙：國防科學技術(shù)大學，2007.endprint

如圖5所示，網(wǎng)格頂點P上的燃速可由相鄰 燃面網(wǎng)格上的燃速插值得到，由于網(wǎng)格面四角點 一般不在一個平面上，可由S1，S2，S3，S4四個三 角形上的燃速計算出P點燃速。

基于上述方法，本文采取與北航共同開發(fā)的 Missileoverload軟件計算出裝藥在整個燃燒過程中 的燃面數(shù)據(jù)。

2.2 加載條件及計算結(jié)果

加載條件列于表3，表中4種側(cè)向加載狀態(tài)下 的燃面推移差別不大，以最高加載狀態(tài)4為例進行 說明。圖6所示為工作溫度20℃時加載狀態(tài)4不 同時刻的燃面位置，在t=0s時，裝藥通道后部由 于侵蝕燃燒而增加了燃速，隨著燃燒進行通道擴 大，侵蝕燃燒迅速消失。

由表5以及圖8壓力曲線對比可知，4種側(cè)向 加載狀態(tài)下的內(nèi)彈道性能與無過載時變化不大， 最大壓力較無過載下上升不到1%。有過載時工作 壓力稍有提高，但壓力拖尾提前。

3 結(jié) 論

（1）推進劑燃速隨過載的增加而增大，在相由表可以看出，過載越大，偏燒越嚴重，二級裝藥 絕熱層提前暴露的時間越早。

無過載以及4種側(cè)向加載狀態(tài)下內(nèi)彈道性能 計算結(jié)果如表5所示。圖8為有/無過載工況下壓 力、推力曲線的對比。同過載方位角的條件下，推進劑基礎燃速較低時 增大系數(shù)更大；

（2）過載條件下發(fā)動機裝藥會出現(xiàn)燒偏現(xiàn)象， 過載越大，燒偏現(xiàn)象越嚴重，二級裝藥包覆層提前 暴露的時間越早；在最高加載狀態(tài)4條件下，發(fā)動 機包覆層提前暴露2.1s，存在發(fā)動機熱防護安全 隱患；

（3）過載對發(fā)動機的內(nèi)彈道性能影響并不明 顯。有過載時發(fā)動機工作壓力稍有提高，但壓力拖 尾提前。

參考文獻：

[1]謝文超，徐東來，蔡選義，等.空空導彈推進系統(tǒng)設計 [M].北京：國防工業(yè)出版社，2007.

[2]WuYuan，HeGuoqiang，SunZhanpeng，etal.Experi mentStudyofEffectsInducedbyOverloadonSRMPer formance[J].JournalofSolidRocketTechnology，2010 （5）：006.

[3]郭彤，侯曉.加速度對丁羥推進劑燃速影響的研究 [J].火炸藥學報，2010（1）：30-32.

[4]劉世東.過載對固體火箭發(fā)動機影響的研究[J].航空 兵器，2006（6）：42-44.

[5]方蜀州，胡克嫻.固體火箭發(fā)動機三維藥柱燃面推移仿 真技術(shù)及燃面通用計算方法[J].固體火箭技術(shù)，1993 （4）：10-20.

[6]馬長禮.固體火箭發(fā)動機MDF燃面計算方法研究 [D].長沙：國防科學技術(shù)大學，2007.endprint

如圖5所示，網(wǎng)格頂點P上的燃速可由相鄰 燃面網(wǎng)格上的燃速插值得到，由于網(wǎng)格面四角點 一般不在一個平面上，可由S1，S2，S3，S4四個三 角形上的燃速計算出P點燃速。

基于上述方法，本文采取與北航共同開發(fā)的 Missileoverload軟件計算出裝藥在整個燃燒過程中 的燃面數(shù)據(jù)。

2.2 加載條件及計算結(jié)果

加載條件列于表3，表中4種側(cè)向加載狀態(tài)下 的燃面推移差別不大，以最高加載狀態(tài)4為例進行 說明。圖6所示為工作溫度20℃時加載狀態(tài)4不 同時刻的燃面位置，在t=0s時，裝藥通道后部由 于侵蝕燃燒而增加了燃速，隨著燃燒進行通道擴 大，侵蝕燃燒迅速消失。

由表5以及圖8壓力曲線對比可知，4種側(cè)向 加載狀態(tài)下的內(nèi)彈道性能與無過載時變化不大， 最大壓力較無過載下上升不到1%。有過載時工作 壓力稍有提高，但壓力拖尾提前。

3 結(jié) 論

（1）推進劑燃速隨過載的增加而增大，在相由表可以看出，過載越大，偏燒越嚴重，二級裝藥 絕熱層提前暴露的時間越早。

無過載以及4種側(cè)向加載狀態(tài)下內(nèi)彈道性能 計算結(jié)果如表5所示。圖8為有/無過載工況下壓 力、推力曲線的對比。同過載方位角的條件下，推進劑基礎燃速較低時 增大系數(shù)更大；

（2）過載條件下發(fā)動機裝藥會出現(xiàn)燒偏現(xiàn)象， 過載越大，燒偏現(xiàn)象越嚴重，二級裝藥包覆層提前 暴露的時間越早；在最高加載狀態(tài)4條件下，發(fā)動 機包覆層提前暴露2.1s，存在發(fā)動機熱防護安全 隱患；

（3）過載對發(fā)動機的內(nèi)彈道性能影響并不明 顯。有過載時發(fā)動機工作壓力稍有提高，但壓力拖 尾提前。

參考文獻：

[1]謝文超，徐東來，蔡選義，等.空空導彈推進系統(tǒng)設計 [M].北京：國防工業(yè)出版社，2007.

[2]WuYuan，HeGuoqiang，SunZhanpeng，etal.Experi mentStudyofEffectsInducedbyOverloadonSRMPer formance[J].JournalofSolidRocketTechnology，2010 （5）：006.

[3]郭彤，侯曉.加速度對丁羥推進劑燃速影響的研究 [J].火炸藥學報，2010（1）：30-32.

[4]劉世東.過載對固體火箭發(fā)動機影響的研究[J].航空 兵器，2006（6）：42-44.

[5]方蜀州，胡克嫻.固體火箭發(fā)動機三維藥柱燃面推移仿 真技術(shù)及燃面通用計算方法[J].固體火箭技術(shù)，1993 （4）：10-20.

[6]馬長禮.固體火箭發(fā)動機MDF燃面計算方法研究 [D].長沙：國防科學技術(shù)大學，2007.endprint