王虎干

(中國空空導(dǎo)彈研究院,河南洛陽 471000)

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空空導(dǎo)彈發(fā)動機安全使用壽命評估分析

王虎干

(中國空空導(dǎo)彈研究院,河南洛陽 471000)

針對空空導(dǎo)彈安全使用壽命問題,對國內(nèi)外固體火箭發(fā)動機使用壽命評估方法進行了總結(jié),并以AIM 120空空導(dǎo)彈為例,詳細說明了該空空導(dǎo)彈發(fā)動機貯存壽命和掛飛壽命的評估過程。結(jié)合目前國內(nèi)通常采用的發(fā)動機壽命評估方法及空空導(dǎo)彈發(fā)動機延壽時采用的方法,對比了國內(nèi)外的技術(shù)差異。結(jié)果表明:應(yīng)進一步完善發(fā)動機壽命評估方法體系,加強固體推進劑在交叉載荷作用下的力學(xué)性能研究,完善裝藥結(jié)構(gòu)完整性理論,發(fā)動機交付后應(yīng)同時開展發(fā)動機使用壽命監(jiān)測計劃。

空空導(dǎo)彈;固體火箭發(fā)動機;使用壽命;延壽

0 引言

空空導(dǎo)彈作為奪取制空權(quán)的主要武器,其性能的高低已經(jīng)成為決定空戰(zhàn)乃至整個戰(zhàn)爭勝負的重要因素。我國地域遼闊,氣候環(huán)境多變,必須滿足在不同地域、不同氣候環(huán)境下的作戰(zhàn)需求,其工作環(huán)境遠比其他常規(guī)戰(zhàn)術(shù)、戰(zhàn)略導(dǎo)彈惡劣。與其他戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈相比,除對貯存壽命具有嚴格要求外,在服役過程中的掛飛時間、架次也是其安全使用壽命的重要考核內(nèi)容?？湛諏?dǎo)彈發(fā)動機裝填系數(shù)通常都比較高,裝藥老化后的結(jié)構(gòu)完整性問題、掛飛過程中的振動載荷等都使得發(fā)動機的壽命設(shè)計條件更加苛刻。在服役期間,為避免發(fā)動機爆炸引起的安全事故,必須保證導(dǎo)彈在掛機飛行時安全發(fā)射,因此對發(fā)動機的使用壽命進行準確、可靠的評估至關(guān)重要。

固體火箭發(fā)動機從生產(chǎn)到點火期間會經(jīng)歷比較復(fù)雜的載荷歷程,其使用壽命一直是比較關(guān)注的問題,國內(nèi)外對此都展開了大量的研究。

20世紀50年代末至70年代期間,美國針對“民兵”等武器系統(tǒng)分別開展了全面老化和監(jiān)測計劃及長期使用壽命分析計劃,對固體推進劑、方坯、縮比發(fā)動機和全尺寸發(fā)動機在貯存過程中性能的變化進行了研究[4-6]。為在設(shè)計階段就能對固體火箭發(fā)動機壽命進行準確的預(yù)估,許多國家采用實驗室模擬老化的試驗方法,使發(fā)動機處在比較嚴酷的貯存環(huán)境中,加速發(fā)動機的老化過程。如:意大利“阿斯派德”導(dǎo)彈發(fā)動機在71 ℃條件下貯存13周相當(dāng)于自然環(huán)境貯存7～8a。俄羅斯“火炬”設(shè)計局的自然環(huán)境實驗室通過加嚴實驗室環(huán)境使得在實驗室內(nèi)存放6個月相當(dāng)于常規(guī)貯存10a,像S300導(dǎo)彈就做過類似的試驗[7]。

1996年,北約航天研究與發(fā)展專家組在瑞典舉行“固體推進系統(tǒng)使用壽命”專題會議,全面總結(jié)了當(dāng)前固體火箭發(fā)動機壽命預(yù)估的技術(shù)發(fā)展,并將壽命預(yù)估方法分為兩大類:系統(tǒng)監(jiān)測方法和模型分析方法。

