固體火箭發(fā)動機殼體緩釋技術研究進展

聶建新，范文琦，王 領，魏子婷，郭學永，胡 峰，焦清介，張海軍，劉榮強

(1.北京理工大學 爆炸科學與技術國家重點實驗室，北京 100081；2.中國航天科工集團有限公司六院 西安長峰機電研究所，西安 710065)

0 引言

固體推進劑在導彈武器系統(tǒng)中通常占全彈質量的60%～70%，是導彈武器系統(tǒng)的主要危險源之一。導彈在服役過程中可能遭遇跌落、火災、鄰近彈藥爆炸、雷擊或電磁攻擊等意外事故，固體火箭發(fā)動機會發(fā)生燃燒甚至爆炸反應，進而引發(fā)人員傷亡和武器平臺損毀等災難性事故[1]。近年來，隨著新型導彈對動力系統(tǒng)比沖性能的需求不斷提高，固體推進劑配方中高能量密度材料組分占比不斷增大，高能推進劑發(fā)動機在使用過程中發(fā)生意外反應的可能性和危害程度越來越大。因此，提高固體火箭發(fā)動機乃至導彈武器系統(tǒng)在未來復雜戰(zhàn)場環(huán)境中的生存能力具有迫切的軍事需求，固體火箭發(fā)動機服役安全性研究已成為安全彈藥領域的熱點[2]。服役安全性指武器彈藥在貯存、維護、訓練和作戰(zhàn)使用等服役過程中遭受機械強沖擊、熱沖擊、爆炸沖擊波、靜電或電磁輻射等意外刺激作用時發(fā)生可接受等級反應的安全能力。武器彈藥意外反應的劇烈程度可用反應等級表征，反應等級分為爆轟、部分爆轟、爆炸、爆燃、燃燒和不反應。

固體火箭發(fā)動機殼體緩釋技術(以下簡稱殼體緩釋技術)是提高固體火箭發(fā)動機服役安全性的重要技術手段。固體火箭發(fā)動機的反應等級不僅取決于推進劑自身的反應劇烈程度，還與推進劑裝藥的約束條件密切相關。研究表明，強約束條件下更容易引發(fā)推進劑裝藥發(fā)生燃燒轉爆轟，強約束殼體的發(fā)動機也更容易發(fā)生爆炸甚至爆轟等劇烈反應[3]。殼體緩釋技術是通過殼體材料或結構設計減弱推進劑裝藥的約束強度或在殼體上建立泄壓排氣通道，使推進劑裝藥發(fā)生相對溫和的燃燒反應，進而降低固體火箭發(fā)動機的反應等級，使其滿足服役安全性要求[3]。

20世紀50年代，以美國為首的北約國家就開始關注不敏感彈藥技術及應用，對殼體緩釋技術進行了較為系統(tǒng)的研究[3]；與國外相比，國內(nèi)的發(fā)動機安全性技術研究起步較晚，有一定差距。本文調研了美國、法國、中國等發(fā)表的論文和專利，梳理了國內(nèi)外固體火箭發(fā)動機殼體緩釋技術及其應用情況，對比分析了各緩釋技術應用于固體火箭發(fā)動機設計中的優(yōu)缺點，并提出了固體火箭發(fā)動機殼體安全性設計思路，可為研制具有高服役安全性的固體火箭發(fā)動機提供技術參考。

1 殼體緩釋技術進展

殼體緩釋技術種類繁多，按照建立泄壓通道的手段是否含有含能材料可分為主動緩釋技術和被動緩釋技術[4]。本文依據(jù)建立排氣泄壓通道面積從大到小將殼體緩釋技術分為整體失強、頭/筒分離和局部排氣三種類型。

1.1 整體失強殼體緩釋技術

整體失強殼體緩釋技術是通過減小殼體厚度，或利用復合殼體高溫下的材料特性降低殼體的承壓閾值，殼體在內(nèi)部高壓氣體作用下整體失強，形成巨大的排氣泄壓通道。根據(jù)殼體材料類型，可分為金屬材料殼體技術、復合材料殼體技術和混合材料殼體技術。

