【国内篇】固体发动机低易损性试验方法研究进展

      国内针对固体推进剂和开展大量的探索研究工作，航天、兵器、中物院、高校等对固体推进剂和开展了大量的研究工作，但是针对固体发动机低易损性研究较少。湖北航天化学技术研究所从“九五”开始跟踪国外发动机低易损性研究进展，结合国内固体推进剂和固体发动机的特点，设计开发了固体发动机慢速烤燃试验系统、快速烤燃试验系统、破片冲击试验系统、射流冲击试验系统、子弹冲击试验系统和殉爆试验系统，在系统研究影响因素和判据等基础上，建立了相应的等级评估程序，先后开展了固体推进剂、固体发动机、战斗部等的低易损性机理研究和评估工作。

2.1  慢速烤燃试验

      南京理工大学杨后文等人开展了不同火焰环境下固体火箭发动机烤燃特性数值模拟技术研究，结果表明，HTPB推进剂最初着火位置均发生在靠近喷管的药柱外壁的环形区域内；随着火焰温度的提高，着火延迟期快速缩短，着火温度逐渐增大；绝热层的绝热作用随着火焰温度的增大而增强；复合固体推进剂中AP首先发生缓慢分解时的温度随火焰温度的提高而增大。湖北航天化学技术研究所赵孝彬等人研究了固体推进剂慢速烤燃特性的影响因素，结果表明，自由体积对其慢速烤燃的响应程度没有明显影响；燃速从10.1mm/s增加到32.2mm/s，升温速率从3.3℃/h增加到1℃/min，对GAP推进剂慢速烤燃的响应程度影响较小；增加夹板约束后，HTPE推进剂和GAP推进剂慢速烤燃的响应程度增加。，结果表明，火焰温度和火焰温升速率对发动机的着火延迟时间有显著影响；发动机的绝热层对外界火灾有好的隔热作用；快速热烤下，推进剂的着火首先发生在外表面上。湖北航天化学技术研究所开展了某全尺寸发动机的慢速烤燃试验（见图8），结果表明，固体推进剂在3.3℃/h的缓慢加热条件下，响应剧烈，参考QJ20152-2012的判别标准，响应等级为爆炸以上。

图8固体发动机慢速烤燃试验结果

2.2 快速烤燃试验

      中国工程物理研究院流体物理研究所张旭等人研究了TATB基PBX的快速烤燃实验与数值模拟，结果表明，以固体推进剂为燃料会在短时间内引起TATB基PBX点火燃烧反应，但不会发生猛烈的爆燃或爆轰现象。南京理工大学韩博等人研究了一种新型发射装药的低易损性能，结果表明，新型装药可初步满足低易损性弹药的12m跌落、快速烤燃、子弹撞击和空心装药射流冲击试验性能评定要求。湖北航天化学技术研究所采用航空煤油作为燃料，研究了固体发动机的响应问题，采用热电偶监测固体发动机周围火焰温度，平均温度均高于800℃，试验后固体发动机壳体仅仅破裂（见图9），整体完整，参考QJ20153-2012的判别标准，判别结果为燃烧。

图9  固体发动机快速烤燃试验结果

2.3 子弹冲击试验

      国防科技大学庄建华等人开展了固体火箭发动机枪击过程数值模拟，研究结果表明，子弹以750m/s初速射击发动机，能使固体推进剂内形成高温热点，为发动机枪击过程模拟提供了新方法。西安近代化学研究所杨建等人开展了RDX基子弹撞击特性研究，结果表明，RDX基子弹撞击反应剧烈程度和冲击波超压均高于单基，其安全性低于单基；大弧厚RDX基试样反应剧烈程度明显低于小弧厚试样，冲击波超压更低。从安全角度考虑RDX基更适合用作大口径身管武器的发射装药。西安近代化学研究所张邹邹等人开展了子弹撞击对易损性响应影响研究，结果表明，子弹撞击对的易损性响应程度与能量水平无明显对应关系，但与其配方组分、药型以及子弹的穿透深度有一定关系；约束条件对子弹撞击下易损性响应影响明显，在强约束条件下发生燃烧甚至比燃烧更剧烈的反应，而在弱约束条件下未发生燃烧反应。湖北航天化学技术研究所研究了7.62mm子弹、12.7mm子弹等对固体发动机的影响，结果表明，在7.62mm和12.7mm子弹撞击下（见图10），固体发动机的响应均比较温和。

