丁羥復(fù)合推進(jìn)劑過載燃燒研究進(jìn)展

李 猛，趙鳳起，張國輝，姚志成，李 武

(1.西安近代化學(xué)研究所燃燒與爆炸技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 西安 710065； 2.山西北方興安化學(xué)工業(yè)有限公司， 太原 030008；3.內(nèi)蒙航天動(dòng)力機(jī)械測試所， 呼和浩特 010076)

1 引言

現(xiàn)代戰(zhàn)爭中武器系統(tǒng)的高精度、高速度、高突防能力成為使命成敗的決定性因素。如高速地空反導(dǎo)導(dǎo)彈、空空導(dǎo)彈、炮射導(dǎo)彈等，在高加速、強(qiáng)機(jī)動(dòng)飛行或急轉(zhuǎn)彎過程中，會(huì)產(chǎn)生較大的飛行過載和橫向過載(30～100g)[1-3]。高速旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定的火箭增程和復(fù)合增程彈，其轉(zhuǎn)速達(dá)10 000～20 000 r/min[4-5]，推進(jìn)劑燃面的過載達(dá)數(shù)萬g。過載加速度會(huì)影響火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥的燃燒和內(nèi)流場，導(dǎo)致推進(jìn)劑燃速增大，燃燒室壓強(qiáng)增加，燃燒時(shí)間縮短，影響了裝藥燃燒產(chǎn)物的流動(dòng)規(guī)律，使裝藥燃面推移與設(shè)計(jì)狀態(tài)相偏離，進(jìn)而對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道性能產(chǎn)生了重要影響；過載環(huán)境還惡化了裝藥包覆層的燒蝕環(huán)境，嚴(yán)重時(shí)導(dǎo)致包覆層防護(hù)失效，發(fā)動(dòng)機(jī)燒穿解體。過載環(huán)境下的燃燒、流動(dòng)、傳熱等與靜態(tài)相比發(fā)生了很大變化，復(fù)雜的侵蝕燃燒、傳熱、多相流動(dòng)和結(jié)構(gòu)響應(yīng)的耦合效應(yīng)，對(duì)推進(jìn)劑及裝藥設(shè)計(jì)提出了新的技術(shù)難題。

20世紀(jì)60年代國外曾發(fā)生過高過載影響推進(jìn)劑裝藥正常工作而導(dǎo)致彈箭武器裝備失效的諸多案例[6-8]，在此背景下美國國家航空航天局(NASA)的蘭利研究中心(langley research center)、錫奧科爾化工公司(thiokol chemical corporation)、美國海軍研究生院(naval postgraduate school)以及美國空軍的飛利浦實(shí)驗(yàn)室等相繼投入大量的人力、財(cái)力來開展發(fā)動(dòng)機(jī)及裝藥過載影響研究，開展了大量的過載條件下推進(jìn)劑燃燒性能及裝藥內(nèi)彈道性能試驗(yàn)和數(shù)值模擬研究，闡明了過載條件下推進(jìn)劑裝藥的燃燒規(guī)律和機(jī)理，為推進(jìn)劑配方和藥型設(shè)計(jì)提供了指導(dǎo)。國內(nèi)也從20世紀(jì)80年代末開始了一定程度的實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬研究[9-12]，主要集中在對(duì)國外研究的消化分析上，直到20世紀(jì)才開始特定型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)的試驗(yàn)研究，未從配方體系及裝藥設(shè)計(jì)層面來對(duì)其開展影響研究，建立的燃燒特性測試表征手段也不完備，仿真研究工作開展的不夠深入。過載燃燒推進(jìn)劑及裝藥技術(shù)研究是一個(gè)復(fù)雜的系統(tǒng)工程，有必要結(jié)合理論、數(shù)值仿真以及實(shí)驗(yàn)手段對(duì)其進(jìn)行充分系統(tǒng)研究。本文從過載燃燒測試表征、過載對(duì)推進(jìn)劑燃燒性能、內(nèi)彈道性能、燃燒流場的影響4個(gè)方面，對(duì)丁羥復(fù)合推進(jìn)劑裝藥過載燃燒研究現(xiàn)狀進(jìn)行了綜述，同時(shí)梳理了推進(jìn)劑過載燃燒領(lǐng)域下一步的研究重點(diǎn)。

2 過載燃燒測試表征

國內(nèi)外常用的測試推進(jìn)劑裝藥過載燃燒特性的試驗(yàn)手段[13-16]主要有轉(zhuǎn)臺(tái)式離心過載試驗(yàn)系統(tǒng)和帶滑軌火箭撬。轉(zhuǎn)臺(tái)式離心過載試驗(yàn)系統(tǒng)主要是通過讓推進(jìn)劑裝藥繞固定軸旋轉(zhuǎn)而產(chǎn)生加速度過載的，且加速度過載值與推進(jìn)劑裝藥距旋轉(zhuǎn)軸心的距離成正比，其示意圖如圖1(a)。主要用于模擬旋轉(zhuǎn)過載、飛行過載及大機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)彎過載等狀態(tài)，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥在試驗(yàn)系統(tǒng)上旋轉(zhuǎn)時(shí)，通過調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)臺(tái)式離心過載試驗(yàn)系統(tǒng)的轉(zhuǎn)速和傾斜角，可模擬飛行過程中由于彈體運(yùn)動(dòng)而產(chǎn)生的攻角，獲得燃燒室壓強(qiáng)、燃燒時(shí)間、燃燒溫度等測試參數(shù)；還可在此類試驗(yàn)臺(tái)上加裝有透鏡的燃燒室，通過高速攝影系統(tǒng)，如圖1(b)，觀測推進(jìn)劑燃燒時(shí)的火焰及燃面推移過程?；谵D(zhuǎn)臺(tái)式離心過載試驗(yàn)系統(tǒng)，配合特殊燃燒室和檢測裝置，還可對(duì)旋轉(zhuǎn)過載條件下燃燒室內(nèi)流場、絕熱層和噴管喉襯的燒蝕特性等開展研究。