1.1.1 金屬材料殼體技術

金屬材料殼體技術可分為一體式殼體緩釋技術和金屬帶纏殼體緩釋技術兩類。

一體式殼體緩釋技術是指不改變殼體拓撲結構的緩釋技術。傳統(tǒng)高強度鋼發(fā)動機殼體的緩釋設計，一方面可通過減小殼體厚度，使薄殼體在相對較低內(nèi)壓作用下自然破裂實現(xiàn)排氣泄壓[5]，由于殼體必須保證能夠承受發(fā)動機正常工作時的內(nèi)壓，該技術僅適用于設計余量較大的微小型發(fā)動機，如姿控用沖量發(fā)動機等；另一方面，也可采用強度較低的鋁合金材料達到提前泄壓緩釋目的，洛克希爾(Roxel)公司對低易損發(fā)動機的系列研究表明，鋁合金殼體在一定程度上能夠提高固體火箭發(fā)動機的低易損性。Roxel公司使用鋁殼體發(fā)動機進行了快速烤燃(FCO)試驗，反應等級為燃燒[6]。但鋁合金耐熱性能和焊接性能較差，所以只有在殼體內(nèi)壁貼有絕熱層且采用貼壁內(nèi)孔燃燒型藥柱時，才能采用鋁合金殼體。

發(fā)動機燃燒室的工作壓強一般為幾兆帕到十幾兆帕，殼體的理論承壓通常只比工作壓強高15%～20%左右，留給殼體緩釋設計的余量較小。因此，一體式殼體緩釋技術在實際應用中局限性較大。

金屬帶纏(SSL)殼體緩釋技術是一種有別于一體式殼體緩釋的新技術，SSL殼體由極薄的高強度鋼帶涂覆粘結劑后，在芯模上經(jīng)過螺旋纏繞粘接成型[7]，該技術由Roxel公司首先提出并實現(xiàn)工業(yè)化，該殼體的制造過程示意圖見圖1[8]。SSL殼體的緩釋機理為：在烤燃環(huán)境中鋼帶間的粘結劑分解導致殼體分層解體，能夠迅速形成較大的泄壓通道；在子彈或破片撞擊試驗中，SSL殼體在強沖擊作用下，也能迅速解體，解除殼體對內(nèi)部裝藥的約束，進而實現(xiàn)良好的殼體緩釋效果[9]。

圖1 金屬帶纏殼體制造示意圖

SSL殼體緩釋技術已應用于“阿斯拉姆”(ASRAAM)空空導彈發(fā)動機安全性設計，并通過了不敏感性試驗考核[2]。然而，SSL殼體工藝復雜，成本較高，該技術用于發(fā)動機設計時，應著重考慮其結構特性對殼體強度和軸向剛度均勻性的影響。

1.1.2 復合材料殼體技術

傳統(tǒng)的復合材料指樹脂基復合材料，由環(huán)氧樹脂基體和纖維增強體組成，碳纖維是目前廣泛應用的增強體材料。復合材料發(fā)動機殼體在意外刺激作用下的緩釋機理為高溫下復合材料中的環(huán)氧樹脂基體發(fā)生軟化失強，導致復合材料殼體承壓能力大幅度下降，在內(nèi)部高壓氣體作用下，復合材料中的纖維增強體被撕裂，在殼體上形成大面積排氣泄壓通道，實現(xiàn)泄壓緩釋目的。在子彈撞擊(BI)試驗中，碳纖維復合材料發(fā)動機殼體呈現(xiàn)出典型的基體熱熔和纖維撕裂的損傷模式[10]，見圖2。

金屬基復合材料(MMC)是一種新型的復合材料，通常指以鋁、鎂等金屬為基體，以陶瓷或有機物為增強體的復合材料，MMC殼體能夠承受較高的溫度、壓力以及導彈發(fā)射動載荷[11]。MMC殼體可有效減輕發(fā)動機重量、提高射程，Nextel?纖維/鋁復合材料已應用于固體火箭發(fā)動機殼體[12]，見圖3。美國研究人員曾使用MMC殼體固體火箭發(fā)動機進行了不敏感性試驗，通過了子彈撞擊和快速烤燃試驗要求[4]。然而，目前MMC仍處于實驗室研究階段，材料制備工藝的技術成熟度不高，尤其是材料內(nèi)部容易出現(xiàn)應力集中缺陷，因而限制了其工程化應用。

圖2 子彈撞擊碳纖維復合材料殼體發(fā)動機試驗圖

圖3 金屬基復合材料纖維纏繞殼體

復合材料殼體具有輕質、比強度高和成型方便等優(yōu)勢，且一旦發(fā)動機意外爆炸也不會產(chǎn)生高危險性破片，其安全性應用前景廣闊。然而，復合材料殼體比金屬殼體可承受的溫度低，對外需要設計外隔熱層解決氣動加熱問題，對內(nèi)需要較厚的絕熱層解決燃燒室傳熱問題。因此，小口徑發(fā)動機不宜選用復合材料殼體。

