高能固體發(fā)動(dòng)機(jī)火箭橇試驗(yàn)及數(shù)值模擬①

王 宇，劉 凱，孫利清，李 侃，陳 朗

(1.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司四院四十一所，西安 710025;2.北京理工大學(xué) 機(jī)電學(xué)院，北京 100081)

高能固體發(fā)動(dòng)機(jī)火箭橇試驗(yàn)及數(shù)值模擬①

王 宇1，劉 凱1，孫利清1，李 侃1，陳 朗2

(1.中國(guó)航天科技集團(tuán)公司四院四十一所，西安 710025;2.北京理工大學(xué) 機(jī)電學(xué)院，北京 100081)

為了對(duì)高能固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行沖擊安全性評(píng)價(jià)，進(jìn)行了φ480 mm×640 mm高能發(fā)動(dòng)機(jī)的火箭橇沖擊試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明，高能發(fā)動(dòng)機(jī)在沖擊作用下存在無反應(yīng)、燃燒和爆炸3個(gè)反應(yīng)級(jí)別，且明顯受到推進(jìn)劑損傷程度的影響，測(cè)試獲得了各反應(yīng)級(jí)別對(duì)應(yīng)的沖擊速度區(qū)間，并分析了推進(jìn)劑損傷對(duì)反應(yīng)劇烈程度的影響規(guī)律。建立了高能發(fā)動(dòng)機(jī)沖擊起爆的數(shù)值仿真模型，該模型基于計(jì)算單元壓力大小作為是否起爆的判據(jù)，可用于分析沖擊起爆的初始位置，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)基本吻合，驗(yàn)證了仿真模型的正確性。該項(xiàng)研究可為高能發(fā)動(dòng)機(jī)沖擊安全性研究與評(píng)價(jià)提供參考。

高能發(fā)動(dòng)機(jī);安全性;火箭橇;沖擊起爆;數(shù)值模擬

0 引言

高能推進(jìn)劑中含有大量的高能炸藥和硝酸酯成分，導(dǎo)致危險(xiǎn)程度大幅度提高，在發(fā)生撞擊、跌落等意外情況時(shí)，更容易發(fā)生意外點(diǎn)火，甚至整體爆轟。所以，高能發(fā)動(dòng)機(jī)的抗沖擊能力也成為了人們最關(guān)心的問題之一。

火箭橇試驗(yàn)是測(cè)試高能發(fā)動(dòng)機(jī)沖擊安全性比較有效的試驗(yàn)手段，歐美發(fā)達(dá)國(guó)家曾進(jìn)行過大量的試驗(yàn)研究，如三叉戟 I、II、III級(jí)，PEMI I、II級(jí)，北極星 II級(jí)，海神II級(jí)等都使用的是高能發(fā)動(dòng)機(jī)，在型號(hào)研制過程中，都通過火箭橇試驗(yàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)沖擊安全性進(jìn)行了充分考核，并積累了豐富的研究經(jīng)驗(yàn)［1］。國(guó)內(nèi)針對(duì)高能固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行的火箭橇試驗(yàn)較少，陳廣南［2－3］進(jìn)行了φ160 mm小尺寸模擬發(fā)動(dòng)機(jī)火箭橇試驗(yàn);李廣武［4］進(jìn)行了φ150 mm高能發(fā)動(dòng)機(jī)火箭橇試驗(yàn)，初步測(cè)試了發(fā)動(dòng)機(jī)的沖擊起爆閥值等參數(shù)，其他鮮有公開報(bào)道。

本文通過火箭橇試驗(yàn)，對(duì)φ480 mm×640 mm高能發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了沖擊安全性測(cè)試，分析了沖擊反應(yīng)規(guī)律，并結(jié)合數(shù)值計(jì)算對(duì)沖擊起爆過程進(jìn)行了仿真研究，進(jìn)而對(duì)高能發(fā)動(dòng)機(jī)沖擊安全性進(jìn)行評(píng)價(jià)。

1 火箭橇試驗(yàn)

1.1 試驗(yàn)設(shè)計(jì)

火箭橇試驗(yàn)裝置如圖1所示，被試發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)力在軌道上滑行。試驗(yàn)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(dòng)機(jī)與火箭橇體分離，被試發(fā)動(dòng)機(jī)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(yàn)裝置Fig.1 Device of rocket sled

