固體火箭發動機點火沖擊載荷試驗*

袁 濤,夏 靜,陸旭峰

(南京理工大學,南京 210094)

固體火箭發動機點火沖擊載荷試驗*

袁 濤,夏 靜,陸旭峰

(南京理工大學,南京 210094)

為了提高固體火箭發動機的點火安全可靠性,對發動機的沖擊載荷沿發動機軸線變化規律及壓力波在發動機環形通道內傳播速度進行研究。采用PVC塑料、單根單孔管裝藥和不同藥量裝填發動機進行試驗,通過傳感器測得實時壓力。試驗結果得出點火藥量和最大壓強近似符合指數關系,環形通道內壓力波的速度約為400 m/s,且不隨點火藥量產生變化。該研究結果為固體火箭發動機的安全點火提供了參考。

固體火箭發動機;沖擊載荷;點火試驗

0 引言

固體火箭發動機的點火是指從向點火裝置發出點火信號開始,直至燃燒室內建立起穩定工作壓強的全過程,這個過程十分復雜,并直接影響到發動機的工作性能[1]。一個性能良好的點火裝置必須確保在發動機的整個使用溫度范圍內都能可靠地點燃推進劑裝藥,并在較短的時間內使裝藥進入穩態燃燒階段,建立起正常的穩態工作壓強。在固體火箭發動機的研制和生產過程中,需要對推進劑和裝藥設計進行原理性試驗和地面靜止、飛行試驗,以檢測固體火箭發動機和推進劑的性能指標[2]。固體火箭發動機點火系統設計不符合指標要求是造成后期試驗成果不準確的主要問題之一。根據不同的固體火箭發動機,應通過不同條件的試驗方法確定最佳的發動機主裝藥點燃工作參數,才能保證發動機的正常工作。文中在發動機總體設計、裝藥結構設計、推進劑設計一定的條件下,分別就不同點火藥量下塑料藥柱、固定點火藥量下真實藥柱進行了點火試驗分析,測試了發動機點火壓強及壓力波沿發動機軸線傳播速度,從而找出發動機在滿足可靠點火條件下的沖擊載荷沿發動機軸線變化規律及壓力波在發動機環形通道內傳播速度,為固體火箭發動機的點火安全、可靠性提供了試驗依據[3]。

1 點火沖擊載荷試驗條件及試驗方案

產生點火沖擊載荷的主要因素是大量高溫點火燃氣瞬間釋放。文中通過測試不同點火藥量下的沖擊載荷沿發動機軸線變化規律,對軸線上不同位置過載情況進行分析,總結出不同點火狀態下發動機軸向不同位置的沖擊過載規律。

1.1 試驗條件

根據某型號固體火箭發動機的結構特點,設計試驗發動機如圖1所示。試驗過程中,由于硬質改性雙基推進劑可能會產生壓強,對最后的點火壓強有影響,因此,硬質改性雙基推進劑采用PVC塑料代替,為了模擬發動機工作時的真實狀態,PVC塑料的尺寸與真實發動機裝藥尺寸一致。測量傳感器采用壓電式壓力傳感器,利用其動態特性良好的特點,在點火藥燃燒時間內測量壓力變化[4-5]。

圖1 試驗發動機

1.2 試驗方案

根據試驗發動機結構特點,在燃燒室上取4個顯示環形通道變化規律的位置,如圖2所示。在圖中1～4號點分別可以測點火具位置、環形通道入口、中間和末端的壓力,即壓力在環形通道內的傳遞情況。

圖2 試驗中傳感器安裝點

1)在發動機點火具結構、點火頭類型、膜片厚度一定的條件下,自由裝填PVC塑料藥柱,在點火藥量為6 g、8 g、10 g、12 g、15 g情況下,分別進行多次重復性試驗。實驗數據見表1。

表1 不同點火藥量的試驗

2)在發動機點火具結構、點火頭類型、膜片厚度一定的條件下,自由裝填硬質改性雙基推進劑,在點火藥量為15 g情況下,進行多次重復性試驗。實驗數據見表2。

表2 裝填硬質改性雙基推進劑的試驗

2 點火沖擊載荷試驗結果

本次試驗共分為6種狀態共計30次試驗,由于試驗數目較多,文中分別取出各種狀態下的典型壓力-時間曲線圖進行分析,見圖3～圖8。

圖3 6 g點火藥、PVC塑料藥柱壓力-時間曲線

圖4 8 g點火藥、PVC塑料藥柱壓力-時間曲線

圖5 10 g點火藥、PVC塑料藥柱壓力-時間曲線

圖6 12 g點火藥、PVC塑料藥柱壓力-時間曲線

圖7 15 g點火藥、PVC塑料藥柱壓力-時間曲線

按照試驗編號,分別對1～25號試驗曲線進行處理分析,得出不同點火藥量下的燃燒室頭部最大壓強均值及發動機內部壓力波速度均值,統計結果見表3。對26～30號試驗曲線進行處理分析,得出15 g點火藥、自由裝填硬質改性雙基推進劑發動機環形通道內壓力變化規律(壓力波速度=兩傳感器間距/沖擊載荷峰值到達兩傳感器的時間差)。