1.1.3 混合材料殼體技術

混合材料殼體是指結合了纖維、樹脂和金屬結構的復合材料殼體，它結合了復合材料殼體和金屬材料殼體的優(yōu)勢?；旌喜牧蠚んw包括凱芙拉包覆鋁殼體和刻槽混合材料殼體。

凱芙拉包覆鋁殼體(KOA)是指在薄鋁殼外部包覆纏繞無樹脂粘結的凱芙拉材料而成的一種殼體形式[13]。Roxel公司對應用了該技術的150 mm驗證發(fā)動機(推進劑為GAP/RDX)進行了快速烤燃試驗和12.7 mm口徑子彈撞擊試驗(著靶速度844 m/s)，快速烤燃試驗結果為發(fā)動機在240 s時發(fā)生了第V類反應(燃燒)，子彈撞擊試驗結果為發(fā)動機不發(fā)生反應，見圖4。

圖4 凱芙拉包覆鋁殼體子彈撞擊試驗結果圖

刻槽混合材料殼體通過在固體火箭發(fā)動機燃燒室金屬殼體外側刻槽，削弱殼體強度，在機械刺激作用下有助于殼體裂紋增長，在熱刺激作用下可提供排氣通道[14]。發(fā)動機殼體較薄，一般使用激光切割、線性聚能裝藥或者化學蝕刻等方式，在殼體外側沿軸向刻一系列槽，并用聚合物材料填充槽體；針對薄殼體，槽的形式可以為通槽，用復合材料包覆殼體為固體火箭發(fā)動機提供周向約束，示意圖見圖5。對70～356 mm口徑的固體火箭發(fā)動機進行的一系列試驗表明，刻槽技術幾乎可以降低所有機械刺激和熱刺激作用下發(fā)動機響應的劇烈程度[4]。然而，刻槽技術并不適用于某些脆性鋼殼體。

圖5 刻槽混合材料殼體示意圖

總之，SSL殼體、復合材料殼體和混合材料殼體對快速烤燃和子彈撞擊試驗中發(fā)動機的緩釋效果明顯；復合材料殼體發(fā)動機在殉爆(SR)試驗中不會產(chǎn)生高危險性破片，且復合材料可衰減爆炸沖擊波強度，在提升發(fā)動機服役安全性上有較大優(yōu)勢。然而，與傳統(tǒng)的金屬材料殼體相比，上述新技術的工藝較復雜、制造成本高，在一定程度上限制了其實際應用。

1.2 頭/筒分離泄壓緩釋技術

頭/筒分離泄壓緩釋技術的作用原理是通過切割發(fā)動機筒體端部或通過分離裝置去除封頭處約束，進而形成較大的排氣泄壓通道。根據(jù)作用形式，可分為環(huán)向切割裝置和封頭/燃燒室殼體脫離結構。

1.2.1 環(huán)向切割裝置

環(huán)向切割裝置是指沿發(fā)動機環(huán)向切割殼體形成泄壓通道的裝置，可使用形狀記憶合金線、線性聚能裝藥等實現(xiàn)環(huán)向切割。

形狀記憶合金線一般可直接纏繞在發(fā)動機殼體外壁。當殼體達到異常溫度時，利用合金線的向內(nèi)收縮效應切割殼體。英國奎奈蒂克(QinetiQ)公司對形狀記憶合金線開展了較多研究[15]，如圖 6所示，分別為KOA殼體、復合材料殼體和SSL殼體在形狀記憶合金線切割作用下發(fā)生破裂、斷層和屈曲失效。

(a) KOA case (b) Composite case (c) SSL case

線性聚能裝藥切割屬于主動緩釋技術，一般包含三個必要的步驟：

(1)監(jiān)測熱刺激特征溫度；

(2)發(fā)出開啟殼體泄壓通道的指令；

(3)開啟殼體泄壓通道。當溫度傳感器檢測到異常溫度時，將信號傳到點火器或起爆器，啟動聚能裝藥切割裝置，形成泄壓通道。

圖7為聚能裝藥設計結構示意圖[16]，該裝置在檢測到意外刺激后，使用聚能裝藥沿周向切開殼體，使排氣堵片失去約束，形成較大的端面泄壓通道。通過在發(fā)動機現(xiàn)有自毀裝置的基礎上增設溫控裝置，即可實現(xiàn)該緩釋技術。

1.2.2 封頭/燃燒室殼體脫離結構

封頭/燃燒室殼體脫離結構指通過分離結構作動使發(fā)動機的封頭與燃燒室殼體在基本不受損的情況下失去連接，形成端面泄壓通道。該結構可分為形狀記憶結構件和易熔材料結構件兩種。

