固體火箭發動機冷增壓試驗系統的設計與應用①

唐國金，申志彬，宋先村，蒙上陽

(1.國防科技大學航天與材料工程學院，長沙 410073;2.中國人民解放軍63961部隊，北京 100012)

0 引言

美國NASA《空間飛行器設計規范》[1]指出，引起固體火箭發動機熱試驗或發射失敗的主要原因是藥柱結構完整性破壞。發動機點火發射時，在幾十至幾百毫秒內，燃燒室壓力由1個大氣壓迅速增至100多個大氣壓，在這高溫、高壓及高應變率的惡劣環境下，試圖通過試驗測量藥柱的真實應變異常困難。計算機數值仿真可模擬計算固體火箭發動機在各種復雜載荷工況下的力學響應[2]，減少試驗經費，縮短研制周期，但數值仿真結果還需通過相關試驗的檢驗。因此，固體火箭發動機結構完整性試驗技術始終是一項重要課題[3－5]。

文中利用自主研發的快速加壓裝置模擬固體發動機點火增壓過程，采用大量程電阻應變片實時測量藥柱內表面應變，并通過計算機采集和處理試驗數據，研制了固體火箭發動機冷增壓試驗系統。利用該系統對某型號固體火箭發動機進行了冷增壓試驗，并與數值仿真結果進行了對比。

1 試驗系統設計

1.1 系統原理

固體火箭發動機冷增壓試驗系統由快速加壓試驗裝置、藥柱大應變實時測量系統、計算機數據采集與處理系統3部分組成，如圖1所示。

試驗過程中，固體發動機藥柱內腔的壓力和內表面的應變，分別通過壓力傳感器和高響應大變形應變儀變成電信號，二者同步傳輸到瞬態采集卡(分辨率≥12位，10通道，采樣率1 ms/s)，由計算機完成試驗數據的采集和處理工作，同時繪制出壓力、應變的實時曲線。

圖1 試驗系統原理圖Fig.1 Princip le of test system

1.2 快速加壓試驗裝置

針對固體火箭發動機點火發射過程增壓時間短、壓力階躍大等特點，設計了快速加壓試驗裝置。該裝置主要由壓力緩沖罐、快速高壓電磁閥和壓力傳感器等元件組成，主要儀器的連接方式如圖2所示。

主要性能指標:在200 ms內最大加壓至15 MPa;壓力傳感器測量精度優于1%，響應時間≤1 ms。

圖2 試驗系統儀器連接圖Fig.2 Equipment connection sketch of test system

壓力緩沖罐和快速高壓電磁閥是快速加壓試驗裝置的核心元件。選用通徑達32 mm、響應速度為50 ms的二位二通電磁閥，根據加壓過程的流場計算與時間要求，設計了兼顧壓力、容積和接管口徑三者的壓力緩沖罐。

試驗時，由計算機控制快速高壓電磁閥瞬時釋放壓縮空氣，由MPM380型壓力傳感器監測，并控制導入發動機工作腔壓力，壓強信號經放大后，送至計算機數據采集與處理系統。

1.3 藥柱大應變實時測量系統

發動機點火增壓過程，藥柱呈現出高響應、大變形等特點，這給藥柱應變實時測量帶來很大困難[3－5]。選用TA120-6AA-15型大量程電阻應變片和CS-1Y型高響應大變形應變儀，采用接觸測量方式和半橋測試電路，設計了藥柱大應變實時測量系統。

主要性能指標:變形測量范圍0～15%，測量精度1%;測量特征點的壓力與變形曲線不少于6條，即發動機的兩端各有3個測點。

針對發動機前后引線導出與密封難題，特別設計了應變測量引線器。重新設計了發動機端部的堵蓋，以便安裝傳感器與引線器，端部密封裝配見圖3。

圖3 發動機端部密封裝配圖Fig.3 Seal and assembly of SRM extrem ity

2 實例應用

在內壓載荷作用下，某型號固體火箭發動機藥柱溝槽底部出現應力集中，全局應力應變最大值發生在藥柱的中部溝槽內[6]。因此，將應變測量點布置于發動機藥柱的前后端溝槽內，測量其環向應變，如圖4所示。其中，1～3號應變測點距發動機前端面的距離分別為33、28、17 mm;4～6號應變測點距后端面的距離分別為90、60、30 mm。

圖4 藥柱測點布置示意圖Fig.4 Schematic diagram of grain measurement points

應用國防科技大學基于MSC.Patran/Nastran軟件二次開發的“固體發動機結構分析系統[7]”，對該發動機冷增壓試驗過程進行了數值仿真，得到了不同壓力峰值對應的環向應變值。

圖5所示為內壓峰值為5.65 MPa時的數值仿真結果。

在不同內壓作用下，試驗系統與數值仿真的分析結果對比如表1所示。

通過結果對比可發現，冷增壓試驗系統的測量結果與有限元數值仿真結果吻合良好，相對誤差在8%以內。

表1 某型號固體發動機點火冷增壓試驗與數值仿真結果對比Table 1 Results com parison of cooling pressurizetion test and numerical simulation for X-type SRM(%)

圖5 內壓峰值為5.65 MPa時的數值仿真結果Fig.5 Numerical simulation results at 5.65 MPa

3 結束語

固體火箭發動機冷增壓試驗系統實現了對發動機內腔的快速加壓，可在200 ms內最大加壓至15 MPa。采用大量程應變計和高響應大變形應變儀，實時測量藥柱內表面應變，較好地解決了固體火箭發動機點火增壓階段藥柱應變難以測量的工程難題。應用表明，該試驗系統操作方便，性能穩定，測量結果與數值仿真結果的相對誤差在8%以內。

[1] NASA.Space vehicle design criteria:solid propellant grain design and internal ballistics[R].NASA SP-8076，March 1972.

[2] Chyuan SW.Dynamic analysis of solid propellant grains subjected to inigition pressurization loading[J].Journal of Sound and Vibration，2003，268:465-483.

[3] Jim B，Evans D，Chelner H.Embedded sensors formonitoring solid propellant grains[R].AIAA 2005-4362，2005.

[4] 孟慶富，徐向東.固體火箭發動機測試與試驗技術(導彈與航天叢書)[M].北京:宇航出版社，1994.

[5] Favini B，Giacinto M D.Internal ballistic and dynamics of VEGA launcher solid rocketmotors during ignition transient:firing test predictions and post firing analysis[R].AIAA 2007-5814，2007.

[6] 申志彬，唐國金，雷勇軍，等.基于Patran二次開發的星形藥柱結構分析與設計[J].固體火箭技術，2009，32(2):175-179.

[7] 唐國金，申志彬，雷勇軍.基于Patran二次開發的固體發動機結構分析系統[C]//中國宇航學會2010年固體火箭推進第27屆年會論文集，2010:19-23.