這類裝置最大過載值與電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)速度與懸臂長度密切相關(guān)。Fuchs M D等[13]成功設(shè)計(jì)并開發(fā)了一款離心過載試驗(yàn)系統(tǒng)，該系統(tǒng)可以同時(shí)對(duì)2個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行離心試驗(yàn)，推進(jìn)劑表面的徑向加速度可以達(dá)到2 500g，測試發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在旋轉(zhuǎn)臂的末端，用特殊的方式消除由于推力不同帶來的速度變化。發(fā)動(dòng)機(jī)中采用圓柱型端燃裝藥來研究旋轉(zhuǎn)過載下推進(jìn)劑燃速增大現(xiàn)象。從國內(nèi)張為華[14]、張如洲等[15]文獻(xiàn)中來看，國內(nèi)已經(jīng)具備開展加速度范圍0～500g的離心過載試驗(yàn)，如近年西安近代化學(xué)研究所、航天六院內(nèi)蒙航天動(dòng)力機(jī)械測試所等均搭建了轉(zhuǎn)臺(tái)式離心式過載試驗(yàn)系統(tǒng)。

圖1 過載燃燒試驗(yàn)系統(tǒng)示意圖Fig.1 Acceleration-based combustion test system

離心式過載試驗(yàn)臺(tái)除了試驗(yàn)費(fèi)用昂貴外，還難以克服科氏加速度的影響，導(dǎo)致無法真實(shí)模擬發(fā)動(dòng)機(jī)飛行中的過載環(huán)境。通過助推發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)帶滑軌火箭撬產(chǎn)生直線加速度過載，使得固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥承受與之相同的過載值。加速度過載值與過載持續(xù)時(shí)間主要由滑軌長度、助推發(fā)動(dòng)機(jī)功率和固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的質(zhì)量決定。張翔宇等[16]利用火箭撬作為加速度加載試驗(yàn)平臺(tái)和載體，對(duì)某防空導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)開展了全尺寸火箭撬模擬飛行過載的試驗(yàn)方法研究，獲得了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)壓強(qiáng)、加速度過載及振動(dòng)量級(jí)等數(shù)據(jù)，并復(fù)現(xiàn)了過載產(chǎn)生不穩(wěn)定燃燒的現(xiàn)象，其示意圖如圖2，其最大模擬過載值達(dá)到20g。

圖2 旋轉(zhuǎn)過載條件下推進(jìn)劑燃燒火焰示意圖Fig.2 Photographs and schematic drawing of aluminized propellant combustion under acceleration

李江等[17]提出了一種模擬加速度過載下絕熱層燒蝕的試驗(yàn)方法，其主要采用彎曲管道的離心慣性產(chǎn)生的粒子流沖刷絕熱層試件，最終通過不斷完善形成了該收斂-轉(zhuǎn)折裝置，能通過更換不同直徑的調(diào)節(jié)環(huán)和不同角度的試驗(yàn)段來實(shí)現(xiàn)不同顆粒沖刷速度、聚集濃度和沖刷角度的改變，達(dá)到模擬發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒產(chǎn)物不同燒蝕環(huán)境下對(duì)絕熱層試件考核的目的，其結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 火箭撬系統(tǒng)原理示意圖Fig.3 Diagram of working principle of rocket sled system

該裝置利用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場計(jì)算結(jié)果作為初始條件，研究了不同速度、不同角度及不同濃度的凝聚相粒子對(duì)絕熱層的燒蝕規(guī)律，基于正交試驗(yàn)給出了絕熱層材料的燒蝕及強(qiáng)、弱沖刷狀態(tài)下的燒蝕經(jīng)驗(yàn)公式。該試驗(yàn)方法的粒子速度與濃度有正相關(guān)性，因此在模擬低速度和高濃度粒子流的沖刷方面存在缺陷。劉洋等[18]集成了振動(dòng)試驗(yàn)臺(tái)與上述模擬過載絕熱層燒蝕試驗(yàn)系統(tǒng)，建立了振動(dòng)與加速度過載耦合的絕熱層燒蝕試驗(yàn)方法，并在此基礎(chǔ)上發(fā)展完善了加速度過載與振動(dòng)耦合條件下絕熱層燒蝕研究的數(shù)值模擬方法，闡明了振動(dòng)和加速度過載耦合下絕熱層燒蝕機(jī)理。

過載燃燒測試表征手段是開展抗過載推進(jìn)劑研究的基礎(chǔ)條件。國外擁有多功能的、最大過載值高的燃燒性能測試平臺(tái)，能夠深入的研究推進(jìn)劑及裝藥的過載燃燒規(guī)律和機(jī)理。而國內(nèi)目前主要的過載燃燒測試平臺(tái)為轉(zhuǎn)臺(tái)式過載燃燒試驗(yàn)系統(tǒng)，沒有集成抗高過載的成像系統(tǒng)，不能對(duì)推進(jìn)劑過載燃燒微觀特性進(jìn)行表征，僅依靠推進(jìn)劑裝藥發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)彈道性能測試，反推獲得一些燃燒性能參數(shù)。因此需要完善過載燃燒微觀測試表征手段，實(shí)現(xiàn)對(duì)推進(jìn)劑過載燃燒微觀測試表征，為分析推進(jìn)劑過載燃燒特性規(guī)律和機(jī)理奠定基礎(chǔ)。