圖7 聚能裝藥設計結構示意圖

(1)形狀記憶結構件

形狀記憶結構件能夠在發(fā)動機異常溫度范圍內(nèi)發(fā)生結構變形，解除對其他結構件的約束，形成預定尺寸的排氣通道。形狀記憶結構件可由形狀記憶合金、雙金屬合金和形狀記憶聚合物等材料制造。

形狀記憶合金主要有鎳鈦基、銅基、鐵基和鐵磁基形狀記憶合金等[17]，其形狀記憶效應機制不完全相同。其中，鎳鈦基形狀記憶合金的形狀記憶效應最好，形狀恢復量可達到6%～8%。當鎳鈦基形狀記憶合金被加熱到晶變溫度以上時會發(fā)生馬氏體逆相變，恢復到其母相形狀，通過作動或者解鎖的方式，釋放所約束的構件，為發(fā)動機殼體開啟排氣通道。鎳鈦基形狀記憶合金制成的典型結構有形狀記憶合金線[15]、鎳鈦合金箍[18-19]等。

鎳鈦合金箍已應用于美國的MK22 Mod 5火箭發(fā)動機[19]，當鎳鈦合金材料達到晶變溫度時，鎳鈦合金箍向內(nèi)收縮，帶動發(fā)動機段兩端的卡扣向內(nèi)收縮，由卡扣固定的隔板被解除約束，最終在固體火箭發(fā)動機前后兩端的連接處形成端面排氣通道，其設計圖如圖8所示。

圖8 鎳鈦合金箍應用示意圖

鎳鈦形狀記憶合金已廣泛應用于航空航天領域，技術成熟度較高，可定制合適的作用溫度，其力學響應也較快，用于緩釋設計時，對溫度響應可靠；但其形狀恢復量有限，一般不超過8%。

雙金屬合金是將兩種不同熱膨脹系數(shù)的金屬制成一個保持環(huán)[20]，保持環(huán)的外環(huán)材料具有較高的熱膨脹系數(shù)，如黃銅和鋁；內(nèi)環(huán)材料具有較低的熱膨脹系數(shù)，如因瓦合金或者鋼，使用輥焊、爆炸焊接或者擴散結合等方法將兩種金屬材料制成保持環(huán)，利用保持環(huán)受熱升溫時的變形效應，在推進劑自點火溫度之前釋放發(fā)動機前后端所連接的部件，見圖9。

圖9 雙金屬保持環(huán)應用示意圖

一般而言，形狀記憶聚合物為特殊的熱塑性聚合物[21]。利用其溫度形變效應，可將其設計為保持環(huán)[22-23]，典型的設計方式見圖10，圖中白色部件表示金屬結構件，黑色部件表示形狀記憶聚合物，上下兩種狀態(tài)分別對應各形狀記憶聚合物保持環(huán)的解鎖狀態(tài)和正常工作狀態(tài)。

圖10 形狀記憶聚合物保持環(huán)設計示意圖

由于形狀記憶材料針對溫度發(fā)生作用，因此形狀記憶結構件只適用于熱威脅，其缺點主要有：1)增加了殼體制造費用和復雜程度；2)可能因氣動加熱而誤啟動；3)在長期存儲后因蠕變效應失去形狀記憶功能，導致固體火箭發(fā)動機工作性能不穩(wěn)定；4)主要用于發(fā)動機前后封頭的保持環(huán)，當發(fā)動機長徑比較大時，緩釋時的泄壓過程可能會產(chǎn)生推力，導致發(fā)動機或導彈飛竄，發(fā)生其他意外事故。

(2)易熔材料結構件

易熔材料結構件能夠在發(fā)動機異常溫度范圍內(nèi)發(fā)生材料相變后失強，使頭/筒結構脫離連接進而形成泄壓通道[24]。典型的易熔材料結構件為低熔點合金保持環(huán)。

低熔點合金保持環(huán)[25]設計示意圖見圖11，當該保持環(huán)溫度高于材料熔點時，即開始熔化，使前封頭和殼體、噴管和殼體之間失去連接，當殼體內(nèi)部氣體產(chǎn)生高壓后，會將前封頭和噴管向外推出，使固體火箭發(fā)動機兩個端面開始排氣泄壓。低熔點合金材料是指以鉍、錫、鉛、鎘為主成分的合金，用于緩釋技術的合金熔點一般選為140 ℃左右。

易熔材料結構件易于制造、成本較低，便于現(xiàn)有發(fā)動機產(chǎn)品的安全性改型；但該材料強度較低，受氣動加熱作用影響大，在實用中應考慮解決材料高溫失強導致發(fā)動機正常工作失效的隱患。