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

1.2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

采用φ480 mm×640 mm發(fā)動(dòng)機(jī)，裝填100 kg高能推進(jìn)劑，徑向撞擊靶板，樣本量5發(fā)，試驗(yàn)結(jié)果如表1所示。通過高速攝影拍攝到的試驗(yàn)照片如圖3所示。試驗(yàn)后，在試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)收集被試發(fā)動(dòng)機(jī)殘骸如圖4所示。

針對(duì)火箭橇試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析，發(fā)動(dòng)機(jī)以137 m/s的速度撞擊靶板后，殼體破裂，一端封頭飛出，推進(jìn)劑不但無反應(yīng)，而且無明顯的宏觀損傷，如圖4(a)所示;當(dāng)撞擊速度提高到165 m/s時(shí)，雖然推進(jìn)劑仍無反應(yīng)，但殼體和推進(jìn)劑損傷嚴(yán)重，一端封頭及半邊筒段完全破碎，約15 kg推進(jìn)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(nèi)，沖擊力不足以對(duì)推進(jìn)劑造成明顯損傷，當(dāng)速度高于137 m/s直至165 m/s時(shí)，損傷程度明顯增加，但推進(jìn)劑都無燃燒或爆炸反應(yīng)發(fā)生。因此，在撞擊速度小于165 m/s范圍內(nèi)，高能發(fā)動(dòng)機(jī)都是安全的。

當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)以221 m/s的速度撞擊靶板時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)接觸靶板的瞬間，就可見強(qiáng)烈火光從發(fā)動(dòng)機(jī)中竄出，伴隨著巨大的聲響，進(jìn)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(yàn)后，在試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)未見殘藥，可知發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生了整體爆炸反應(yīng);當(dāng)撞擊速度下降到194 m/s時(shí)，試驗(yàn)現(xiàn)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(yàn)結(jié)束后在現(xiàn)場(chǎng)收集到少量殘藥(約0.2 kg)，可知發(fā)動(dòng)機(jī)同樣發(fā)生了整體爆炸反應(yīng)。2發(fā)試樣對(duì)比可知，隨著撞擊速度的提高，發(fā)動(dòng)機(jī)爆炸反應(yīng)的劇烈程度隨之增強(qiáng)，且推進(jìn)劑反應(yīng)更加徹底。

表1 火箭橇試驗(yàn)結(jié)果Table 1 Results of rocket sled experiment

圖3 高速攝影拍攝的試驗(yàn)現(xiàn)象Fig.3 Pictures of high speed photograph

當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)以179 m/s的速度撞擊靶板時(shí)，撞靶瞬間無火光和聲響，殼體破裂，一端封頭和大量推進(jìn)劑碎塊飛出，發(fā)動(dòng)機(jī)落回地面后立刻起火，留在殼體內(nèi)的推進(jìn)劑持續(xù)燃燒數(shù)分鐘直至燃盡，殼體殘骸如圖4(c)所示，飛出的推進(jìn)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(dòng)機(jī)反應(yīng)級(jí)別為燃燒，劇烈程度介于推進(jìn)劑損傷和爆炸之間。

圖4 試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)撞擊后的狀態(tài)Fig.4 Condition of samples after experiments

以上試驗(yàn)結(jié)果表明，高能發(fā)動(dòng)機(jī)撞擊靶板后的反應(yīng)劇烈程度，隨撞擊速度的提高而增強(qiáng)，可分為無反應(yīng)、燃燒和爆炸3個(gè)區(qū)間，無反應(yīng)和燃燒區(qū)間的分界點(diǎn)在165～179 m/s之間，燃燒和爆炸區(qū)間的分界點(diǎn)在179～194 m/s之間。另外，還可依據(jù)推進(jìn)劑是否發(fā)生宏觀損傷，將無反應(yīng)區(qū)間分為無損傷和損傷2段，其分界點(diǎn)在137～165 m/s之間。反應(yīng)區(qū)間劃分見圖5。

圖5 高能發(fā)動(dòng)機(jī)撞擊反應(yīng)曲線Fig.5 Curve of high energy SRM shock-reaction relationship

