某分離用固體小火箭工作故障分析及設(shè)計(jì)改進(jìn)

楊 勇，屠小昌, 陳 靜，楊敏鵬，楊 文，吳 昊

某分離用固體小火箭工作故障分析及設(shè)計(jì)改進(jìn)

楊 勇，屠小昌, 陳 靜，楊敏鵬，楊 文，吳 昊

（陜西應(yīng)用物理化學(xué)研究所，陜西西安，710061）

為解決某分離用固體小火箭在高溫55℃環(huán)境試驗(yàn)中，出現(xiàn)殼體失強(qiáng)與較高點(diǎn)火壓力峰的問題，分析了發(fā)生該工作故障的可能原因。通過對(duì)裝藥結(jié)構(gòu)及擋藥板結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)，以期擴(kuò)大燃?xì)馔ǖ?；通過對(duì)點(diǎn)火藥盒結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)，并調(diào)節(jié)點(diǎn)火藥藥量，以期降低點(diǎn)火壓力峰值。驗(yàn)證試驗(yàn)表明，改進(jìn)措施切實(shí)有效，點(diǎn)火壓力峰值滿足設(shè)計(jì)要求，提高了小火箭工作的可靠性與安全性。

固體小火箭；故障；點(diǎn)火藥盒；結(jié)構(gòu)

固體小火箭由于結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、體積小、質(zhì)量小、造價(jià)低、使用方便等特點(diǎn)，在火箭、導(dǎo)彈、衛(wèi)星和飛船等航天飛行器的級(jí)間分離/反推、整流罩分離、星箭起旋、筒蓋側(cè)推、彈頭姿態(tài)調(diào)整和控制方面得到了廣泛的應(yīng)用與認(rèn)可[1]。分離用固體小火箭是飛行器上級(jí)間/頭體反推分離的動(dòng)力能源，為級(jí)間/頭體分離提供推力沖量，使其產(chǎn)生相對(duì)速度和位移，達(dá)到最終分離目的[2]。按其作用力與火箭飛行方向的關(guān)系分正推、反推和側(cè)（橫）推3種[3]。某反推分離用固體小火箭在進(jìn)行高溫55℃地面試驗(yàn)時(shí)，點(diǎn)火后2ms時(shí)出現(xiàn)約20MPa點(diǎn)火壓力峰，6.5ms左右燃燒室內(nèi)壓力高達(dá)約60MPa，發(fā)生殼體失強(qiáng)。針對(duì)此現(xiàn)象，筆者開展故障分析，并通過調(diào)整點(diǎn)火藥用量與顆粒大小、調(diào)整主裝藥尺寸和改變擋藥板結(jié)構(gòu)，最終解決了較高點(diǎn)火壓力峰問題與殼體失強(qiáng)問題，提高了該小火箭的工作可靠性。

1 某固體小火箭結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

某固體小火箭主要由裝藥燃燒室、推進(jìn)劑裝藥、噴管組件、2個(gè)電起爆器和點(diǎn)火藥盒等結(jié)構(gòu)件組成，如圖1所示。采用裝藥自由裝填、前點(diǎn)火的總體設(shè)計(jì)方案，裝填某高燃速雙基推進(jìn)劑，采用單根管狀裝藥設(shè)計(jì)，定位塊固藥。點(diǎn)火藥盒側(cè)壁和底部都開孔，采用松裝黑火藥裝填；燃燒室殼體內(nèi)粘貼絕熱層成型，燃燒室殼體采用30CrMnSiA鋼結(jié)構(gòu)材料加工，而噴管組件設(shè)計(jì)選用13Cr11Ni2W2MoV耐熱鋼單體結(jié)構(gòu)材料，直接耐受燃?xì)鉄崃鳌?/p>

圖1 固體小火箭裝配示意圖

其工作原理為：推進(jìn)劑裝藥按設(shè)計(jì)規(guī)律燃燒，產(chǎn)生的高溫、高壓燃?xì)庥蓢姽芰鞒?，燃?xì)饨?jīng)過連續(xù)膨脹做功，以超音速燃?xì)鈬姵鰢姽?，以反作用力形式?duì)小火箭結(jié)構(gòu)提供推力[4]。