3 過載對(duì)推進(jìn)劑燃燒性能的影響

關(guān)于丁羥復(fù)合固體推進(jìn)劑燃燒特性加速度敏感性研究，國外已有不少研究成果。Claytont Crowe[19-21]、M.K.King等[22-23]提出了過載燃燒的物理和動(dòng)力學(xué)模型，為建立推進(jìn)劑加速度過載效應(yīng)奠定了基礎(chǔ)。

Claytont Crowe等[19-21]采用轉(zhuǎn)臺(tái)式離心試驗(yàn)系統(tǒng)研究了內(nèi)孔燃燒復(fù)合推進(jìn)劑裝藥的燃燒行為。研究表明，旋轉(zhuǎn)過載作用導(dǎo)致燃燒速度增大，并用燃燒速度增加率(ua/u0，過載場中燃燒速度與靜止燃燒速度的比值)表示配方體系中金屬粉含量、固體顆粒粒度、旋轉(zhuǎn)速度等對(duì)燃燒速度的影響。針對(duì)試驗(yàn)現(xiàn)象，建立了燃燒模型，闡述了過載導(dǎo)致燃燒速度增大的機(jī)理，認(rèn)為燃燒的金屬粒子在離心力作用下滯留在燃面上而成為熱源，導(dǎo)致了燃燒速度增大。

(1)

其中:KP是與推進(jìn)劑配方有關(guān)的常數(shù)，該公式適用于Pc為1.17～6.2 MPa，a為30～650 g，r0為0.4～2.6 cm/s的含鋁丁羥復(fù)合推進(jìn)劑。

Krier H[24]對(duì)含鋁丁羥復(fù)合推進(jìn)劑進(jìn)行試驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)，加速度會(huì)對(duì)推進(jìn)劑的燃速產(chǎn)生影響，并且這個(gè)影響不是固定的，根據(jù)影響引入了一個(gè)加速度敏感系數(shù)，這個(gè)加速度敏感系數(shù)不是固定的常數(shù)，它會(huì)隨著推進(jìn)劑的組分和加速度的變化而變化。

Baker等[25-26]利用高速攝影對(duì)旋轉(zhuǎn)的含鋁丁羥復(fù)合推進(jìn)劑的燃面進(jìn)行拍攝，觀察到燃燒鋁顆粒的慣性保持和表面凹坑的形成和發(fā)展，實(shí)驗(yàn)結(jié)果如圖2所示。轉(zhuǎn)臺(tái)式離心過載試驗(yàn)系統(tǒng)可產(chǎn)生的旋轉(zhuǎn)過載最大為900g，試樣為邊長6.35 mm的方形推進(jìn)劑?；谌?xì)鈴陌伎拥撞苛鲃?dòng)產(chǎn)生的浮力和高溫顆粒引起熱量傳遞增加等建立了分析模型，模型闡明了燃燒速度增加是由于熾熱顆粒在氣流作用下對(duì)推進(jìn)劑表面的熱傳導(dǎo)作用引起的。

M.D.Fuchs[27]等采用[圖1(a)]開展了9種丁羥復(fù)合推進(jìn)劑在旋轉(zhuǎn)過載條件下燃燒速度變化的試驗(yàn)研究，如圖4所示。旋轉(zhuǎn)過載試驗(yàn)的壓強(qiáng)范圍為2.5～16 MPa，旋轉(zhuǎn)過載值為0～700g，加速度過載與燃面外法線的夾角為0～30°。結(jié)果表明：加速度過載值、配方基礎(chǔ)燃燒速度、加速度過載方位角、氧化劑粒度等都對(duì)會(huì)造成燃燒速度增加。隨著旋轉(zhuǎn)過載值增大，推進(jìn)劑燃燒速度的增加存在閾值，小于閾值時(shí)，旋轉(zhuǎn)過載值對(duì)燃燒速度增加率影響小，該閾值隨配方組分的不同區(qū)別較大。隨著過載方位角的增大，推進(jìn)劑燃燒速度減小；隨著AP粒度增大，推進(jìn)劑燃燒速度增大。

圖4 不同旋轉(zhuǎn)過載條件下的壓強(qiáng)-燃燒速度曲線Fig.4 Burning rate of baseline propellant versus combustion pressure at various acceleration levels

Mitani等[28]通過考慮鋁粉燃燒產(chǎn)生凹坑和顆粒的增長機(jī)制，推導(dǎo)了ua/u0的瞬變特性，研究了鋁粉含量對(duì)燃燒速度增加率、燃燒室壓強(qiáng)與加速度過載對(duì)殘?jiān)亢统煞值挠绊憽?/p>

Greatrix[29-31]對(duì)非圓柱藥柱在過載情況下的燃燒進(jìn)行了計(jì)算研究，構(gòu)建了考慮離心加速度、縱向加速度、橫向加速度燃速模型。加速度過載下燃速是基本燃速、加速度、燃燒半徑和壓力的函數(shù)。

(1)