圖11 低熔點合金保持環(huán)設計示意圖

1.3 局部排氣泄壓緩釋技術

局部排氣泄壓緩釋技術的作用原理是在發(fā)動機殼體或封頭處設計一定面積的排氣泄壓通道，使推進劑產(chǎn)生的氣體及時從泄壓通道排出實現(xiàn)緩釋。根據(jù)設計形式可以分為軸向泄壓通道和泄壓孔。

1.3.1 軸向泄壓通道

(1)線切割聚能裝藥裝置

線切割聚能裝藥裝置利用切割器沿軸向切割發(fā)動機殼體。該裝置一般在線性聚能裝藥前端布置鋼質切割器，使殼體在切割器的頂端受到較大的彎應力破裂而形成排氣通道。該設計成功應用于美國的先進中距空空導彈“阿姆拉姆”(AMRAAM)少煙固體火箭發(fā)動機[26]，被稱為“熱啟動泄壓系統(tǒng)”，當處于火焰環(huán)境中能迅速切割殼體，降低全彈反應劇烈程度。該裝置切割殼體后的效果見圖12[27]。

該裝置的缺點同樣是引入了含能材料，需要額外考慮聚能裝藥的安全性。

(2)局部隔熱處理技術

局部隔熱處理技術(Preferential Insulation Treatment, PIT)[4]是在發(fā)動機殼體表面涂覆隔熱層時，沿殼體軸向留細長型的空白區(qū)域不進行涂覆，或沿應力線方向(45°方向)留斜交叉型的空白區(qū)域不進行涂覆，見圖13。當固體火箭發(fā)動機處于火焰環(huán)境中時，未涂覆隔熱層的殼體區(qū)域溫度較高材料軟化，其內(nèi)部推進劑首先發(fā)生熱分解產(chǎn)生氣體，此處形成局部的高溫高壓環(huán)境導致發(fā)動機殼體發(fā)生局部破裂，形成較大的泄壓通道。

(a) Before test (b) Post test

局部隔熱處理技術易于操作、方便快捷，但只適用于對快速烤燃的緩釋，在慢速烤燃(SCO)試驗中緩釋作用不明顯。

(3)應力集中槽

應力集中槽技術通常是指在發(fā)動機殼體外側沿軸向加工應力集中槽，當發(fā)動機處于意外熱環(huán)境中時，推進劑裝藥熱分解產(chǎn)生大量氣體導致殼體內(nèi)部受到異常內(nèi)壓，應力集中槽處產(chǎn)生較大應力，故此處首先破裂形成排氣通道，從而降低發(fā)動機反應等級。與刻槽混合材料殼體技術不同，該技術主要只在原發(fā)動機基礎上補充設計1～3個應力集中槽即可，其工程應用更加簡便。

應力集中槽設計簡單、應用方便。Roxel公司改進發(fā)動機的烤燃試驗[28]表明，在快烤環(huán)境中，應力集中槽處殼體的提前破裂有助于發(fā)動機內(nèi)部及時泄壓，能夠避免發(fā)動機殼體的整體爆炸，因此能夠減小爆炸拋射物的尺寸和爆炸沖擊波的超壓峰值。在慢烤環(huán)境中，發(fā)動機監(jiān)測到異常溫度時提前點火，殼體應力集中槽處發(fā)生破裂，能夠顯著降低發(fā)動機的反應等級。

應力集中槽設計只適用于鋼殼體發(fā)動機對熱刺激的緩釋，而且應力集中槽會削弱殼體結構。因此，該技術在實際應用中，要考慮正常使用條件下發(fā)動機殼體結構強度和剛度的指標要求。

1.3.2 泄壓孔

(1)泄壓剪切塞片

泄壓剪切塞片是在殼體或封頭上設計一個較薄的塞片。當固體火箭發(fā)動機內(nèi)部壓力異常升高達到預定破裂壓力時，泄壓剪切塞邊緣處的剪切力使剪切塞斷裂并沖出殼體，形成預制大小的排氣通道。泄壓剪切塞片設計形式多樣。例如，Purcell等提出的設計思路[29]，將金屬片焊接或粘接于開有小孔的發(fā)動機殼體上，見圖14，當殼體處于異常溫度時，金屬片和發(fā)動機殼體界面的剪切力使二者失去連接形成泄壓通道。

圖14 泄壓剪切塞片

泄壓剪切塞片易于設計、方便改裝，但其提供的泄壓通道面積有限，一般僅可用于中小型發(fā)動機殼體安全性設計，而且該設計人為降低了固體發(fā)動機的安全系數(shù)和質量比，會影響發(fā)動機性能。

