壳装高能固体推进剂的殉爆实验与数值模拟

路胜卓，罗卫华，陈卫东，王巍，张丰超，于艳春，李广武

（1.哈尔滨工程大学航天与建筑工程学院，黑龙江哈尔滨，150001；2.西安航天动力测控技术研究所，陕西西安，710025）

壳装高能固体推进剂的殉爆实验与数值模拟

路胜卓1，罗卫华2，陈卫东1，王巍1，张丰超1，于艳春1，李广武2

（1.哈尔滨工程大学航天与建筑工程学院，黑龙江哈尔滨，150001；2.西安航天动力测控技术研究所，陕西西安，710025）

随着现代固体推进剂能量的提高和火炸药技术的融合，含有炸药颗粒的高能固体推进剂具有较高的机械感度和冲击波感度，极易发生殉爆现象。为深入探询固体推进剂的殉爆特征，采用实验和数值模拟对比分析方法，研究了某高能固体推进剂的殉爆过程，揭示了壳装高能固体推进剂的殉爆特性。研究发现，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。

固体推进剂；殉爆；爆轰；数值模拟；殉爆实验；壳体结构

固体推进剂是运载火箭和导弹中推进系统的重要燃料，人们通常认为它的危险性远低于炸药，只能燃烧，不会发生爆炸。然而，随着现代固体推进剂能量的提高和火炸药技术的融合，一些含有大量黑索金、奥克托金等高能炸药颗粒的推进剂［1-3〛［4-6］。

殉爆是固体炸药等含能物质具有的危险性特征之一，国内外学者对炸药殉爆开展相关研究［7-8］，P.W.Howe［9］采用二维欧拉程序对壳装炸药殉爆过程进行数值模拟，分析了殉爆距离、壳体宽厚以及主发药和被发药的间隔板对殉爆结果的影响。J.P.Lu等［10］对裸装PBXN-109炸药殉爆实验进行了数值模拟，获得理想结果并给出了PBXN-109炸药的冲击感度曲线。S.Fisher［11］则对壳装PBXN-109炸药的殉爆实验进行了数值模拟，分析了包装容器中弹药间的冲击波与泡沫隔离层材料对炸药殉爆的影响。陈朗等［12］进行了壳装固黑铝炸药殉爆实验，并采用非线性有限元计算方法，对壳装固黑铝炸药殉爆实验进行了数值模拟。

目前，有关高能固体推进剂殉爆过程的研究还十分有限，但它同样具有发生殉爆的危险性。为深入探询固体推进剂殉爆特征，通过实验和数值模拟，对某高能固体推进剂的殉爆过程开展研究。

1 壳装高能推进剂殉爆试验

试验的主要装置包括：钢制壳体、推进剂装药（包括起爆药）、压力传感器及高速数据采集系统。其中，用于装填主发和被发推进剂的壳体相同，均为圆柱形薄壳。壳体长度2 100 mm，截面最大直径102 mm，厚度2 mm，采用16MnR钢材制作，模型尾端封头为2 mm厚圆形薄钢板。壳体内部装填一种高能固体推进剂，主要成份包括HMX、AP和Al；圆柱形药柱截面的平均直径85 mm，装药长度随实验药量的变化而变化。图1为试验装置中钢制壳体及其固体推进剂装药示意图。

图1 壳体及推进剂装药示意图（单位：mm）Fig.1 Sell model and solid propellant（unit：mm）

图2 为试验装置布置及现场实景图。试验前，在主发壳体内装填推进剂，并加装300传爆药和2只电起爆雷管，而被发壳体内仅装填同种型号的推进剂。试验中，由雷管起爆传爆药柱，进而起爆主发装药。主发药体分为有壳和无壳2种结构形式，被发装药均为壳装结构。按照主发结构形式（有壳或无壳），以及主发与被发装药的相对距离D的不同，共设置4种试验工况。试验中，主发装药结构与被发装药结构均位于同一水平面内，两者平行放置。

图2 试验装置布置及现场实景图Fig.2 Test facilities layout and testing site

2 殉爆试验的数值模拟

由于殉爆过程的瞬时性，仅依靠试验无法观测到相关细节。为此，需要建立与殉爆试验相对应的数值计算模型，对推进剂的殉爆过程和壳体的动力响应进行模拟，分析该高能推进剂殉爆的一般规律。根据图1和图2所示的试验装置，利用AUTODYN软件建立三维数值模型，包括：钢制壳体模型、高能固体推进剂与起爆药，及其计算范围内的空气域。其中，钢制壳体模型采用拉格朗日单元建立，能够有效模拟结构在冲击波作用下的变形破坏；采用Johnson-cook和shock方程，描述壳体的本构关系和冲击波作用下材料的状态变化；钢材密度为790 kg／m3，弹性模量206 GPa，屈服应力350 MPa，壳体的失效应变为0.15。空气定义为欧拉单元，相应的材料模型采用线性多项式方程和理想气体的状态方程，空气密度取标准状态下ρ＝1.298 kg／m3。