W.N.Brundige等[32-33]采用硝胺取代復(fù)合推進(jìn)劑中的AP，并開展了靜態(tài)和旋轉(zhuǎn)過載燃燒速度試驗(yàn)研究。結(jié)果表明：靜態(tài)燃燒速度u0下降，旋轉(zhuǎn)過載燃燒速度增加率ua/u0增加，說明靜態(tài)燃燒速度降低會(huì)導(dǎo)致推進(jìn)劑加速度敏感性增大。

A.D.Margolin等[34]認(rèn)為旋轉(zhuǎn)過載對(duì)催化劑催化活性有影響。通過在推進(jìn)劑配方中采用不同的燃速催化劑組合，開展了旋轉(zhuǎn)過載對(duì)推進(jìn)劑燃燒性能的影響研究。研究表明：質(zhì)量百分含量10%的PbO或5%的炭黑對(duì)旋轉(zhuǎn)過載燃燒速度基本沒有影響，但兩者同時(shí)添加時(shí)配方燃燒速度顯著增加；當(dāng)加速度過載與推進(jìn)劑燃面垂直時(shí)，質(zhì)量百分含量0.1% 的PbO2和1.9% CuO組成的催化劑組合對(duì)推進(jìn)劑燃燒速度的影響顯著減小。

M.J.Bulman[35]使用推進(jìn)劑藥條研究了燃燒速度對(duì)旋轉(zhuǎn)過載的敏感性，結(jié)果表明，在高旋轉(zhuǎn)過載下，燃燒速度隨壓強(qiáng)的增大而增大。在3.5 MPa下，ua/u0隨旋轉(zhuǎn)過載緩慢增大；在1 000g時(shí)，ua/u0小于1。在6.9 MPa下，ua/u0在所有旋轉(zhuǎn)過載下基本恒定。

Abraham M等[36]研究了無金屬的雙基推進(jìn)劑在普通環(huán)境和旋轉(zhuǎn)過載環(huán)境中的燃燒特性。研究發(fā)現(xiàn)，旋轉(zhuǎn)過載導(dǎo)致燃燒速度增加和發(fā)光火焰消失。Niioka T等人研究了改性雙基推進(jìn)劑在旋轉(zhuǎn)過載條件下的燃燒速度。旋轉(zhuǎn)過載范圍是0～350g，燃燒室壓強(qiáng)范圍是2～8 MPa。結(jié)果表明，增加燃燒壓強(qiáng)后，改性雙基推進(jìn)劑的旋轉(zhuǎn)過載敏感性降低。

Babuk V A[37]開展了加速度過載條件下復(fù)合推進(jìn)劑中鋁粉燃燒團(tuán)聚研究，結(jié)果表明，團(tuán)聚體數(shù)量、化學(xué)組成、團(tuán)聚體粒度及表層結(jié)構(gòu)是加速度過載值和方位角的函數(shù)。拉伸和切向加速度使得團(tuán)聚體內(nèi)金屬含量增加，從而導(dǎo)致燃燒室內(nèi)殘?jiān)纬?。壓縮加速度使得凝聚的燃燒產(chǎn)物在推進(jìn)劑燃面上產(chǎn)生累積，進(jìn)而使得燃燒速度增大。加速度場中復(fù)合推進(jìn)劑的燃燒過程可分為如下幾個(gè)階段來進(jìn)行表征：點(diǎn)火；金屬結(jié)團(tuán)、凹坑形成；球團(tuán)與凹坑增大、變形；凹坑邊緣相互作用；凹坑變淺；凹坑消失，整個(gè)推進(jìn)劑燃面被片狀金屬滯留物淹沒。

國防科大的曹泰岳等[12,14,38]采用試驗(yàn)和理論預(yù)估研究了旋轉(zhuǎn)過載對(duì)復(fù)合推進(jìn)劑燃速的影響。結(jié)果表明：配方中鋁粉含量相同時(shí)，隨著鋁粉粒度增大，燃速加速度敏感性增大，反之亦然；高燃速復(fù)合推進(jìn)劑加速度閾值高、燃速敏感性??；“錐-柱”形裝藥燃速敏感性大，星孔裝藥的加速度敏感性不及“錐-柱”形裝藥明顯；與靜態(tài)相比，旋轉(zhuǎn)過載下燃燒室中沉積物明顯增加。

北京理工大學(xué)的張如洲等[39-41]采用中止燃燒試驗(yàn)方法研究了加速度對(duì)含鋁復(fù)合推進(jìn)劑燃燒特性的影響。試驗(yàn)觀測到熄火后藥柱燃面上有形狀各異的凹坑，分析其主要是由于凝聚相鋁顆粒在燃面上滯留造成的，它會(huì)使藥柱燃面的熱反饋大大增強(qiáng)，進(jìn)而使得燃面增加，燃速增大。在分析計(jì)算結(jié)果的基礎(chǔ)上，獲得了增面效應(yīng)燃速增加量、壓強(qiáng)效應(yīng)燃速增加量、熱效應(yīng)燃速增加量與時(shí)間的關(guān)系。