(2)易熔構件

易熔構件是用易熔材料填充溝槽或堵?lián)跖艢庑箟嚎仔纬傻臉嫾?。典型的易熔構件有易熔塞、易熔螺紋連接器、易熔端蓋等[30]。以易熔合金塞和低熔點聚合物構件為主。

易熔合金塞是用易熔合金填充排氣泄壓孔所形成的一種溫度控制式泄壓結構[31]，當達到預定溫度時易熔合金熔化，在殼體表面形成預定的排氣通道。

低熔點聚合物構件一般為塑料材質[32]，如聚乙烯PE、工程塑料PBT、尼龍PA-6和聚碳酸酯PC等。低熔點聚合物構件一般制成局部緊固件[21]等形式。當溫度達到一定范圍后，構件發(fā)生軟化變形，露出所設計的排氣泄壓孔。

易熔構件普遍存在的問題是可能受氣動加熱作用引發(fā)誤觸動。其中低熔點聚合物構件雖然易于制造、成本較低，但長期儲存后會發(fā)生材料老化。

1.4 發(fā)動機殼體緩釋技術小結

本節(jié)詳細總結了固體火箭發(fā)動機殼體緩釋設計的各種途徑，將殼體緩釋技術分為整體失強、頭/筒分離和局部排氣三種類型，并詳細對比了各技術的優(yōu)缺點，如表1所示。

表1 固體火箭發(fā)動機殼體緩釋技術總結

2 發(fā)動機殼體緩釋技術應用實例

20世紀40年代以來，隨著航母事故頻發(fā)，以美國海軍為主對鈍感彈藥提出了強制性要求。由于低易損推進劑研制周期長、需滿足高能性能需求，因此發(fā)動機殼體緩釋技術得以發(fā)展。在研究過程中，研究人員從殼體材料、發(fā)動機殼體構件等多角度針對特定的刺激進行了一系列針對性設計，并進行了大量試驗。以法國為例，從19世紀80年代到2018年，已經(jīng)積累了220多次固體火箭發(fā)動機或模擬彈的試驗數(shù)據(jù)，對殼體緩釋技術積累也比較深厚。以下主要介紹殼體緩釋技術在地地導彈、空空導彈、艦空導彈等產(chǎn)品上的應用實例。

2.1 地地導彈用固體火箭發(fā)動機

Roxel公司對某地地導彈用固體火箭發(fā)動機進行了低易損性設計[28]。原火箭發(fā)動機外徑為0.227 m，長度為1.98 m，鋼殼體厚度小于3 mm，裝藥為含鋁HTPB推進劑(98 kg)。低易損改進發(fā)動機上采用了溫控點火具和殼體外部刻應力集中槽的方法。進行的慢速烤燃試驗表明，原發(fā)動機發(fā)生了第I類反應(爆轟)，反應溫度為192 ℃；改進后的發(fā)動機發(fā)生了第III類反應(爆炸)，反應溫度為137 ℃，雖然仍未達到慢速烤燃試驗所要求的第V類反應(燃燒)，但溫控點火具和外部刻應力集中槽的設計顯著降低了固體火箭發(fā)動機的反應劇烈程度，見圖15。

(a) Original motor(detonation) (b) Modified motor(explosion)

2.2 “火神”火箭發(fā)動機

Roxel公司自主研制的少煙大型鈍感彈藥(SLIM)發(fā)動機[9]，已應用于鈍感“硫磺石”(Brimstone)和“地獄火”(Hellfire)反坦克導彈。例如Roxel公司為Brimstone導彈研制生產(chǎn)的火神火箭發(fā)動機(Vulcan)[33]，見圖16。使用了金屬帶纏殼體(帶有輕質鋁合金固定裝置)，其內(nèi)部裝藥使用了少煙鈍感的澆注改性雙基彈性推進劑(EMCDB，危險等級為1.3級)，同時使用了點火安全裝置。該火神火箭發(fā)動機通過了大部分低易損性試驗，試驗結果見表2。

圖16 鈍感“硫磺石”導彈火箭發(fā)動機(火神)

表2 火神火箭發(fā)動機低易損性試驗結果

2.3 ASRAAM空空導彈用火箭發(fā)動機

MBDA公司的ASRAAM火箭發(fā)動機外徑為0.166 m，也應用了Roxel公司研發(fā)的金屬帶纏殼體技術[2]，見圖17。該發(fā)動機通過了快速烤燃、慢速烤燃、子彈撞擊、破片撞擊(FI)、殉爆試驗和跌落試驗，驗證了SSL殼體具有較高的鈍感特性。