高能固体推进剂和起爆炸药的单元定义为多物质材料欧拉形式。相对于拉格朗日算法，采用多物质的欧拉算法能够有效模拟推进剂的殉爆过程，并精确描述爆轰产物的扩展及其状态变化。推进剂相应的材料模型，采用点火增长反应模型和JWL状态方程描述。对于起爆药柱材料，定义TNT炸药对应的高能炸药反应模型和JWL方程。点火增长反应方程的各项参数，采用文献［1］给出的高能固体推进剂试验结果，相应各项参数如下：I＝7.4×1011，b＝0.67，a＝0，x＝800，G1＝7，c＝0.67，d＝0.111，y＝1.5，G2＝800，e＝0.333，g＝1.0，z＝2.0，图3为建立的数值计算模型。

图3 壳装高能推进剂数值模型建立Fig.3 Numerical model of solid propellant and steel shell

3 结果分析

图4为无壳31 kg主发装药爆炸冲击波与被发壳体结构的变形截图。起爆药柱起爆固体推进剂后，爆轰波沿推进剂长度方向传播，其爆轰产物及激发冲击波向三维空间区域传播。当被发结构与主发推进剂相距0.8 m时，冲击波在195 μs到达被发壳体。在瞬时高压冲击作用下，被发壳体局部产生塑性变形，并达到承受冲击载荷的极限状态而失效断裂，使得金属壳体在局部区域出现破片。

图4 主发推进剂爆炸冲击波传播及被发壳体结构变形截图Fig.4 The propagation of blast and acceptor shell deformation

随着壳体塑性变形区域的扩展，由失效断裂产生的破片数量也随之增加。245 μs时，被发壳体变形区的推进剂出现明显的点火起爆现象，压力达7.35 GPa。随后，点火逐渐成长为沿被发推进剂稳定传播的爆轰波，说明高能固体推进剂已发生殉爆。至315 μs时，由入射冲击波作用使壳体结构沿迎爆方向一侧破损严重，部分区域出现撕裂，大部分被发推进剂发生爆炸。375 μs时，壳体内的被发推进剂已完全爆炸。图5是通过计算得到的推进剂殉爆主要过程的截图。当主发与被发结构的相对距离D不变，而主发结构采用壳装18 kg高能推进剂时，被发推进剂的殉爆过程与上述殉爆过程相似。235 μs时，与塑性变形区域临近的被发推进剂压力迅速增长至7.79 GPa，并产生点火现象。随着压力的不断增加，如图6（a）中至255 μs时刻，被发推进剂药柱逐渐形成稳定的爆轰波；而当t＝325 μs，爆轰波沿内部到达药柱顶端，推进剂全部殉爆，如图6（b）。

图5 无壳31 kg推进剂起爆条件下殉爆过程截图Fig.5 Sympathetic detonation of acceptor propellant under bared charge of 31 kg solid propellant

图7 分别为无壳31 kg和壳装18 kg两种主发推进剂爆炸条件下，被发壳体在殉爆过程中的变形截图。表1为不同工况条件下，被发结构内推进剂的试验状态及其数值模拟结果。当主发结构与被发结构相距达1.4 m时，在爆炸冲击荷载作用下，被发壳体局部出现一定的塑性变形，但未出现破损，多数壳体材料仍处于弹性变形。在此过程中，也未能观察到被发推进剂药柱内有点火现象发生，其数值模拟结果与试验观测结果基本一致。

图6 壳装18 kg推进剂起爆条件下殉爆过程截图Fig.6 Sympathetic detonation of acceptor propellant under charge of 18 kg solid propellant in shell

根据试验工况，由数值模拟计算主发与被发结构的临界殉爆距离d。为合理减少模拟次数，通过最小二分法选取主发与被发结构的相对距离D，并由多次数值模拟结果，最终给出临界距离d，如表1所示。

图7 不同主发装药条件下被发壳体变形截图Fig.7 Deformation of the acceptor shell in separate conditions of charge

表1 不同工况条件下试验与数值模拟结果Table 1 Experiment and numerical results of acceptor solid propellant

为进一步分析钢制壳体对被发推进剂殉爆的影响，在前述试验与模拟结果的基础上，针对无壳被发推进剂的动力响应进行数值模拟，表2为相应结果。模拟结果显示，在相同主发条件下，被发推进剂均未发生殉爆，并且主发推进剂的爆炸冲击波到达被发推进剂表面时的冲击压力仅在60～120 MPa范围，其强度远低于冲击波起爆的临界压力，难以激发推进剂产生殉爆。

