王 宇，劉 凱，孫利清，李 侃，陳 朗

(1.中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025;2.北京理工大學 機電學院，北京 100081)

高能固體發(fā)動機火箭橇試驗及數值模擬①

王 宇1，劉 凱1，孫利清1，李 侃1，陳 朗2

(1.中國航天科技集團公司四院四十一所，西安 710025;2.北京理工大學 機電學院，北京 100081)

為了對高能固體火箭發(fā)動機進行沖擊安全性評價，進行了φ480 mm×640 mm高能發(fā)動機的火箭橇沖擊試驗，試驗結果表明，高能發(fā)動機在沖擊作用下存在無反應、燃燒和爆炸3個反應級別，且明顯受到推進劑損傷程度的影響，測試獲得了各反應級別對應的沖擊速度區(qū)間，并分析了推進劑損傷對反應劇烈程度的影響規(guī)律。建立了高能發(fā)動機沖擊起爆的數值仿真模型，該模型基于計算單元壓力大小作為是否起爆的判據，可用于分析沖擊起爆的初始位置，計算結果與試驗基本吻合，驗證了仿真模型的正確性。該項研究可為高能發(fā)動機沖擊安全性研究與評價提供參考。

高能發(fā)動機;安全性;火箭橇;沖擊起爆;數值模擬

0 引言

高能推進劑中含有大量的高能炸藥和硝酸酯成分，導致危險程度大幅度提高，在發(fā)生撞擊、跌落等意外情況時，更容易發(fā)生意外點火，甚至整體爆轟。所以，高能發(fā)動機的抗沖擊能力也成為了人們最關心的問題之一。

火箭橇試驗是測試高能發(fā)動機沖擊安全性比較有效的試驗手段，歐美發(fā)達國家曾進行過大量的試驗研究，如三叉戟 I、II、III級，PEMI I、II級，北極星 II級，海神II級等都使用的是高能發(fā)動機，在型號研制過程中，都通過火箭橇試驗對發(fā)動機沖擊安全性進行了充分考核，并積累了豐富的研究經驗［1］。國內針對高能固體火箭發(fā)動機進行的火箭橇試驗較少，陳廣南［2－3］進行了φ160 mm小尺寸模擬發(fā)動機火箭橇試驗;李廣武［4］進行了φ150 mm高能發(fā)動機火箭橇試驗，初步測試了發(fā)動機的沖擊起爆閥值等參數，其他鮮有公開報道。

本文通過火箭橇試驗，對φ480 mm×640 mm高能發(fā)動機進行了沖擊安全性測試，分析了沖擊反應規(guī)律，并結合數值計算對沖擊起爆過程進行了仿真研究，進而對高能發(fā)動機沖擊安全性進行評價。

1 火箭橇試驗

1.1 試驗設計

火箭橇試驗裝置如圖1所示，被試發(fā)動機通過爆炸螺栓固定在火箭橇體的頭部，火箭橇體通過助推火箭提供動力在軌道上滑行。試驗過程如圖2所示，火箭橇通過平面軌道加速至指定速度接近軌道下降段后，爆炸螺栓工作，使被試發(fā)動機與火箭橇體分離，被試發(fā)動機帶著平衡艙水平飛向靶板，火箭橇體沿軌道下降段下落至地面。

圖1 火箭橇試驗裝置Fig.1 Device of rocket sled

圖2 火箭橇試驗過程示意圖Fig.2 Process of rocket sled experiment

1.2 試驗結果及分析

采用φ480 mm×640 mm發(fā)動機，裝填100 kg高能推進劑，徑向撞擊靶板，樣本量5發(fā)，試驗結果如表1所示。通過高速攝影拍攝到的試驗照片如圖3所示。試驗后，在試驗現場收集被試發(fā)動機殘骸如圖4所示。

針對火箭橇試驗結果進行分析，發(fā)動機以137 m/s的速度撞擊靶板后，殼體破裂，一端封頭飛出，推進劑不但無反應，而且無明顯的宏觀損傷，如圖4(a)所示;當撞擊速度提高到165 m/s時，雖然推進劑仍無反應，但殼體和推進劑損傷嚴重，一端封頭及半邊筒段完全破碎，約15 kg推進劑破碎飛出，如圖4(b)所示。說明在137 m/s以下的撞擊速度范圍內，沖擊力不足以對推進劑造成明顯損傷，當速度高于137 m/s直至165 m/s時，損傷程度明顯增加，但推進劑都無燃燒或爆炸反應發(fā)生。因此，在撞擊速度小于165 m/s范圍內，高能發(fā)動機都是安全的。