從上述梳理可以看出，國內(nèi)外對(duì)丁羥復(fù)合推進(jìn)劑過載燃燒研究較多，而對(duì)雙基系推進(jìn)劑過載燃燒研究較少。雙基系推進(jìn)劑裝藥是旋轉(zhuǎn)彈箭武器重要的動(dòng)力能源，其具有優(yōu)良的抗力學(xué)高過載能力，其與丁羥復(fù)合推進(jìn)劑相比，屬于2種完全不同的配方體系，其黏合劑體系、增塑劑、氧化劑、燃燒劑及含量、催化劑等都有很大區(qū)別，且改性雙基推進(jìn)劑燃燒劑鋁粉含量遠(yuǎn)沒有復(fù)合推進(jìn)劑高，其組分種類及含量對(duì)推進(jìn)劑燃燒加速度敏感性影響程度如何尚不得而知，從丁羥復(fù)合推進(jìn)劑過載燃燒情況來看，雙基系推進(jìn)劑的氧化劑、燃燒劑、催化劑等都會(huì)嚴(yán)重影響推進(jìn)劑的燃燒加速度敏感性，其過載燃燒機(jī)理與丁羥復(fù)合推進(jìn)劑相差較大。

過載環(huán)境、裝藥藥型、推進(jìn)劑配方及靜態(tài)燃燒性能等都會(huì)對(duì)其加速度敏感性產(chǎn)生重要影響。國外在推進(jìn)劑燃燒性能過載敏感性方面開展了系統(tǒng)的試驗(yàn)和理論研究，得出了配方組分的燃燒性能加速度敏感性影響規(guī)律，針對(duì)不同配方體系建立了多種過載燃燒模型。國內(nèi)目前主要參照國外的研究方法，對(duì)過載影響了推進(jìn)劑及裝藥的燃燒過程，使其燃燒速度增大，進(jìn)而引起燃燒室壓強(qiáng)升高和燃燒時(shí)間減小這一定性結(jié)論是認(rèn)可的。但缺乏對(duì)配方組分、靜態(tài)燃燒性能等對(duì)推進(jìn)劑加速度敏感性系統(tǒng)研究，沒有掌握配方體系及組分對(duì)過載敏感性的影響規(guī)律，不能對(duì)其影響程度進(jìn)行量化，雖采用國外燃燒模型，但其擬合參數(shù)不準(zhǔn)確，使得計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果偏差較大。沒有將推進(jìn)劑過載燃燒試驗(yàn)宏觀試驗(yàn)結(jié)果與微觀觀測相結(jié)合，不能闡明過載燃燒機(jī)理。因此需要在完善深化過載燃燒測試表征手段基礎(chǔ)上，對(duì)推進(jìn)劑配方體系進(jìn)行深入研究，闡明過載燃燒機(jī)理，制定過載條件下推進(jìn)劑燃燒性能設(shè)計(jì)原則，為抗過載推進(jìn)劑裝藥研制提供指導(dǎo)。

4 過載對(duì)推進(jìn)劑裝藥內(nèi)彈道性能的影響

Langhenry.M.T等[42]討論了加速度過載對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)最重要的4個(gè)影響模式，即：與推進(jìn)劑裝藥和燃燒室變形相關(guān)的機(jī)械模式、與加速度影響燃燒的熱動(dòng)力模式、與加速度環(huán)境下燃燒流場相關(guān)的氣動(dòng)模式、與裝藥應(yīng)力狀態(tài)影響燃速相關(guān)的應(yīng)力模式。并在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道性能計(jì)算中考慮了上述模式，從而綜合分析了加速度過載對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道性能的影響規(guī)律，在與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比的基礎(chǔ)上，結(jié)果表明：相比其他3種模式，應(yīng)力模式影響是微弱的。并建議考慮侵蝕燃燒效應(yīng)的影響，建立侵蝕燃燒與過載值之間的函數(shù)關(guān)系。

加拿大的Greatrix D.R.等在橫向加速度對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響方面開展了大量的研究工作。開展了與火箭發(fā)動(dòng)機(jī)不穩(wěn)定燃燒相關(guān)的結(jié)構(gòu)振動(dòng)影響研究，分析了軸向和側(cè)向振動(dòng)過載對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道性能的影響[43]。

通過研究加速度過載下火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中的燃燒和流動(dòng)情況，建立了燃燒室和噴管穩(wěn)態(tài)及非穩(wěn)態(tài)流場仿真數(shù)值模型，考慮了推進(jìn)劑侵蝕燃燒，描述了橫向加速度過載對(duì)推進(jìn)劑燃燒特性的影響，進(jìn)一步預(yù)測了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)彈道性能[44]。建立了軸向、橫向及旋轉(zhuǎn)離心加速度過載分量對(duì)推進(jìn)劑燃燒性能影響的數(shù)值模型，并對(duì)星孔裝藥進(jìn)行了評(píng)估[45-46]。

美國蘭利研究中心[47]對(duì)同一種推進(jìn)劑在不同的徑向過載條件下開展了試驗(yàn)研究，研究結(jié)果如圖5所示。推進(jìn)劑在20g以下的過載條件時(shí)，壓強(qiáng)升高的變化是不明顯的；大于20g后，隨著徑向過載的加大，壓強(qiáng)升高的變化趨勢(shì)加強(qiáng)了。當(dāng)徑向過載加大到一定的值后，壓強(qiáng)升高的變化漸漸趨緩。發(fā)動(dòng)機(jī)在無加速度影響時(shí)的點(diǎn)火延遲時(shí)間約為0.143 s，在各種加速度條件下的點(diǎn)火延遲時(shí)間均大于0.143 s。美國海軍軍械測試站[48]對(duì)含鋁推進(jìn)劑開展了靜態(tài)、地面旋轉(zhuǎn)過載及旋轉(zhuǎn)穩(wěn)定飛行條件下的發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)，其壓強(qiáng)-時(shí)間曲線如圖6。