2 工作故障及原因分析

2.1 故障現(xiàn)象

某分離用固體小火箭經(jīng)保溫55℃、4h后進(jìn)行地面試驗(yàn)，壓力傳感器輸出數(shù)據(jù)如圖2所示。

圖2 故障小火箭P——t輸出數(shù)據(jù)

圖2中，點(diǎn)火后2ms時(shí)出現(xiàn)約20MPa點(diǎn)火壓力峰，2.0~6.5ms壓力由20MPa上升至60MPa，至6.5ms時(shí)壓力達(dá)到最大60MPa，隨后壓力一直下降，至7.8ms時(shí)消失。發(fā)生工作故障的小火箭殘骸如圖3所示。

圖3 小火箭殘骸

由圖3發(fā)現(xiàn)：固體小火箭前封頭與燃燒室完全分開，燃燒室殼體被高壓高溫燃?xì)鉀_破，撕開約10cm的裂縫并嚴(yán)重變形，擋藥板中間部分向下凹陷約10mm，無嚴(yán)重?zé)g現(xiàn)象，后封頭與噴管完好無損。

2.2 原因分析

該固體小火箭的設(shè)計(jì)工作壓強(qiáng)為14MPa，殼體厚度最薄1.5mm，安全系數(shù)3.6，試驗(yàn)前殼體已進(jìn)行20MPa、100%液壓強(qiáng)度抽檢，因此可排除殼體設(shè)計(jì)厚度不夠的原因。根據(jù)圖2與故障小火箭殘骸分析，推測(cè)造成該工作故障的原因可能為：（1）點(diǎn)火藥藥量過大，點(diǎn)火瞬間燃?xì)饬魍ú粫?，聚集在狹小的空間，造成高的點(diǎn)火壓力峰；（2）推進(jìn)劑藥柱與燃燒室殼體預(yù)留燃?xì)饬魍臻g不足，尤其是在高溫55℃保溫后，推進(jìn)劑受熱膨脹，直徑變大，從而導(dǎo)致預(yù)留燃?xì)饬魍ㄍǖ雷冃?，面喉比變大，推進(jìn)劑藥柱發(fā)生侵蝕燃燒，燃?xì)饩奂瘍?nèi)壓突增，導(dǎo)致殼體失強(qiáng)。（3）推進(jìn)劑藥柱在高溫55℃下徑向受熱膨脹，致使擋藥板變形，凹陷約10mm，膨脹后的推進(jìn)劑藥柱堵住了擋藥板部分預(yù)留燃?xì)馀懦ǖ溃斐扇細(xì)饬魍ㄍǖ啦粫?，形成二次喉道，燃燒室?nèi)部壓力突增，殼體失強(qiáng)。

3 設(shè)計(jì)改進(jìn)與結(jié)果分析

3.1 設(shè)計(jì)改進(jìn)

基于上述問題設(shè)計(jì)改進(jìn)方案，方案分兩部分進(jìn)行：第一，改進(jìn)燃?xì)馔ǖ溃糁茪んw失強(qiáng)故障；第二，改進(jìn)點(diǎn)火藥盒結(jié)構(gòu)與點(diǎn)火藥量，調(diào)節(jié)點(diǎn)火壓力峰。

3.1.1 改進(jìn)燃?xì)馔ǖ?/p>

（a）裝藥結(jié)構(gòu)改進(jìn)

在理論計(jì)算滿足固體小火箭輸出性能的情況下，對(duì)推進(jìn)劑裝藥進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化，將裝藥外徑減小了1mm，裝藥量減小5g，裝藥前端進(jìn)行倒角處理，裝藥后端增加1°的坡角。優(yōu)化前后裝藥結(jié)構(gòu)如圖4所示。經(jīng)理論計(jì)算，該改進(jìn)方案將原先預(yù)留通道24.6cm2擴(kuò)大為29.2 cm2，增加了將近20%，有效地降低了推進(jìn)劑藥柱高溫下侵蝕燃燒風(fēng)險(xiǎn)，增大燃?xì)饬鲃?dòng)通道。