當發(fā)動機以221 m/s的速度撞擊靶板時，發(fā)動機接觸靶板的瞬間，就可見強烈火光從發(fā)動機中竄出，伴隨著巨大的聲響，進而發(fā)展成巨大、明亮的火球，可見殼體碎片從火球中飛出，試驗后，在試驗現場未見殘藥，可知發(fā)動機發(fā)生了整體爆炸反應;當撞擊速度下降到194 m/s時，試驗現象與221 m/s速度試樣基本相同，但火球大小和明亮程度明顯降低，且試驗結束后在現場收集到少量殘藥(約0.2 kg)，可知發(fā)動機同樣發(fā)生了整體爆炸反應。2發(fā)試樣對比可知，隨著撞擊速度的提高，發(fā)動機爆炸反應的劇烈程度隨之增強，且推進劑反應更加徹底。

表1 火箭橇試驗結果Table 1 Results of rocket sled experiment

圖3 高速攝影拍攝的試驗現象Fig.3 Pictures of high speed photograph

當發(fā)動機以179 m/s的速度撞擊靶板時，撞靶瞬間無火光和聲響，殼體破裂，一端封頭和大量推進劑碎塊飛出，發(fā)動機落回地面后立刻起火，留在殼體內的推進劑持續(xù)燃燒數分鐘直至燃盡，殼體殘骸如圖4(c)所示，飛出的推進劑碎塊未燃燒，在地面共收集到46 kg散落的藥塊，可知此被試發(fā)動機反應級別為燃燒，劇烈程度介于推進劑損傷和爆炸之間。

圖4 試驗發(fā)動機撞擊后的狀態(tài)Fig.4 Condition of samples after experiments

以上試驗結果表明，高能發(fā)動機撞擊靶板后的反應劇烈程度，隨撞擊速度的提高而增強，可分為無反應、燃燒和爆炸3個區(qū)間，無反應和燃燒區(qū)間的分界點在165～179 m/s之間，燃燒和爆炸區(qū)間的分界點在179～194 m/s之間。另外，還可依據推進劑是否發(fā)生宏觀損傷，將無反應區(qū)間分為無損傷和損傷2段，其分界點在137～165 m/s之間。反應區(qū)間劃分見圖5。

圖5 高能發(fā)動機撞擊反應曲線Fig.5 Curve of high energy SRM shock-reaction relationship

圖5中，縱軸0～1代表推進劑無宏觀損傷，1～2代表推進劑有宏觀損傷，2～3代表燃燒，3～4代表爆炸。從整個曲線的走勢可看出，推進劑在發(fā)生損傷以前，反應劇烈程度增長緩慢，一旦損傷開始大量產生，反應劇烈程度隨著撞擊速度的增加而迅速增強，這與沖擊起爆的“熱點”反應機理相符合，“熱點”即產生自推進劑損傷的位置。

2 高能發(fā)動機沖擊起爆數值模擬

2.1 仿真模型建立

根據試驗件建立仿真模型見圖6，模型簡化為殼體、絕熱層和推進劑3部分，殼體為復合材料，采用多線性彈塑性模型，絕熱層為橡膠材料，采用雙線性彈塑性模型，采用 JWL狀態(tài)方程描述推進劑爆炸反應過程［5－7］。

圖6 仿真計算模型Fig.6 Model of numerical simulation

在計算模型內部，從受沖擊面向內每隔5 mm取一個壓力計算單元，共取7個，見圖7。通過計算單元受沖擊載荷時的壓力強度，判斷推進劑是否能夠起爆。

圖7 推進劑內部壓力計算單元選取位置Fig.7 Location of pressure calculating cell in the propellant

2.2 計算結果分析

模擬計算發(fā)動機以160 m/s速度撞擊靶板，推進劑內部壓力分布情況如圖8(a)所示，推進劑內部壓力變化曲線如圖8(b)所示。由圖8(b)可知，壓力最大的1號計算單元的壓力值僅為800 MPa左右，未達到爆炸反應級別，后續(xù)計算單元的壓力值逐漸降低，無壓力升高現象，說明推進劑未起爆。