圖5 過載燃燒試驗(yàn)曲線Fig.5 The chamber pressure versus

圖6 NOTS 551的壓強(qiáng)-時(shí)間曲線Fig.6 Pressure curve at different accleration time of the motor test of NOTS 551

西北工業(yè)大學(xué)萬東等[49]采用轉(zhuǎn)臺(tái)式離心過載試驗(yàn)系統(tǒng)，研究了高鋁粉含量低燃燒速度丁羥復(fù)合推進(jìn)劑旋轉(zhuǎn)過載情況下的燃燒性能。研究表明，與高燃燒速度推進(jìn)劑相比，低燃燒速度HTPB推進(jìn)劑對(duì)垂直于燃面的過載更為敏感，加速度過載閾值較低，在過載數(shù)值較低情況下，就會(huì)出現(xiàn)燃燒速度的加速度敏感性，進(jìn)而出現(xiàn)了燃燒速度增加。在相同工作壓強(qiáng)下，過載值為0～15g的范圍內(nèi)，推進(jìn)劑燃燒速度與過載近似呈線性關(guān)系；在相同過載水平下，隨工作壓強(qiáng)增加，推進(jìn)劑旋轉(zhuǎn)過載效應(yīng)越明顯。

李楨等[3]采用轉(zhuǎn)臺(tái)式離心過載試驗(yàn)系統(tǒng)對(duì)雙基推進(jìn)劑的內(nèi)外燃與內(nèi)端燃藥柱開展了50g條件下的過載燃燒試驗(yàn)，其研究結(jié)果如圖7和圖8所示。

圖7 雙基推進(jìn)劑裝藥壓強(qiáng)-時(shí)間曲線Fig.7 Pressure-time curve for a double-base propellant grain

圖8 改性雙基推進(jìn)劑裝藥壓強(qiáng)-時(shí)間曲線Fig.8 Pressure-time curve for a modified double-base propellant grain

試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)有內(nèi)外2個(gè)測壓口，一個(gè)位于轉(zhuǎn)軸中心側(cè)，一個(gè)遠(yuǎn)離轉(zhuǎn)軸中心側(cè)。結(jié)果表明：轉(zhuǎn)軸中心側(cè)壓強(qiáng)低于遠(yuǎn)離轉(zhuǎn)軸側(cè)，主要是由于燃燒產(chǎn)物凝聚相顆粒在離心力作用下向遠(yuǎn)離轉(zhuǎn)軸方向運(yùn)動(dòng)，使得燃燒速度增加、燃?xì)饩植抠|(zhì)量流率增大進(jìn)而造成外側(cè)位置壓強(qiáng)增大。雙基推進(jìn)劑裝藥試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)外側(cè)壓強(qiáng)差較小，而改性雙基推進(jìn)劑內(nèi)外側(cè)壓強(qiáng)差較大。并指出，裝藥設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)選用加速度敏感性小的藥型，減少垂直于加速度過載的燃面在總?cè)济嬷械姆蓊~；盡量使燃速增大的燃面和燃速減小的燃面質(zhì)量流率相互抵消。編制了加速度過載下零維和一維內(nèi)彈道數(shù)值模型[50]，針對(duì)上述2種裝藥結(jié)構(gòu)開展了內(nèi)彈道計(jì)算，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。

旋轉(zhuǎn)過載對(duì)推進(jìn)劑裝藥內(nèi)彈道性能總的影響趨勢(shì)是隨著旋轉(zhuǎn)過載值增大，點(diǎn)火延遲時(shí)間增加、燃燒室壓強(qiáng)增大、燃燒時(shí)間減小、裝藥燃燒拖尾段加長等。國外在過載影響裝藥內(nèi)彈道性能方面開展的工作系統(tǒng)而深入，從不同過載值及過載角度、裝藥類型等方面進(jìn)行了試驗(yàn)研究，針對(duì)試驗(yàn)類型建立了過載燃燒模型，并對(duì)裝藥燃燒內(nèi)彈道模型進(jìn)行了補(bǔ)充完善，通過對(duì)計(jì)算和試驗(yàn)的壓強(qiáng)-時(shí)間曲線進(jìn)行深入對(duì)比分析，建議考慮侵蝕燃燒效應(yīng)的影響，建立侵蝕燃燒與過載環(huán)境之間的函數(shù)關(guān)系，并將其耦合到內(nèi)彈道性能計(jì)算中，不斷逼近試驗(yàn)的真實(shí)情況。國內(nèi)僅采用國外的過載燃燒模型，結(jié)合零維或一維內(nèi)彈道仿真模型，沒有考慮加速度對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥最重要的4個(gè)影響模式，使得計(jì)算方面不能逼近實(shí)際情況。推進(jìn)劑裝藥靜態(tài)內(nèi)彈道性能的核心是燃面變化，而過載環(huán)境下還受到過載環(huán)境、配方體系及裝藥結(jié)構(gòu)等影響，尤其是當(dāng)過載方向與燃面推移方向一致時(shí)，會(huì)導(dǎo)致濃縮的燃燒產(chǎn)物在裝藥燃面上進(jìn)一步累積，致使燃速增大，燃面推移加快；當(dāng)過載方向與燃面推移方向相反或相切時(shí)，燃燒產(chǎn)物在加速度作用下很快離開燃面，造成燃燒殘?jiān)黾?，含金屬推進(jìn)劑殘?jiān)械慕饘俸吭黾拥?。因此需要開展系統(tǒng)的試驗(yàn)研究，并建立不同配方體系的過載燃燒內(nèi)彈道性能計(jì)算模型，為過載環(huán)境下推進(jìn)劑裝藥內(nèi)彈道性能預(yù)估和設(shè)計(jì)提供指導(dǎo)。