（b）擋藥板結(jié)構(gòu)改進(jìn)

對(duì)擋藥板進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化，將4個(gè)1.5mm高正方形凸臺(tái)改為4個(gè)3mm高矩形放射狀凸臺(tái)，保證藥柱受熱膨脹后變形不會(huì)堵塞擋藥板上預(yù)留燃?xì)馔ǖ?。擋藥板結(jié)構(gòu)優(yōu)化前后如圖5所示。

（a） 原方案 （b） 改進(jìn)方案

（a） 原方案 （b） 改進(jìn)方案

3.1.2 點(diǎn)火藥盒改進(jìn)

原設(shè)計(jì)點(diǎn)火藥盒高度為16mm，藥盒下端面距離主裝推進(jìn)劑藥柱約1mm，現(xiàn)對(duì)點(diǎn)火藥盒結(jié)構(gòu)進(jìn)行調(diào)整，如圖6所示。

（a） 原方案 （b）優(yōu)化方案

將點(diǎn)火藥盒組件去掉藥盒堵蓋，直接用鋁箔密封片密封，藥盒高度由16mm減小為12mm，藥盒下端面距離主裝藥藥柱距離增大為5mm，有效地提高了點(diǎn)火藥燃?xì)饬魍ā?/p>

同時(shí)，為降低點(diǎn)火壓強(qiáng)峰，將點(diǎn)火藥顆粒大小與點(diǎn)火藥量進(jìn)行優(yōu)化，點(diǎn)火燃?xì)獍凑胀耆珰怏w狀態(tài)方程假設(shè)，點(diǎn)火壓強(qiáng)采用公式（1）計(jì)算[5]：

式（1）中：m為固體小火箭點(diǎn)火藥量；p為固體小火箭點(diǎn)火壓強(qiáng)；V為固體小火箭初始自由容積；為點(diǎn)火藥燃燒產(chǎn)物凝相百分?jǐn)?shù)；R為通用氣體常數(shù)，8 314 J/（mol·K）；為點(diǎn)火藥燃?xì)馄骄肿恿浚?i>T為點(diǎn)火藥燃?xì)鉁囟取?/p>

已知固體小火箭初始自由容積V=70cm3、凝相百分?jǐn)?shù)=0.6、氣體平均分子量[4]=34.7、燃?xì)鉁囟?i>T=2 500K，點(diǎn)火藥取HY-5點(diǎn)火藥2.2g時(shí)，計(jì)算點(diǎn)火壓強(qiáng)約為7.5MPa，而設(shè)計(jì)點(diǎn)火為5MPa，相對(duì)較大，故將原設(shè)計(jì)采用的HY-5黑火藥更改為顆粒比較大的HY-3黑火藥，同時(shí)將藥量由2.2g更改為1.7g，計(jì)算得點(diǎn)火壓強(qiáng)約5.8MPa。

3.2 結(jié)果分析

通過調(diào)節(jié)推進(jìn)劑藥柱結(jié)構(gòu)與擋藥板結(jié)構(gòu)，增大了燃?xì)馔ǖ溃龠M(jìn)行地面高溫55℃試驗(yàn)，得到的——曲線如圖7所示。

圖7數(shù)據(jù)顯示：點(diǎn)火后約20ms處出現(xiàn)較高壓力峰，約35MPa，然而在60~330ms處出現(xiàn)壓力平臺(tái)，隨后壓力下降，在360ms左右工作完畢。以上試驗(yàn)表明：通過改善燃?xì)馔ǖ狼袑?shí)有效地遏制了殼體失強(qiáng)故障，且曲線上出現(xiàn)了較好的壓力平臺(tái)，但點(diǎn)火壓力峰依舊高達(dá)35MPa，改進(jìn)有效果但并不徹底。

圖7 燃?xì)馔ǖ栏倪M(jìn)后的P——t曲線

點(diǎn)火藥盒改進(jìn)設(shè)計(jì)調(diào)整了點(diǎn)火藥顆粒大小和點(diǎn)火藥量，減少了生成燃?xì)?，再次進(jìn)行了55℃地面試驗(yàn)，得到的——曲線如圖8所示。