模擬計算發(fā)動機以200 m/s速度撞擊靶板，推進劑內部壓力分布情況如圖9(a)中所示，推進劑內部壓力變化曲線如圖9(b)所示。

1號計算單元壓力值接近1 GPa，后續(xù)計算單元的壓力值迅速攀升，7號計算單元的壓力值達到了14 GPa左右，可認為已經達到了推進劑的爆炸反應級別。因此，判定推進劑已經發(fā)生了爆炸。

圖8 發(fā)動機以160 m/s速度撞擊靶板Fig.8 Rocket impact target with the velocity of 160 m/s

圖9 發(fā)動機以200 m/s速度撞擊靶板Fig.9 Rocket impact target with the velocity of 200 m/s

以上計算結果與試驗基本吻合，證明了計算模型的正確性。通過分析圖9(b)可知，從曲線4開始壓力陡然升高，說明起爆初始位置在撞擊面向推進劑內部15 mm深度處?？芍?，撞擊產生的壓應力波在進入推進劑內部后逐漸增強，在15 mm深度對推進劑造成了足夠產生"熱點"的損傷，導致推進劑起爆。

3 結論

(1)通過火箭橇試驗，給出了高能發(fā)動機撞擊靶板后的反應劇烈程度，隨撞擊速度的提高而增強，可分為無反應、燃燒和爆炸3個速度區(qū)間，無反應和燃燒區(qū)間的分界點在165～179 m/s之間，燃燒和爆炸區(qū)間的分界點在179～194 m/s之間。

(2)將無反應區(qū)間分為無損傷和損傷兩段，兩段的分界點在137～165 m/s之間。

(3)推進劑內部損傷一旦開始大量產生，反應劇烈程度隨著撞擊速度的增加而迅速增強，“熱點”即產生自推進劑損傷的位置。

(4)通過數值計算可知，起爆初始位置在撞擊面向推進劑內部15 mm深度處。

［1］戴耀松.國外戰(zhàn)術導彈固體火箭發(fā)動機低易損性技術分析［J］.推進技術，1998，19(1):98-101.

［2］陳廣南.固體火箭發(fā)動機機械撞擊載荷作用下安全性研究［D］.長沙:國防科技大學，2005.

［3］陳廣南，張為華.撞擊載荷作用下固體火箭發(fā)動機安全性分析［J］.航空動力學報，2006，21(4):784-788.

［4］李廣武.固體火箭發(fā)動機撞擊與跌落安全性研究［D］.西安:西北工業(yè)大學，2005.

［5］Bonnet J G.A constitutive modal for the non-shock ignition and mechanical response of high explosive［J］.Journal of Mechanical Physics，1998，46(12):25-29.

［6］Mellor A M，Wiegand D A，Isom K B.Hot spot histories in energetic material［J］.Combustion and Flame，1995，101:26-35.

［7］陳廣南，張為華.固體火箭發(fā)動機撞擊變形及裝藥內部熱點形成數值分析［J］.固體火箭技術，2006，29(2):99-102.

(編輯:薛永利)

Rocket sled experiment and numerical simulate on high energy SRM

WANG Yu1，LIU Kai1，SUN Li-qing1，LI Kan1，CHEN Lang2
(1.The 41st Institute of Fourth Academy of Aerospace Science and Technology Corporation，Xi＇an 710025，China;2.School of Mechanical Engineering，Beijing Institute of Technology，Beijing 100081，China)

On the purpose of evaluating the safety of high energy solid rocket motor，the rocket sled experiments with high energy SRM on the scale of φ480 mm×640 mm was conducted，the results show that:there are three phenomena such as no reaction，burn and blast when the high energy SRM is shocked，these phenomena are influenced by the extent of damage on propellant.The shock velocity interval of every action level with rocket sled experiment was tested，and the relationship between propellant damage and reaction level was found.Based on calculating the pressure of cells as the judgment of ignition，numerical simulation on shock ignition of high energy SRM was modelled ，which can be used for analyzing the initial location of ignition.The calculating results fit the experiment results well，which shows that the numerical model is right.This research can be used for studying and evaluating the safety of high energy SRM for reference.

high energy SRM;safety;rocket sled;shock ignition;numerical simulate

V435

A

1006-2793(2014)06-0873-04

10.7673/j.issn.1006-2793.2014.06.025

2013-12-09;

2013-12-18。

王宇(1983—)，男，博士，主要從事固體火箭發(fā)動機設計與研究。E-mail:billwang2002@163.com