5 過載對(duì)推進(jìn)劑裝藥燃燒流場的影響

Tahsini.A.M等[51]采用數(shù)值方法研究了旋轉(zhuǎn)渦流對(duì)推進(jìn)劑裝藥發(fā)動(dòng)機(jī)流場的影響。結(jié)果顯示，由于裝藥及發(fā)動(dòng)機(jī)的旋轉(zhuǎn)過載，從裝藥表面注入流場的燃燒產(chǎn)物有一個(gè)初始角速度，由于要保持動(dòng)量守恒和徑向偏差，凝聚相粒子到達(dá)中心時(shí)角速度最大，但在近軸線上由于粘性的影響突然消失。高的旋轉(zhuǎn)渦流改變了徑向壓力分布和噴管的膨脹比，并最終改變了發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室壓力和燃燒時(shí)間，旋轉(zhuǎn)過載提高燃燒速率進(jìn)而提高燃燒室壓強(qiáng)與旋轉(zhuǎn)渦流輕微減少了燃燒室壓強(qiáng)之間有平衡關(guān)系。

Mgaer A[52]建立了理論模型，獲得了旋轉(zhuǎn)對(duì)噴管流量的影響規(guī)律，結(jié)果表明，回旋流對(duì)內(nèi)燃藥柱或端燃藥柱的噴管質(zhì)量流量都有影響，旋轉(zhuǎn)角速度大時(shí)，對(duì)噴管質(zhì)量流量影響小，當(dāng)旋轉(zhuǎn)速度很大時(shí)，則影響明顯。Mnada[53]在此基礎(chǔ)上考慮了流體特性沿徑向的變化，得到軸向速度及噴管流量比，分析計(jì)算發(fā)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)使噴管質(zhì)量流量減少，并相應(yīng)增加了燃燒室壓強(qiáng)。

Norton等[54]采用新模型進(jìn)行的一維流動(dòng)分析結(jié)果表明，增加噴管的收縮比、減小流體溫度和比熱比，都將增大燃燒室壓強(qiáng)對(duì)旋轉(zhuǎn)過載的敏感性，隨著轉(zhuǎn)速的增加，燃燒室壓強(qiáng)增大。Roger Dunlap[55]通過冷流試驗(yàn)?zāi)M了端面燃燒發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場，表明高速旋轉(zhuǎn)時(shí)燃燒室及噴管內(nèi)形成高速旋轉(zhuǎn)渦流。

J S Sabnis等[56]利用歐拉-拉格朗日方法計(jì)算了不同凝聚相顆粒在不同過載情況下的運(yùn)動(dòng)軌跡，發(fā)現(xiàn)小顆粒受過載的影響較小，大顆粒受過載的影響較大。旋轉(zhuǎn)過載導(dǎo)致顆粒沖擊絕熱層，加劇了絕熱層的燒蝕。在對(duì)顆粒軌跡進(jìn)行修正的基礎(chǔ)上，采用歐拉-拉格朗日方法，對(duì)不同加速度情況下固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)粒子軌跡進(jìn)行了模擬，采用N-S方程求解連續(xù)相，結(jié)合拉格朗日方程分析了兩相流中的粒子軌跡，采用線性分塊隱式格式求解了連續(xù)方程的控制方程。為了將加速度影響包含在方程中，控制方程寫成了通用非線性格式，這種方法最終目的是進(jìn)行完全耦合計(jì)算，計(jì)算結(jié)果表明加速度強(qiáng)烈影響著粒子對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)流場、絕熱層以及噴管的侵蝕作用。

馬歇爾空間飛行中心[57]進(jìn)行了大量的數(shù)值分析與計(jì)算，其中包含推斷側(cè)向加速度對(duì)兩相流顆粒沉積的影響，進(jìn)而預(yù)測燃燒室內(nèi)的顆粒沉積。隨著CFD的迅速發(fā)展，固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場數(shù)值計(jì)算已取得長足的進(jìn)步，美國伊利諾斯大學(xué)高級(jí)火箭模擬中心[58-59]最新的計(jì)算模型已綜合考慮了兩相流動(dòng)、化學(xué)反應(yīng)、燃燒、粒子沉積、湍流脈動(dòng)等的影響。

武淵等[60]將化學(xué)反應(yīng)與兩相流耦合，建立了旋轉(zhuǎn)過載燃燒條件下鋁粒子燃燒模型，通過化學(xué)反應(yīng)速率模型來模擬湍流燃燒，對(duì)含鋁推進(jìn)劑固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在高過載條件下的內(nèi)流場進(jìn)行數(shù)值研究。結(jié)果表明，過載導(dǎo)致溫度場發(fā)生畸變的主要原因是過載對(duì)鋁滴分布的影響，在高溫氣相反應(yīng)中，控制反應(yīng)速率的主要因素為組分的擴(kuò)散速度，組分的擴(kuò)散速度與組分濃度梯度成正比，隨著鋁滴積聚處蒸發(fā)速率的提高，反應(yīng)物鋁蒸汽濃度隨之升高，從而加快了反應(yīng)速率，使該處的流場局部溫度遠(yuǎn)高于平均溫度。許團(tuán)委等[61]建立了固體發(fā)動(dòng)機(jī)過載條件下內(nèi)流場兩相流計(jì)算模型，開展了3種典型中、小飛行過載下的流場計(jì)算，詳細(xì)分析了燃燒室內(nèi)凝相顆粒沖刷參數(shù)分布，并初步分析了顆粒聚集狀態(tài)與絕熱層燒蝕之間的關(guān)系。