1998年,在美國空軍研究實驗室和海軍航空武器中心提出整體高性能火箭推進技術(shù)計劃。通過建立固體推進劑老化模型及非線性本構(gòu)方程,提高固體火箭發(fā)動機壽命預(yù)估的準確度[8]。

國內(nèi)在固體火箭發(fā)動機壽命預(yù)估方面也展開了大量的研究。國防科技大學(xué)與中國空空導(dǎo)彈研究院聯(lián)合開發(fā)了固體火箭發(fā)動機壽命預(yù)估軟件平臺,通過固體推進劑的高溫加速老化試驗及三維粘彈性有限元分析預(yù)估發(fā)動機的貯存壽命[9]。海軍航空工程學(xué)院對固體火箭發(fā)動機壽命預(yù)估展開了大量的研究工作,討論了發(fā)動機“延壽”和修復(fù)過程的一些做法。采用長期貯存,定期檢測預(yù)估藥柱的使用壽命,對不同貯存期的固體火箭發(fā)動機藥柱進行了大量的力學(xué)性能試驗,得到推進劑力學(xué)性能隨貯存時間的變化規(guī)律,結(jié)合有限元方法分析了點火工況下發(fā)動機裝藥的結(jié)構(gòu)完整性,預(yù)示了藥柱的使用壽命[10-11]。

目前國內(nèi)關(guān)于空空導(dǎo)彈發(fā)動機壽命的研究仍比較少,文中主要對美國AIM-120早期型號的安全使用壽命評估方法進行了總結(jié),結(jié)合目前國內(nèi)的研究方法對空空導(dǎo)彈發(fā)動機的安全使用壽命評估提出了進一步的研究方向。

1 AIM-120導(dǎo)彈發(fā)動機壽命評估方法

AIM-120空空導(dǎo)彈發(fā)動機裝藥采用的是少煙HTPB推進劑,裝填系數(shù)較高,藥柱為管形和輪轂形組合裝藥,見圖1所示。該導(dǎo)彈在設(shè)計時要求同時滿足空軍和海軍的作戰(zhàn)需求,因此,必須適應(yīng)多種地區(qū)的氣候環(huán)境,如:寒帶環(huán)境、熱帶環(huán)境、沙漠環(huán)境、山地環(huán)境和海洋環(huán)境[12]。

圖1 AIM-120空空導(dǎo)彈發(fā)動機結(jié)構(gòu)

AIM-120空空導(dǎo)彈在設(shè)計階段根據(jù)《環(huán)境試驗方法和工程指引》(environmental test methods and engineering guidelines)中的MILSTD-810標(biāo)準對發(fā)動機壽命進行評估,發(fā)動機通過標(biāo)準中的相關(guān)試驗后,認為其使用壽命大于10a。隨后要求其壽命周期分為兩個部分,即8a的自然貯存壽命和2a在飛行線上的貯存壽命。軍方后來提出該導(dǎo)彈要同時滿足在F-15飛機上掛載飛行的平均無故障時間(mean time between failure)不小于450h,而重新提出的掛飛振動載荷條件比設(shè)計階段考慮的載荷條件更加惡劣。針對這兩個問題,美國開展了該導(dǎo)彈的壽命監(jiān)測計劃。首先在1993年對4臺發(fā)動機進行靜止點火試驗和解剖試驗;隨后在第二個財政年解剖了2臺發(fā)動機,對8臺發(fā)動機進行地面點火試驗;在第三個財政年開始前,通過對已具有較長累計飛行時間的導(dǎo)彈進行掛飛環(huán)境試驗和點火試驗,輔助驗證了AIM-120導(dǎo)彈平均無故障時間不小于450h的要求。

