固体火箭发动机冷增压试验系统的设计与应用①

唐国金，申志彬，宋先村，蒙上阳

(1.国防科技大学航天与材料工程学院，长沙 410073;2.中国人民解放军63961部队，北京 100012)

0 引言

美国NASA《空间飞行器设计规范》[1]指出，引起固体火箭发动机热试验或发射失败的主要原因是药柱结构完整性破坏。发动机点火发射时，在几十至几百毫秒内，燃烧室压力由1个大气压迅速增至100多个大气压，在这高温、高压及高应变率的恶劣环境下，试图通过试验测量药柱的真实应变异常困难。计算机数值仿真可模拟计算固体火箭发动机在各种复杂载荷工况下的力学响应[2]，减少试验经费，缩短研制周期，但数值仿真结果还需通过相关试验的检验。因此，固体火箭发动机结构完整性试验技术始终是一项重要课题[3－5]。

文中利用自主研发的快速加压装置模拟固体发动机点火增压过程，采用大量程电阻应变片实时测量药柱内表面应变，并通过计算机采集和处理试验数据，研制了固体火箭发动机冷增压试验系统。利用该系统对某型号固体火箭发动机进行了冷增压试验，并与数值仿真结果进行了对比。

1 试验系统设计

1.1 系统原理

固体火箭发动机冷增压试验系统由快速加压试验装置、药柱大应变实时测量系统、计算机数据采集与处理系统3部分组成，如图1所示。

试验过程中，固体发动机药柱内腔的压力和内表面的应变，分别通过压力传感器和高响应大变形应变仪变成电信号，二者同步传输到瞬态采集卡(分辨率≥12位，10通道，采样率1 ms/s)，由计算机完成试验数据的采集和处理工作，同时绘制出压力、应变的实时曲线。

图1 试验系统原理图Fig.1 Princip le of test system

1.2 快速加压试验装置

针对固体火箭发动机点火发射过程增压时间短、压力阶跃大等特点，设计了快速加压试验装置。该装置主要由压力缓冲罐、快速高压电磁阀和压力传感器等元件组成，主要仪器的连接方式如图2所示。

主要性能指标:在200 ms内最大加压至15 MPa;压力传感器测量精度优于1%，响应时间≤1 ms。

图2 试验系统仪器连接图Fig.2 Equipment connection sketch of test system

压力缓冲罐和快速高压电磁阀是快速加压试验装置的核心元件。选用通径达32 mm、响应速度为50 ms的二位二通电磁阀，根据加压过程的流场计算与时间要求，设计了兼顾压力、容积和接管口径三者的压力缓冲罐。

试验时，由计算机控制快速高压电磁阀瞬时释放压缩空气，由MPM380型压力传感器监测，并控制导入发动机工作腔压力，压强信号经放大后，送至计算机数据采集与处理系统。

1.3 药柱大应变实时测量系统

发动机点火增压过程，药柱呈现出高响应、大变形等特点，这给药柱应变实时测量带来很大困难[3－5]。选用TA120-6AA-15型大量程电阻应变片和CS-1Y型高响应大变形应变仪，采用接触测量方式和半桥测试电路，设计了药柱大应变实时测量系统。

主要性能指标:变形测量范围0～15%，测量精度1%;测量特征点的压力与变形曲线不少于6条，即发动机的两端各有3个测点。

针对发动机前后引线导出与密封难题，特别设计了应变测量引线器。重新设计了发动机端部的堵盖，以便安装传感器与引线器，端部密封装配见图3。

图3 发动机端部密封装配图Fig.3 Seal and assembly of SRM extrem ity

2 实例应用

在内压载荷作用下，某型号固体火箭发动机药柱沟槽底部出现应力集中，全局应力应变最大值发生在药柱的中部沟槽内[6]。因此，将应变测量点布置于发动机药柱的前后端沟槽内，测量其环向应变，如图4所示。其中，1～3号应变测点距发动机前端面的距离分别为33、28、17 mm;4～6号应变测点距后端面的距离分别为90、60、30 mm。

图4 药柱测点布置示意图Fig.4 Schematic diagram of grain measurement points

应用国防科技大学基于MSC.Patran/Nastran软件二次开发的“固体发动机结构分析系统[7]”，对该发动机冷增压试验过程进行了数值仿真，得到了不同压力峰值对应的环向应变值。

图5所示为内压峰值为5.65 MPa时的数值仿真结果。

在不同内压作用下，试验系统与数值仿真的分析结果对比如表1所示。

通过结果对比可发现，冷增压试验系统的测量结果与有限元数值仿真结果吻合良好，相对误差在8%以内。

表1 某型号固体发动机点火冷增压试验与数值仿真结果对比Table 1 Results com parison of cooling pressurizetion test and numerical simulation for X-type SRM(%)

图5 内压峰值为5.65 MPa时的数值仿真结果Fig.5 Numerical simulation results at 5.65 MPa

3 结束语

固体火箭发动机冷增压试验系统实现了对发动机内腔的快速加压，可在200 ms内最大加压至15 MPa。采用大量程应变计和高响应大变形应变仪，实时测量药柱内表面应变，较好地解决了固体火箭发动机点火增压阶段药柱应变难以测量的工程难题。应用表明，该试验系统操作方便，性能稳定，测量结果与数值仿真结果的相对误差在8%以内。

[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] 孟庆富，徐向东.固体火箭发动机测试与试验技术(导弹与航天丛书)[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，唐国金，雷勇军，等.基于Patran二次开发的星形药柱结构分析与设计[J].固体火箭技术，2009，32(2):175-179.

[7] 唐国金，申志彬，雷勇军.基于Patran二次开发的固体发动机结构分析系统[C]//中国宇航学会2010年固体火箭推进第27届年会论文集，2010:19-23.