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

2 高能發(fā)動(dòng)機(jī)沖擊起爆數(shù)值模擬

2.1 仿真模型建立

根據(jù)試驗(yàn)件建立仿真模型見圖6，模型簡(jiǎn)化為殼體、絕熱層和推進(jìn)劑3部分，殼體為復(fù)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(jìn)劑爆炸反應(yīng)過程［5－7］。

圖6 仿真計(jì)算模型Fig.6 Model of numerical simulation

在計(jì)算模型內(nèi)部，從受沖擊面向內(nèi)每隔5 mm取一個(gè)壓力計(jì)算單元，共取7個(gè)，見圖7。通過計(jì)算單元受沖擊載荷時(shí)的壓力強(qiáng)度，判斷推進(jìn)劑是否能夠起爆。

圖7 推進(jìn)劑內(nèi)部壓力計(jì)算單元選取位置Fig.7 Location of pressure calculating cell in the propellant

2.2 計(jì)算結(jié)果分析

模擬計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)以160 m/s速度撞擊靶板，推進(jìn)劑內(nèi)部壓力分布情況如圖8(a)所示，推進(jìn)劑內(nèi)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(hào)計(jì)算單元的壓力值僅為800 MPa左右，未達(dá)到爆炸反應(yīng)級(jí)別，后續(xù)計(jì)算單元的壓力值逐漸降低，無壓力升高現(xiàn)象，說明推進(jìn)劑未起爆。

模擬計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)以200 m/s速度撞擊靶板，推進(jìn)劑內(nèi)部壓力分布情況如圖9(a)中所示，推進(jìn)劑內(nèi)部壓力變化曲線如圖9(b)所示。

1號(hào)計(jì)算單元壓力值接近1 GPa，后續(xù)計(jì)算單元的壓力值迅速攀升，7號(hào)計(jì)算單元的壓力值達(dá)到了14 GPa左右，可認(rèn)為已經(jīng)達(dá)到了推進(jìn)劑的爆炸反應(yīng)級(jí)別。因此，判定推進(jìn)劑已經(jīng)發(fā)生了爆炸。

圖8 發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)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(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)基本吻合，證明了計(jì)算模型的正確性。通過分析圖9(b)可知，從曲線4開始?jí)毫Χ溉簧撸f明起爆初始位置在撞擊面向推進(jìn)劑內(nèi)部15 mm深度處?？芍矒舢a(chǎn)生的壓應(yīng)力波在進(jìn)入推進(jìn)劑內(nèi)部后逐漸增強(qiáng)，在15 mm深度對(duì)推進(jìn)劑造成了足夠產(chǎn)生"熱點(diǎn)"的損傷，導(dǎo)致推進(jìn)劑起爆。

3 結(jié)論

(1)通過火箭橇試驗(yàn)，給出了高能發(fā)動(dòng)機(jī)撞擊靶板后的反應(yīng)劇烈程度，隨撞擊速度的提高而增強(qiáng)，可分為無反應(yīng)、燃燒和爆炸3個(gè)速度區(qū)間，無反應(yīng)和燃燒區(qū)間的分界點(diǎn)在165～179 m/s之間，燃燒和爆炸區(qū)間的分界點(diǎn)在179～194 m/s之間。

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

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

(4)通過數(shù)值計(jì)算可知，起爆初始位置在撞擊面向推進(jìn)劑內(nèi)部15 mm深度處。

［1］戴耀松.國(guó)外戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)低易損性技術(shù)分析［J］.推進(jìn)技術(shù)，1998，19(1):98-101.

［2］陳廣南.固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)械撞擊載荷作用下安全性研究［D］.長(zhǎng)沙:國(guó)防科技大學(xué)，2005.

［3］陳廣南，張為華.撞擊載荷作用下固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)安全性分析［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2006，21(4):784-788.

［4］李廣武.固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)撞擊與跌落安全性研究［D］.西安:西北工業(yè)大學(xué)，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(dòng)機(jī)撞擊變形及裝藥內(nèi)部熱點(diǎn)形成數(shù)值分析［J］.固體火箭技術(shù)，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(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)與研究。E-mail:billwang2002@163.com