1993年,開始對4臺發(fā)動機進行老化研究,發(fā)動機澆注時間均為1988年11月。其中2臺發(fā)動機在63 ℃下老化45d后進行了靜止點火試驗,點火環(huán)境溫度分別為-54 ℃和63 ℃,另2臺發(fā)動機進行解剖試驗。點火過程中監(jiān)測了發(fā)動機的推力、溫度、應(yīng)變和加速度,并進行了高速攝像。發(fā)動機內(nèi)彈道性能滿足設(shè)計要求,其他監(jiān)測點無異常情況,初步認為可繼續(xù)開展發(fā)動機的壽命研究工作。解剖的2臺發(fā)動機,原計劃1臺發(fā)動機進行3次高低溫循環(huán)后解剖,后因計劃變動,將該臺發(fā)動機的試驗條件與另一臺發(fā)動機設(shè)置相同,即先進行3次高低溫循環(huán),然后在63 ℃溫度下加速老化45d,最后進行解剖試驗。發(fā)動機采用電解侵蝕的方法去除殼體部分,然后將整個裝藥取出并進行切割,其中輪轂段裝藥切割方案見圖2所示。

圖2 輪轂段裝藥切割方案

圖2中各個區(qū)域?qū)?yīng)的試驗如下:

A為拉伸試驗(肉厚較大的區(qū)域);B為拉伸試驗(肉厚較小的區(qū)域);C為界面拉伸試驗;D為90°剝離試驗;E為應(yīng)力松弛試驗;F為藥條燃速試驗;G為塑性材料分析;H為交聯(lián)度試驗;I為TGA分析;J為DTA分析;K為熱膨脹系數(shù)試驗。

表1為發(fā)動機解剖后推進劑的測試試驗項目。從表1中可以看出,推進劑的性能測試試驗比較詳細,尤其是力學(xué)性能試驗比較全面,分別考慮了推進劑從低溫到高溫,拉伸速率從慢到快,并且考慮了圍壓的影響。目前國內(nèi)在測試推進劑力學(xué)性能時,低溫快速拉伸時拉伸速率常采用500 mm/min或1 000 mm/min,考慮圍壓下的拉伸試驗開展的更少,難以準確的反映推進劑的力學(xué)性能。

表1 AIM120固體推進劑測試試驗項目

在第二個財政年期間共采用10臺發(fā)動機進行壽命研究,其中4臺發(fā)動機(1988年澆注)直接進行低溫點火試驗,2臺發(fā)動機(1990年澆注)老化后進行低溫點火試驗,2臺發(fā)動機(1990年澆注)老化后進行高溫點火試驗,最后2臺發(fā)動機(1991年澆注)老化后進行解剖試驗。主要的試驗項目如表2所示。所有發(fā)動機點火試驗成功,發(fā)動機工作正常,監(jiān)測點無異常情況。

表2 發(fā)動機壽命評估試驗項目

在同一年內(nèi),對已具有較長掛飛時間的發(fā)動機(HTTC)進行了試驗研究,共采用了4臺發(fā)動機。其中1990年澆鑄的2臺發(fā)動機直接進行高低溫循環(huán)試驗,在低溫X射線探傷后分別進行高、低溫點火試驗,另2臺發(fā)動機在長時間掛飛后繼續(xù)施加F-15飛機上的振動載荷條件,在此基礎(chǔ)上進行X射線探傷和發(fā)動機靜止點火試驗。4臺發(fā)動機點火成功,發(fā)動機工作正常,監(jiān)測點無異常,內(nèi)彈道性能均滿足設(shè)計要求。除此之外,還對另外8臺具有長時間掛飛載荷史的發(fā)動機進行了X射線探傷檢測,發(fā)動機內(nèi)無缺陷形成。因此,最后認為該發(fā)動機的累計掛飛時間可大于1 000 h。

2 國內(nèi)發(fā)動機使用壽命常用評估方法

2.1 設(shè)計階段壽命評估

從已發(fā)表的文獻中可以了解,目前國內(nèi)通常采用固體推進劑高溫加速老化試驗,同時結(jié)合裝藥結(jié)構(gòu)完整性分析作為固體發(fā)動機貯存壽命的評估方法。在固體推進劑方面,國內(nèi)主要依據(jù)航天工業(yè)標(biāo)準QJ2428-92復(fù)合固體推進劑貯存老化試驗方法對推進劑的老化力學(xué)性能進行研究。對于復(fù)合固體推進劑,常用最大延伸率作為失效判據(jù)。固體推進劑高溫加速老化后,根據(jù)老化數(shù)學(xué)模型及阿累尼沃斯方程得到的常溫自然貯存老化過程中最大延伸率的變化。最后根據(jù)設(shè)計部門提出的指標(biāo)要求對推進劑的貯存壽命進行評估。