通过试验和数值模拟结果发现，被发结构的金属外壳对其内部推进剂的殉爆特性有一定影响，其压力的突变和初始点火起爆点多发生在被发壳体破损断裂区域附近。为进一步分析壳体对推进剂殉爆的影响过程，在被发壳体迎爆壁面沿壳体长度方向选择20个测点，其位置如图8所示。

表2 无壳被发推进剂的数值模拟结果Table 2 Numerical calculation results of the bare acceptor solid propellant

图8 壳体测点布置图Fig.8 Gauge points at the acceptor protective shell

图9 为数值计算得到的被发壳壁测点1～5相应质点的速度时程曲线。当入射冲击波作用于被发结构壳壁时，相应质点的速度瞬时达到峰值；随着冲击波强度衰减，质点的速度不断降低。数值模拟结果表明，测点2～4位于壳体显著变形和产生破片的位置，也是接近被发推进剂产生初始点火和压力突变的区域，并且模拟过程显示，在主发31 kg推进剂爆炸冲击波作用下，被发壳体测点2、3、4的相应破片瞬间以1 500～1 600 m／s的速度撞击被发推进剂质点（见图9（a）），而后在相互撞击和摩擦作用下逐步降速至1 092～1 165 m／s，随之推进剂迅速发生点火起爆。图9（b）显示，在壳装18 kg主发推进剂爆炸条件下，测点1～5的壳壁质点撞击速度峰值约为900～1 300 m／s，其中以测点2所对应的撞击速度最高，达到1 125 m／s。

分析认为，受主发推进剂爆炸冲击波的冲击作用影响，被发壳体瞬间变形破坏，其碎片在冲击波的驱动和自身惯性作用下，高速撞击被发推进剂药柱颗粒。由于被撞击区域能量密度相对较高，碎片的机械作用产生的热能来不及均匀分布，而是集中在局部，尤其集中在碎片的尖锐棱角或突出处，热量来不及散失而使相应质点温度剧增达到临界爆发点，从而形成热点并发生点火起爆现象。分析结论与数值计算得到的结果能够吻合。

图9 被发壳体测点速度时程曲线Fig.9 Velocity histories of fragments at the acceptor shell

4 结论

通过试验和数值模拟的结果可见，含有高能炸药颗粒的固体推进剂具有较高的机械感度和冲击波感度，在一定条件下极易发生殉爆现象。综合试验和数值计算结果，可以得出如下结论：

1）质量为31 kg、截面直径110 mm的无壳推进剂药柱和质量为18 kg、截面直径85 mm的有壳推进剂药柱在相距0.8 m的条件下，均能使质量为18 kg被发壳装推进剂产生殉爆。

2）在相同条件下，当主发结构与被发推进剂药柱相距1.4 m时，主发推进剂的爆炸不会引起被发推进剂产生殉爆现象。

3）被发推进剂的殉爆主要是由于钢制外壳碎片的机械撞击作用，使药柱内部形成热点所致。在一定条件下，金属外壳不但起不到防护作用，而且容易导致推进剂产生殉爆。

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Experiments and numerical simulations of sympathetic detonation of high-energy solid propellant in shell

LU Shengzhuo1，LUO Weihua2，CHEN Weidong1，WANG Wei1，ZHANG Fengchao1，YU Yanchun1，LI Guangwu2
（1.College of Astronautics and Civil Engineering，Harbin Engineering University，Harbin 150001，China；2.Xi'an Measuring and Control Technology of Aeronautics and Astronautics Institution，Xi'an 710025，China）

With the increase of the chemical energy of the modern solid propellant and the integration of the explosives and gunpowder technologies，the high energy solid propellant，containing a large number of explosive particles，presents a significant mechanical sensitivity and shock sensitivity，which would easily induce the sympathetic detonation.In order to investigate the features of the sympathetic detonation of solid propellant，this paper has researched the sympathetic detonation process of the high energy solid propellant by experiments and numerical simulations.The study found that under the blast impact of the solid propellant，the shells are partially damaged into pieces.The fragments impacted on the solid propellant acceptor with high speed，which caused uneven distribution of the thermal energy.The thermal energy concentrated on the sharp corners or projecting parts of fragments，which led to the temperature excursion，reaching the critical point.Next，the sympathetic detonation of the solid propellant finally occurred.

solid propellant；sympathetic detonation；detonation；numerical simulation；sympathetic detonation test；protective shell

10.3969／j.issn.1006-7043.201403095

http：／／www.cnki.net／kcms／detail／23.1390.U.20141204.1516.002.html

O383

A

1006-7043（2014）12-1507-05

2014-04-01.网络出版时间：2014-12-04.

国防科技重点实验室基金资助项目（9140C350406130C35126）.

路胜卓（1982-），男，讲师，博士；陈卫东（1966-），男，教授，博士生导师.

陈卫东，E-mail：chenweidong＠hrbeu.edu.cn.