圖8 15 g點火藥、硬質改性雙基藥柱壓力-時間曲線

編號燃燒室頭部最大壓強均值/MPa壓力波速度/(m/s)1～50.654076～101.1840011～151.3539616～202.1341221～253.88412

3 試驗結果分析

3.1 不同點火藥量下PVC塑料藥柱試驗分析

根據不同點火藥量對應發動機燃燒室頭部不同最大壓強均值,進行曲線擬合。結果顯示:曲線在發動機點火藥量為6～15 g范圍內,點火藥量和最大壓強近似符合指數函數關系。擬合曲線公式為:

y=0.213 3e0.193x

擬合結果如圖9所示。根據以往的試驗經驗,發動機正常點火藥量不會少于6 g,否則會造成點火安全隱患;同時也不會多于15 g,否則會產生較高的點火壓力,出現點火壓力峰,不利于發動機工作。故此公式適用于已知點火藥量情況下求解發動機點火壓力。

通過對不同狀態下的25發試驗發動機進行沖擊試驗,可以看出:在點火藥量為6～15 g范圍內,隨著點火藥量的增加,燃燒室頭部壓力明顯升高,點火藥量與燃燒室頭部壓力近似滿足指數函數,為理論計算點火最大壓強提供了試驗依據;燃燒室頭部壓力和環形通道入口處壓力在點火具破膜后基本相同,因此可以認為燃燒室頭部和環形通道入口的壓力近似相等,

為點火壓力數值仿真提供了重要依據;在環形通道內,壓力在前部降低得十分明顯,在末端壓力有略微降低;在環形通道前部和后部壓力傳遞所用時間近似相等,即發動機中沒有明顯的速度變化;環形通道內壓力波的速度約為400 m/s,并不隨點火藥量變化而變化。

圖9 點火藥量-點火壓力擬合曲線

3.2 15 g點火藥量下硬質改性雙基藥柱試驗分析

在裝填硬質改性雙基藥柱的情況下,燃燒室頭部和環形通道入口處壓力近似相等;環形通道入口處在點火具破膜后并未出現明顯的壓力突變。這一現象說明在真實點火過程中不存在明顯的壓力沖擊波。

4 結論

壓力試驗結果證明,在點火具結構一定的情況下,點火藥量與燃燒室頭部最大壓力近似滿足指數關系;在點火藥量一定的情況下,隨著點火藥量的變化,發動機環形通道內無明顯的壓力突變。所以在保證可靠點燃推進劑的情況下應盡量減少點火藥量。

[1] 武曉松, 陳軍, 王棟. 固體火箭發動機原理 [M]. 北京: 兵器工業出版社, 2011.

[2] 易磊, 寇軍強, 李衛鵬, 等. 戰術固體火箭發動機點火沖擊試驗研究 [J]. 彈箭與制導學報, 2010, 30(6): 150-151.

[3] 王錚, 胡永強. 固體火箭發動機 [M]. 北京: 宇航出版社, 1993.

[4] 王曉明, 王玲. 電動機的DSP控制: TI公司DSP應用 [M]. 北京: 北京航空航天大學出版社, 2004.

[5] Texas Instruments. TMS320LF/LC240xA DSP Controllers Reference Guide-System and Peripherals [Z]. Literature Number: SPRU357C, 2006.

Experiment on Ignition Impact Load of Solid Rocket Motor

YUAN Tao,XIA Jing,LU Xufeng

(Nanjing University of Science and Technology, Nanjing 210094, China)

During general design of solid rocket motor and propellant, experimental study on ignition impact under different state was carried out, which was based on free-loading engine of single root and single-hole charge with PVC plastic propellant and rigid composite modified double base propellant. Its aim is to find the variation rule of impact load along the engine axis in ignition process and propagation speed of the pressure wave in annular channel of the engine. The test results show that the relationship of igniter quantity and igniter pressure is approximately exponential; The pressure of the head of combustion chamber and the annular channel are approximately equal:the pressure wave speed in annular channel of engine does not vary remarkably with the amount of the igniter; Pressure jump generated by the igniter quantity is not occurred within the annular channel in real fire situation.

solid rocket motor; impact load; ignition test

2014-08-04

袁濤(1990-),男,安徽六安人,碩士研究生,研究方向:固體火箭發動機測試技術。

TJ71

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