圖8 點(diǎn)火藥盒改進(jìn)后的P——t曲線

由圖8可以看出，點(diǎn)火后在10ms左右出現(xiàn)了約13MPa的點(diǎn)火壓力峰，之后出現(xiàn)較為明顯的壓力平臺(tái)，約在330ms處壓力開始下降，340ms處結(jié)束工作。試驗(yàn)表明：點(diǎn)火藥盒結(jié)構(gòu)尺寸改進(jìn)與點(diǎn)火藥量的降低有效地降低了點(diǎn)火壓力峰，同時(shí)也說明主裝藥尺寸改進(jìn)與擋藥板結(jié)構(gòu)改進(jìn)對(duì)小火箭的可靠輸出切實(shí)有效，保證了主裝藥可靠點(diǎn)火與穩(wěn)定燃燒。

根據(jù)上述研究可知固體小火箭點(diǎn)火裝置應(yīng)保證安全可靠，點(diǎn)火元件能量要高，點(diǎn)火猛度要適中，所用點(diǎn)火藥的能量釋放速度應(yīng)該適中，避免釋放過快造成高的點(diǎn)火壓力峰，降低了點(diǎn)燃主裝藥的可靠性；但能量釋放速度也不宜過慢，過慢或造成點(diǎn)火能量分散，增加點(diǎn)火延遲期[6]。

4 結(jié)語(yǔ)

（1）點(diǎn)火藥盒、裝藥定位裝置與擋藥板的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)對(duì)固體小火箭內(nèi)彈道性能至關(guān)重要，應(yīng)切實(shí)確保燃?xì)獾耐〞沉鲃?dòng)，避免發(fā)生侵蝕燃燒或堵塞燃?xì)馔ǖ?。?）雙基推進(jìn)劑在不同溫度下線膨脹系數(shù)不同，溫度越高線膨脹系數(shù)越大，因此小火箭設(shè)計(jì)過程中應(yīng)充分考慮推進(jìn)劑線膨脹系數(shù)。（3）建議在固體小火箭設(shè)計(jì)中，盡可能先進(jìn)行點(diǎn)火模擬試驗(yàn)，確定點(diǎn)火設(shè)計(jì)狀態(tài)與點(diǎn)火界面的各種匹配關(guān)系，再進(jìn)行地面試驗(yàn)。

[1] 劉竹生.航天火工裝置[M].北京:宇航出版社, 2012.

[2] 王凱民.火工品工程(下)[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社, 2014.

[3] 龍樂豪.總體設(shè)計(jì)(中)[M].北京:宇航出版社, 2009.

[4] 唐金蘭,劉佩進(jìn).固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)原理[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社, 2012.

[5] 陳汝訓(xùn).固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)與研究[M].北京:中國(guó)工業(yè)出版社, 1991.

[6] 張平,李世鵬,劉玉群.點(diǎn)火藥量對(duì)微型脈沖推力器內(nèi)彈道性能的影響[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2003,18(1): 158-160.

Failure Analysis and Design Improvement of Solid Rocket for Separation

YANG Yong, TU Xiao-chang, CHEN Jing, YANG Min-peng , YANG Wen, WU Hao

(Shaanxi Applied Physics and Chemistry Research Institute, Xi’an, 710061)

In order to solve the problem of shell failure and high ignition pressure of solid rocket for separation, in the process of high temperature 55℃ environmental test, the possible reasons for the failure were analyzed. The charge structure and back plate design were improved, for enlarge the gas channel, as well as the ignition case structure, the ignition powder mass were improved to decrease the ignition pressure. The verification test proves that the improvement measures are effective, the ignition peak pressure meet the design requirement, and the reliability and safety of the small rocket are improved.

Solid small rocket；Failure；Ignition case；Structure

1003-1480（2017）04-0005-04

TJ45+9

A

10.3969/j.issn.1003-1480.2017.04.002

2017-06-12

楊勇（1990-），男，在讀碩士研究生，主要從事火工品產(chǎn)品研制。