近年來，國內(nèi)已不滿足于僅分析三氧化二鋁粒子分布及其變化規(guī)律，張衛(wèi)平等[62]針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)旋渦流動(dòng)現(xiàn)象，采用大渦模擬方法求解可壓縮N-S方程，研究了發(fā)動(dòng)機(jī)縱向過載條件下的流動(dòng)穩(wěn)定性。通過內(nèi)流場仿真得到了發(fā)動(dòng)機(jī)后半段由于裝藥構(gòu)型產(chǎn)生的旋渦脫落現(xiàn)象及由于旋渦脫落產(chǎn)生的內(nèi)流場壓力振蕩頻率，但其沒有考慮燃燒、過載時(shí)結(jié)構(gòu)振動(dòng)等耦合因素，在過載一定時(shí)間后，過載所引起的壓力振蕩、速度振蕩影響逐漸消失，導(dǎo)致其流動(dòng)與無過載情況差別較小，有望改進(jìn)。而崔立堃[63]通過采用隨機(jī)顆粒軌道模型，將湍流脈動(dòng)的影響考慮在內(nèi)，考慮推進(jìn)劑燃燒產(chǎn)物的多組分對(duì)處于不同過載狀態(tài)時(shí)的多組分兩相流場進(jìn)行了計(jì)算。

加速度過載會(huì)引起燃燒室和噴管流場中的粒子局部聚集，對(duì)推進(jìn)劑燃燒產(chǎn)物流動(dòng)和裝藥燃面產(chǎn)生很大的影響。使得燃燒產(chǎn)物沿徑向的壓力、切向速度并不均勻，而是按特定規(guī)律分布；對(duì)于含有凝相顆粒的燃燒產(chǎn)物，凝相顆?？赡茉陔x心力作用下對(duì)推進(jìn)劑燃面形成機(jī)械剝蝕和傳熱增強(qiáng)；國外針對(duì)此因素提出了多種燃燒流場的修正公式，修正系數(shù)主要與凝相顆粒粒徑分布、旋轉(zhuǎn)過載角速度、推進(jìn)劑表面的向心加速度、燃燒產(chǎn)物性質(zhì)有關(guān)；凝相顆粒對(duì)推進(jìn)劑表面的機(jī)械作用，還需考慮推進(jìn)劑局部表面與氣流方向(即發(fā)動(dòng)機(jī)軸向)的夾角。國外將其影響因素耦合到流場計(jì)算中，并進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證。而國內(nèi)目前研究主要集中在兩相流動(dòng)、燃?xì)獾幕瘜W(xué)反應(yīng)及粒子沉積等，沒有闡明過載燃燒機(jī)理，沒有建立相關(guān)模型，使得計(jì)算結(jié)果能定性表征過載燃燒流場，沒有對(duì)其進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，數(shù)值模型的準(zhǔn)確性有待考證。因此國內(nèi)應(yīng)結(jié)合燃燒流場在線監(jiān)測技術(shù)，共同促進(jìn)推進(jìn)劑裝藥過載燃燒流場數(shù)值仿真模型的盡快建立。

6 結(jié)論

1) 深化過載燃燒特性測試方法。推進(jìn)劑及裝藥過載燃燒試驗(yàn)主要還是基于轉(zhuǎn)臺(tái)式離心過載試驗(yàn)系統(tǒng)開展裝藥的內(nèi)彈道性能試驗(yàn)，缺乏從微觀層次對(duì)侵蝕燃燒特性細(xì)節(jié)的了解，也缺乏推進(jìn)劑過載燃燒速度的測試表征方法，使得過載燃燒機(jī)理缺乏可靠的研究和驗(yàn)證手段。

2) 集成燃燒流場、熱結(jié)構(gòu)、侵蝕燃燒及內(nèi)彈道特性的耦合仿真。過載燃燒研究涉及到了燃燒、傳熱、熱結(jié)構(gòu)、氣動(dòng)力學(xué)等多學(xué)科，當(dāng)前的單純過載燃燒速度經(jīng)驗(yàn)公式、兩相流模擬、內(nèi)彈道性能計(jì)算等已無法滿足科學(xué)認(rèn)知的需要，需要開展諸如考慮侵蝕燃燒的過載燃燒模型研究、過載燃燒燃面推移與燃燒流場的耦合仿真、含缺陷裝藥燃燒與流場的耦合仿真、過載與點(diǎn)火雙重加載模式下的燃燒與力學(xué)耦合仿真等。

3) 過載燃燒推進(jìn)劑及裝藥設(shè)計(jì)方法。在完善深化過載燃燒特性測試表征手段基礎(chǔ)上，開展新型高性能推進(jìn)劑配方體系的過載燃燒規(guī)律試驗(yàn)，建立過載燃燒模型，闡明過載燃燒機(jī)理。在推進(jìn)劑及裝藥設(shè)計(jì)階段考慮降低或避免加速度敏感性的要求，通過調(diào)節(jié)配方變量、裝藥構(gòu)型并進(jìn)行過載燃燒驗(yàn)證性試驗(yàn)，制定過載燃燒推進(jìn)劑及裝藥設(shè)計(jì)方法。