圖17 ASRAAM導彈火箭發(fā)動機

2.4 “響尾蛇”空空導彈用火箭發(fā)動機

美國“響尾蛇”空空導彈Mk36 Mod11發(fā)動機原使用鋼殼體和HTPB推進劑[34]，經(jīng)過改進后的低易損發(fā)動機采用了纖維纏繞石墨復合材料殼體、HTPE推進劑，降低了子彈撞擊和破片撞擊的響應。導彈發(fā)動機改進前后的試驗結果見表3。

表3 響尾蛇導彈火箭發(fā)動機低易損試驗結果

2.5 “海麻雀”艦空導彈用火箭發(fā)動機

美國改進型海麻雀導彈(ESSM)是一款艦空導彈，其發(fā)動機外徑為0.254 m，長度為1.78 m，原采用D6AC鋼殼體和HTPE推進劑，在低易損性改進設計中改用了碳纖維增強復合材料(CFRP)殼體[35]，見圖18。該改進設計降低了快速烤燃、慢速烤燃和破片撞擊試驗中固體火箭發(fā)動機的響應劇烈程度。ESSM導彈殼體改進前和改進后的實驗結果見表4。

圖18 改進型海麻雀導彈復合材料殼體火箭發(fā)動機

表4 改進型海麻雀導彈火箭發(fā)動機低易損試驗結果

3 發(fā)動機殼體安全性設計思路

3.1 總體設計思路

首先，固體火箭發(fā)動機殼體安全性設計應針對可能的意外刺激進行定量分析，確定機械刺激和熱刺激的強度等信息；其次，應針對推進劑材料相關的力學、熱力學性能進行表征，如在熱刺激作用下的反應形式和反應速率；最后，結合意外刺激的類型、作用強度和推進劑的響應行為，選擇合適的殼體緩釋技術。

在進行殼體安全性設計時，應遵循以下原則：

(1)安全性與可靠性兼容。安全性設計措施不能影響固體發(fā)動機的正常工作性能，在正常環(huán)境下，安全性設計不能誤觸發(fā)，在意外刺激作用下安全性設計必須可靠觸發(fā)；

(2)安全性與成本兼顧。安全性設計應兼顧研發(fā)、制造和維護成本，注重發(fā)動機全壽命周期的效益；

(3)殼體安全性設計與全彈安全性設計兼顧。應正確考慮發(fā)動機殼體的使用環(huán)境，確定合理的意外刺激類型和作用強度，與全彈安全性設計相結合，提高研發(fā)效率。

3.2 設計中的兩個關鍵因素

固體火箭發(fā)動機殼體安全性設計成敗的關鍵在于意外刺激作用下發(fā)動機是否能及時、可靠地建立泄壓排氣通道，進而有效降低發(fā)動機意外反應的劇烈程度。排氣通道臨界面積和排氣通道開啟時刻是殼體安全性設計中的兩個關鍵因素。

3.2.1 排氣通道臨界面積

排氣通道臨界面積指使推進劑意外產(chǎn)氣速率和排氣通道排氣速率相等的排氣通道面積，與推進劑燃燒反應過程、殼體內(nèi)部壓強、燃燒產(chǎn)物氣體的熱力學狀態(tài)、排氣通道的形狀和位置等因素密切相關。因此，如何確定排氣通道臨界面積，是緩釋設計技術的關鍵問題之一。

2010年，Graham[36]提出了一種為含能材料快速烤燃環(huán)境中計算排氣通道臨界面積的方法。該方法給出了產(chǎn)氣升壓速率公式：

(1)

式中p為絕對壓強；t為時間；R為摩爾氣體常數(shù)，R=8.314 J/(mol·K)；V為體積；TB為火焰溫度；n為生成氣體摩爾數(shù)；ρ為含能材料密度；M為生成氣體的平均分子摩爾質量；T0為含能材料整體溫度；SB為含能材料發(fā)生燃燒的表面積；α、A和B是含能材料的材料常數(shù)，表示由于含能材料整體溫度不同而導致的不同燃速。

Graham也給出了小孔流動的泄壓速率公式：

(2)

式中AV為排氣通道面積；CD為流動系數(shù)，取值在0.6～1.0之間；a*為氣體流動速度，與氣體產(chǎn)物的組分和溫度有關，對于正常燃燒氣體產(chǎn)物，a*約為725 m/s。

殼體內(nèi)部升壓速率和泄壓速率持平時，由式(1)和式(2)可得排氣通道臨界面積公式：

(3)

