固体火箭发动机点火装置安装位置对点火性能的影响研究

2012-10-11林飒，彭瑾

火工品 2012年5期

林飒，彭瑾

（海军驻航天三院军事代表室，北京，100074）

点火装置在固体火箭发动机上的安装位置分为头部安装和尾部安装，点火装置安装在发动机头部时，所有点火药燃烧生成的气体均参与燃烧，能量利用率高；点火装置安装在发动机尾部时，部分点火药燃烧生成的燃气会从喷管直接喷出，能量利用率低[1-3]，因此点火装置的安装位置是影响点火性能的重要因素。某小型固体火箭发动机点火器在研制过程中首先采用尾部点火方案，点火器通过螺纹连接的方式安装在固体火箭发动机尾喷管堵盖上，在参加固体火箭发动机地面点火试验过程中，出现了点火延迟期过长和初始推力压力峰偏高的问题。

通过分析，对点火器的安装位置进行了更改，将尾部点火方案改为头部点火方案后，满足了固体火箭发动机的使用要求。

1 点火装置的主要技术指标

点火装置应保证助推器点火启动时间（从点火信号发出到推力达到初始额定推力的80%的时间）小于0.15s；在自然环境温度下、模拟助推器初始自由容积的试验器内进行发火试验，试验器内的输出压力峰值为1.5～4.5MPa，压力峰值对应时间小于0.15s；发火元件采用钝感电起爆元件，满足1A、1W、5min不发火要求。

2 尾部点火方案

2.1 方案介绍

点火装置主要由点火器和隔板式钝感电发火管（满足1A、1W，5min不发火的钝感要求）组成，由于该小型固体火箭发动机体积较小，对点火装置的安装位置限制很大，点火器和隔板式钝感电发火管分别安装固定在发动机喷管堵盖的两端，堵盖与喷管扩散段通过粘接方式固定，点火器完成点火功能后，点火装置和堵盖一起被燃气吹出。该点火方案的安装方式及结构如图1所示。

图1 尾部点火方案结构示意图Fig.1 The structure schematic of the aft-ignition manner

点火装置采用在整体式、轴对称结构的金属壳体中填装散装点火药片，装药采用硼/硝酸钾点火药，装药量为18.5g。

2.2 点火装置质量一致性检验试验结果及分析

用于尾部点火方案的点火装置质量一致性检验试验（包括公路运输试验和输出性能试验）的试验结果见表1。

点火装置经公路运输随机振动试验后，结构完好，然后在试验器内进行了输出性能试验。从表1中可以看出，3发点火装置的输出性能测试结果为：输出压力峰值及其对应时间均满足点火装置的设计指标要求。

表1 用于尾部点火方案的点火装置质量一致性检验试验结果Tab.1 Quality conformance check results of the ignition device in aft-ignition manner

2.3 发动机地面试验结果及分析

采用尾部点火方案的固体火箭发动机在地面低温（-35℃）工作试验和地面高温（+60℃）工作试验中分别出现了点火延迟期过长和初始推力压力峰偏高的现象，试验曲线分别如图2和图3所示。

图2 尾部点火方案的固体火箭发动机地面低温(-35℃)工作试验曲线Fig.2 The low temperature(-35℃) working test curve of SRM using aft-ignition manner

从图2的试验曲线可以看出，在发动机收到点火指令后，点火器成功点燃，燃烧室压力上升，在4ms时靶线断开，堵盖飞出，此时燃烧室压力为0.38MPa。随后发动机在没有堵盖的情况下，隔板发火管将部分点火药喷入燃烧室内部，点火药继续燃烧产生压力，在10ms时达到压力峰值1.33MPa，之后燃烧室压力持续下降，在46ms时降至大气压力，在2 400ms时固体火箭发动机点燃，点火延迟现象明显。该发试验说明，在低温-35℃条件下，点火装置输出压力 1.33 MPa不能迅速将发动机点燃，存在明显的点火延迟现象。

图3 尾部点火方案的固体火箭发动机地面高温(60℃)工作试验曲线Fig.3 The high temperature(60℃) working test curve of SRM using aft-ignition manner

从图3的试验曲线可以看出，在发动机收到点火指令后，点火器成功点燃，燃烧室压力迅速上升，在13ms时将发动机点燃，此时燃烧室压力为6.1MPa，此过程试验曲线上无明显的点火器输出压力峰值，因此可以判断在点火器输出达到压力峰值之前发动机装药已被迅速点燃，随后在18ms时靶线断开，堵盖飞出，此时燃烧室压力为11MPa。在20ms时发动机初始压力达到峰值，为 11.6MPa，对应的推力达到19.8kN，超过了技术指标中最大推力小于16kN的要求。该发试验说明，在高温+60℃条件下，点火装置的点火启动时间满足技术指标要求，但发动机的初始压力峰值偏高。

2.4 尾部点火方案的结论

从以上分析可以看出，尾部点火方案可能会造成两种不利于发动机正常工作的结果：一种由于堵盖粘接强度不够，堵盖的打开压力过低，点火装置在发动机推力达到初始额定推力的 80%之前随堵盖一起飞出，造成点火能量损失，导致点火延迟；另一种由于堵盖粘接强度太高，堵盖的打开压力过高，造成发动机点火启动的初始压力峰和初始推力峰的叠加。因此，尾部点火方案对堵盖粘接状态的要求很高。

尾部点火方案受堵盖粘接状态的影响很大，在实际生产中，堵盖的粘结质量较难控制，不易检测，只能通过过程控制来保证其质量。因此，将点火装置安装在喷管堵盖上的尾部点火方案很难满足该固体火箭发动机可靠点火的要求。