發(fā)動機設(shè)計部門提出固體推進劑的力學(xué)性能指標(biāo)主要依據(jù)裝藥的結(jié)構(gòu)完整性分析。因此,在高溫加速老化后,需要對推進劑的模量和泊松比等一系列參數(shù)進行測試,尤其是在快速拉伸條件下。目前,國內(nèi)對固體推進劑進行拉伸試驗時,快速拉伸速率往往采用的是500 mm/min或1 000 mm/min,若采用GJB 770B中的標(biāo)準啞鈴試驗件,其應(yīng)變速率僅為12%或24%左右,遠達不到發(fā)動機點火增壓過程中裝藥內(nèi)表面的應(yīng)變速率,并且測試的試驗項目不夠全面,建立能反映發(fā)動機工作狀態(tài)下裝藥力學(xué)響應(yīng)的本構(gòu)方程比較困難。

目前,國內(nèi)尚沒有建立固體火箭發(fā)動機安全使用壽命的評估標(biāo)準。設(shè)計階段對發(fā)動機的壽命評估主要參考之前型號發(fā)動機的設(shè)計壽命及已開展的延壽成果。理論方面,結(jié)合固體推進劑高溫加速老化試驗和裝藥結(jié)構(gòu)完整性分析對發(fā)動機的貯存壽命進行評估。該方法通過固體推進劑高溫加速老化試驗獲得推進劑最大延伸率隨貯存年限的變化,同時對不同貯存年限的發(fā)動機進行裝藥結(jié)構(gòu)完整性分析,繪制發(fā)動機裝藥內(nèi)表面最大主應(yīng)變隨時間的變化曲線,最后對比兩條曲線,取一定的安全系數(shù),得到發(fā)動機的貯存壽命。固體推進劑最大延伸率及裝藥內(nèi)表面最大主應(yīng)變隨貯存時間的變化見圖3所示。在固體發(fā)動機服役后,國內(nèi)尚比較缺乏對發(fā)動機的定期監(jiān)測、檢測,無法對發(fā)動機的設(shè)計壽命進行驗證及到壽時做出提前預(yù)判,這也導(dǎo)致在發(fā)動機延壽時缺乏之前的貯存試驗數(shù)據(jù)支撐。

圖3 推進劑最大延伸率及裝藥最大主應(yīng)變隨貯存時間的變化

2.2 發(fā)動機延壽方法

隨著各類戰(zhàn)術(shù)、戰(zhàn)略導(dǎo)彈貯存壽命的逐漸到期,為避免可能繼續(xù)服役的導(dǎo)彈提前報廢,國內(nèi)已展開了大量的發(fā)動機延壽工作。如:針對已具有一定貯存年限的發(fā)動機延壽至15a的問題,首先將一定數(shù)量的該發(fā)動機高溫加速至15a;然后分別對具有一定貯存年限和加速至15a的發(fā)動機進行環(huán)境考核試驗和解剖試驗,主要試驗內(nèi)容,如表3所示;最后通過對比發(fā)動機各部件及內(nèi)彈道性能的變化評估發(fā)動機是否滿足繼續(xù)延壽的要求。

表3 發(fā)動機延壽試驗項目

對比表2中開展的試驗項目可知,總的試驗類別基本一致。區(qū)別主要在于AIM-120導(dǎo)彈的試驗項目更加細致,如在X射線、CT檢查項目中開展了低溫-54 ℃下的探傷試驗;固體推進劑性能測試試驗項目也更加全面。據(jù)文獻資料報道,國外一些先進的空空導(dǎo)彈在進行掛飛壽命評估時,可同時進行低溫振動試驗,環(huán)境考核更加嚴酷。

3 總結(jié)

1)國外關(guān)于發(fā)動機安全使用壽命的研究起步較早,技術(shù)比較成熟,已形成相應(yīng)的標(biāo)準。在發(fā)動機設(shè)計階段,國內(nèi)目前還沒有相應(yīng)的標(biāo)準進行參考來評估發(fā)動機的使用壽命,仍需進一步加強研究。