图10  固体发动机子弹冲击试验结果

2.4   殉爆试验

      北京理工大学陈朗开展了殉爆实验和数值模拟研究，结果表明，被发起爆点位于药柱下端，爆轰波先向下传播，使底部先爆炸，然后转为向上传播起爆整个柱；底端压力不高，远低于C-J爆压，对见证板的破坏作用较小。哈尔滨工程大学路胜卓等人开展了壳装高能固体推进剂的殉爆实验与数值模拟研究，结果发现，由于主发推进剂爆炸冲击波的瞬间冲击作用，造成被发壳体局部破坏形成碎片，碎片高速撞击推进剂药柱颗粒，使被撞击区域热能无法均匀分布，集中在碎片的尖锐棱角或突出处，导致相应质点温度剧增达到临界爆发点，最终导致被发推进剂发生殉爆。湖北航天化学技术研究所开展了HTPB缩比发动机、HTPE缩比发动机的殉爆试验，结果表明（见图11），HTPB缩比发动机和HTPE缩比发动机在殉爆试验中表现的非常温和。

图11  固体发动机殉爆试验结果

2.5 破片冲击试验

      破片冲击试验受到试验条件的限制，国内开展较少，，发动机舱在破片与冲击波耦合作用下的毁伤模式，分析了其毁伤机理，得到了其在破片与冲击波耦合作用下的毁伤判据。湖北航天化学技术研究所李军等人开展了固体推进剂和固体发动机破片冲击试验和数值模拟技术研究工作，试验结果如图12所示。研究表明，固体发动机的响应程度与破片的速度和形状有直接关系。

图12  固体发动机破片冲击试验

2.6 聚能射流冲击试验

      西安近代化学研究所张超等人开展了固体推进剂对射流刺激的易损性响应研究，分析了配方、射流源的冲击方向(轴向或径向)、装药尺寸等对固体推进剂易损性响应的影响。结果表明，推进剂对轴向射流刺激的响应程度大于径向响应，在长径比为4:1和1:1条件下，3种典型推进剂对射流刺激的响应程度差别不大，且均有较强的响应，HTPB复合推进剂、改性双基推进剂、NEPE推进剂的反应等级依次为爆炸、部分爆轰和部分爆轰。西安近代化学研究所杨丽侠等人开展射流撞击下发射装药的易损性响应特性研究，分析了约束条件、尺度效应等对响应结果的影响。结果表明，4种典型发射装药均发生了较为强烈的反应，由弱到强的排序为太根药、单基药、硝基胍药和硝胺药，其反应等级依次为爆炸、爆炸、部分爆轰和部分爆轰。湖北航天化学技术研究所先后研究了Φ50mm、Φ76mm、Φ81mm等多个口径射流对固体发动机的影响，分析不同炸高、不同位置等对响应程度的影响。典型固体发动机射流冲击试验试验结果如图13所示。

图13  固体发动机聚能射流冲击试验结果

      国外早在上世纪60-70年就开始制定固体发动机低易损性研究计划，分别从刺激源、试验方法、试验装置、试验判据、机理及控制等进行了系统的研究，研究成果已经在多个武器型号中得到应用。由于国内固体发动机低易损性研究起步较晚，国内低易损性试验方法和评价程序基本为空白。湖北航天化学技术研究所在国内率先开展了固体推进剂、固体发动机低易损性试验方法研究、试验装置研究，并形成了航天行业标准和国家军用标准，，但是固体发动机的低易损性机理和控制技术还不清楚，还需进一步开展相应的研究工作。

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