式(3)表明，可直接由含能材料的相關物理化學參數(shù)得到排氣通道面積與含能材料燃燒面積的比值，再通過意外刺激作用下含能材料可能發(fā)生燃燒的面積來計算排氣通道臨界面積。

3.2.2 排氣通道開啟時刻

排氣通道開啟時刻需根據(jù)殼體內(nèi)部的溫度或壓強等數(shù)據(jù)進行確定。例如，針對熱刺激進行設計時可監(jiān)測推進劑或發(fā)動機殼體表面溫度，當排氣通道開啟時，推進劑溫度應低于該環(huán)境下的自點火溫度且應高于正常儲存溫度。也可根據(jù)固體火箭發(fā)動機在正常工作的壓力數(shù)據(jù)確定異常壓力范圍，用壓力閾值確定排氣通道開啟時刻。

例如，Strickland[13]在某主動緩釋裝置的設計中指出雙基推進劑和復合推進劑在慢速升溫和快速升溫時的自點火溫度。因此，將排氣通道開啟溫度分布設計為90～100 ℃和110～120 ℃，見圖19。

圖19 慢速升溫和快速升溫的典型響應溫度

圖19中，TV指排氣通道的開啟溫度；TPID指提前點火裝置的啟動溫度；正常溫度范圍是指固體火箭發(fā)動機在正常儲存、運輸過程中的溫度范圍。該設計通過確定溫度閾值，先開啟殼體排氣通道，之后點燃推進劑，避免推進劑能量集聚發(fā)生劇烈反應。

排氣通道開啟時刻依賴于意外刺激類型，需要定量表征意外刺激作用下推進劑的危險狀態(tài)，確定排氣通道的開啟壓力或開啟溫度，設計合適的緩釋裝置。

4 結束語

(1)殼體緩釋技術的本質是通過解除或削弱殼體約束條件進而抑制推進劑發(fā)生燃燒轉爆轟，是提高固體火箭發(fā)動機服役安全性的重要技術手段。目前，大多數(shù)殼體緩釋技術都是應對熱刺激的，比如聚能裝藥切割、形狀記憶結構件、易熔材料，可有效降低發(fā)動機在快速烤燃和慢速烤燃試驗中的反應等級。還有一些殼體緩釋技術對機械刺激也有效，如金屬帶纏殼體、復合材料殼體、凱芙拉包覆鋁殼體等，可有效減小發(fā)動機在子彈撞擊和破片撞擊試驗中反應的劇烈程度。

(2)金屬材料殼體具有技術成熟度高、易于制造、環(huán)境適應性強、成本較低等優(yōu)勢，廣泛用于空空、空地、地地等戰(zhàn)術導彈發(fā)動機。國外已將應力集中槽、形狀記憶合金箍、線切割聚能裝藥裝置等殼體緩釋技術成功應用多型導彈發(fā)動機的安全性增強設計，顯著提高了整機的服役安全性。目前，金屬殼體發(fā)動機用量巨大，提升服役安全性要求迫切。因此，結合具體型號產(chǎn)品開展金屬殼體緩釋技術研究，具有重要的工程應用價值。

(3)復合材料殼體輕質、比強度高，抵御熱刺激和機械刺激安全能力強，且在殉爆試驗條件下復合材料殼體破片相比金屬殼體破片對發(fā)動機的刺激小得多，是未來高服役安全性發(fā)動機技術的重點發(fā)展方向。美國已將復合材料殼體成功應用于響尾蛇導彈和海麻雀導彈等發(fā)動機的型號安全性改進。然而，復合材料殼體緩釋機制較為復雜，應加強復合材料殼體物性參數(shù)、結構尺寸等設計參量與緩釋響應時間、臨界泄壓面積和泄壓效果的定量關系研究。

(4)目前，并沒有一種普適的殼體緩釋技術，在發(fā)動機殼體安全性設計時，首先通過發(fā)動機威脅危險性分析給出重點關注的刺激類型和強度，然后依據(jù)某一刺激作用下推進劑裝藥結構的安全閾值和反應劇烈程度，選擇合適的殼體緩釋技術。同時，選用何種殼體緩釋技術依賴于發(fā)動機的整體設計，需要利用系統(tǒng)科學的方法平衡服役安全性與動力指標、可靠性和成本之間的關系。發(fā)動機安全性設計是一個系統(tǒng)工程，應綜合考慮推進劑裝藥結構、殼體和意外環(huán)境之間的相互作用，需要聯(lián)合應用殼體緩釋、低易損推進劑設計、包裝隔離等技術手段提高武器彈藥系統(tǒng)的服役安全性。