2)國內(nèi)對固體推進劑的力學(xué)性能測試項目通常比較簡單,缺乏考慮應(yīng)變速率、環(huán)境壓強、溫度等因素交叉作用的影響,對推進劑的力學(xué)性能評價不夠全面。同時,應(yīng)建立能反映發(fā)動機工作時裝藥力學(xué)響應(yīng)的本構(gòu)關(guān)系,加強固體發(fā)動機裝藥結(jié)構(gòu)完整性的理論分析,為發(fā)動機的設(shè)計及壽命評估提供可靠的理論支撐。

3)國外對發(fā)動機壽命進行研究時,壽命評估和延壽過程并無明顯的界線。在發(fā)動機交付后,壽命研究工作就已經(jīng)啟動。在發(fā)動機設(shè)計階段提出的壽命周期內(nèi),對發(fā)動機進行實時監(jiān)測,定期開展發(fā)動機的系列相關(guān)試驗,可以對發(fā)動機的真實使用壽命提前做出預(yù)報。為能準確評估發(fā)動機的真實使用壽命,應(yīng)針對具體發(fā)動機開展其使用壽命監(jiān)測計劃。

[1] Larson E L. A review of the minuteman propulsion surveillance program for assign rocket motor service life, AD-A467048 [R]. 1965.

[2] Peterson Dan L. Propellant surveillance report ANB-3066 propellant, AD-A102980 [R]. 1981.

[3] Thompson J A. Propellant surveillance report LGM-30F & Gstage (TP-1011), AD-A123315 [R]. 1982.

[4] Loyd D K. Long range service life analysis (LRSLA) system trend analysis life estimating procedure, AIAA-76-746 [R]. 1976.

[5] Bennett S John. LRSL a minuteman Ⅲ stage Ⅰ material characterization program and result, AIAA-76-718 [R]. 1976.

[6] 邢耀國, 董可海, 沈偉, 等. 固體火箭發(fā)動機使用工程 [M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2010.

[7] Holl G. Former and modern method for determination of the service life of rocket propellant, AD-A330303 [R]. 1997.

[8] Gerald A, Colling wood. Solid rocket motor service life prediction using nonlinear viscoelastic analysis and probability approach, AD-A330303 [R]. 1997.

[9] 袁端才, 唐國金, 李海陽, 等. 基于加速老化與三維粘彈性有限元分析的固體導(dǎo)彈發(fā)動機壽命預(yù)估 [J]. 兵工學(xué)報, 2006, 27(4): 685-689.

[10] 邢耀國, 李高春, 王玉峰. 固體火箭發(fā)動機狀態(tài)監(jiān)測和失效判定技術(shù)的發(fā)展和展望 [J]. 海軍航空工程學(xué)院學(xué)報, 2006, 21(5): 552-556.

[11] 邢耀國, 馬銀民, 董可海. 用長期貯存定期檢測法預(yù)測藥柱使用壽命 [J]. 推進技術(shù), 1999, 20(5): 39-43.

[12] Crockett K M, Birch M J. The selection of the advanced medium range air-to-air missile (AMRAAM) rocket motor age-surveillance program, AIAA-94-2916 [R]. 1994.

Evaluation and Analysis of Air-to-air Missile’s Safety and Service Life

WANG Hugan

(China Airborne Missile Academy,Henan Luoyang 471000,China)

In view of air-to-air missile life safety problems, service life evaluation methods used both at home and abroad were summarized. Taking AIM-120 missile as an example, assessment of its storage life and flight hours was described. Considering common life evaluation methods of solid rocket motor and life-extension method of the air-to-air missile motor at present, technical differences at home and abroad were compared. The results show that the SRM life evaluation method system should be improved, the mechanical properties of solid propellants under multiple loads should be further studied for structure integrity theory of grain, and service life surveillance program should be considered after delivery of solid rocket motors.

air-to-air missile; solid rocket motor; service life; life extension

2015-07-13

王虎干(1963-),男,河南溫縣人,研究員,研究方向:空空導(dǎo)彈推進系統(tǒng)。

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