3 头部点火方案

3.1 方案介绍

头部点火方案中，点火装置主要包括2个扁平状铝制药盒的点火器、导线和电连接器，用914室温快速固化环氧粘接剂和9621片将2个点火器粘接在发动机前封头内壁上，导线从固体火箭发动机装药星形孔内的支撑海绵中穿过并固定，电连接器与喷管堵盖连接。点火后，导线、堵盖和电连接器一同从喷管中飞出。该点火方案的安装方式及结构如图4所示。

图4 头部点火方案结构示意图Fig.4 The structure schematic of the fore-ignition manner

单个点火器壳体可装填硼/硝酸钾点火药 8g、引燃用黑火药0.3g和1个钝感电点火头，1发点火装置（包括BPN点火药、2个钝感电点火头和2个黑火药药包）的总装药量约为17g。

3.2 点火装置质量一致性检验试验结果及分析

用于头部点火方案的点火装置质量一致性检验试验（输出性能试验）的试验结果见表2。

从表2中可以看出，3发点火装置的输出压力峰值及其对应时间均满足点火装置的设计指标要求。

表2 用于头部点火方案的点火装置质量一致性检验试验结果Tab.2 Quality conformance check result of the ignition device in fore-ignition manner

3.3 双发点火器同时点火的发动机典型地面试验数据分析

表3中列出了采用双发点火器同时点火的5次固体火箭发动机地面试验的试验结果。

从表3中的试验数据可以看出，采用双发点火器同时点火的发动机点火启动时间为0.040 0～0.046 8s，散差较小，在此取一发典型数据进行分析，01-05发动机地面低温工作试验曲线见图5。

表3 头部点火方案（双发点火器同时点火）的固体火箭发动机地面试验结果Tab.3 The ground test results of SRM using fore-ignition manner(two igniters worked simultaneously)

图5 采用头部点火方案（双发点火器同时点火）的发动机低温(-35℃)工作试验曲线Fig.5 The low temperature(-35℃) working test curve of SRM using fore-ignition manner(two igniters worked simultaneously)

从图5的试验曲线可以看出，在发动机收到点火指令后，点火器成功点燃，燃烧室压力迅速上升，靶线在 42.9ms时断开，堵盖飞出，此时燃烧室压力为5.03MPa，在44.5ms时将固体火箭发动机点燃，此时燃烧室压力为5.49MPa。此过程试验曲线上无明显的点火器输出压力峰值，因此可以判断在点火器输出达到压力峰值之前发动机装药已被迅速点燃。该发试验说明，在低温-35℃条件下，点火装置在输出达到压力峰值之前能够迅速将发动机点燃，且点火启动时间满足技术指标要求。

3.4 单发点火器点火的发动机典型地面试验数据分析

表4中列出了采用单发点火器点火的3次发动机地面试验的试验结果。

表4 头部点火方案（单发点火器点火）的发动机地面试验结果Tab.4 The ground test results of SRM using fore-ignition manner(only one igniter worked)

从表4中的试验数据可以看出，采用单发点火器点火的固体火箭发动机点火启动时间为 0.060～0.073 s，以下分别对 2发单发点火器点火的固体火箭发动机地面试验数据进行分析。

3.4.1 发动机高温(40℃)地面试验

进行高温地面试验的固体火箭发动机编号为02-02，保温温度 40℃，点火装置的安装方式不变，只保留1个点火器的点火电路处于通路状态。试验曲线见图6。

图6 采用头部点火方案（单发点火器点火）的发动机高温(4 0℃)工作试验曲线Fig.6 The high temperature(40℃) working test curve of S-RM using fore-ignition manner(only one igniter worked)

从图6的试验曲线可以看出，在发动机收到点火指令后，点火器成功点燃，燃烧室压力迅速上升，在60ms时将发动机点燃，此时燃烧室压力为8.9MPa。此过程试验曲线上有明显的点火器输出压力峰值，约为 0.938MPa，因此可以判断在点火器输出达到压力峰值之前发动机装药已被迅速点燃。该发试验说明，在高温40℃条件下，单发点火器能够迅速将该固体火箭发动机点燃，且点火启动时间满足技术指标要求。

3.4.2 发动机低温(-35℃)地面试验

进行低温地面试验的固体火箭发动机编号为02-01，保温温度-35℃，仍采用单发点火器点火。试验曲线见图7。

图7 采用头部点火方案（单发点火器点火）的发动机低温(-35℃)试验曲线Fig.7 The low temperature(-35℃) working test curve of SRM using fore-ignition manner(only one igniter worked)

从图7的试验曲线可以看出，在固体火箭发动机收到点火指令后，点火器成功点燃，燃烧室压力迅速上升，在71ms时将固体火箭发动机点燃，此时燃烧室压力为8.24MPa。此过程试验曲线上无明显的点火器输出压力峰值，但曲线上约26ms处出现了压力拐点，此处压力约为 0.485MPa，因此可以判断在点火器输出达到压力峰值之前固体火箭发动机装药已被迅速点燃。该发试验说明，在低温-35℃条件下，单发点火器能够迅速将固体火箭发动机点燃，且点火启动时间满足技术指标要求。

结合表3和表4的试验结果进行分析，可见采用单发点火器点火的发动机点火启动时间为 0.060～0.073s；采用双发点火器同时点火的发动机点火启动时间为0.040 0～0.046 8s。可以看出，采用单发点火器点火的状态下，发动机点火启动时间相对双发点火器同时点火状态的时间延长约20～30ms；使用单发点火器点火的发动机点火启动时间最大为 0.073s（高温40℃），满足总体不大于0.15s要求，且有较大裕度。