某型高能固体火箭发动机烤燃性能研究

徐松林，刘文一，高庆福



某型高能固体火箭发动机烤燃性能研究

徐松林1，刘文一1，高庆福2

（1. 91550部队91分队，大连，116023；2. 国防科技大学航天科学与工程学院，长沙，410073）

为研究某型高能固体发动机的热安全性，建立了发动机在火烧环境下的有限元计算模型，数值模拟了发动机及装药在不同烤燃工况下的温度分布和爆炸延迟期。研究表明，大型发动机烤燃特性与小型发动机呈现相同规律，热扩散速率在快速烤燃工况下较大，温度梯度在慢速烤燃工况下较大，烤燃速率对推进剂起始反应位置有一定影响。发动机尺寸和快烤环境温度对其热安全性影响较大，发动机尺寸减小和温度升高均导致推进剂点火延迟时间明显降低。

固体火箭发动机；高能装药；烤燃；爆炸延迟期

0 引 言

固体火箭发动机作为一种典型的含能装置，是导弹上除战斗部之外最大的含能装置和危险源，而热激励是引发其意外发生燃烧爆炸反应的最常见诱因。发动机热安全性是研究热载荷作用下推进剂装药发生燃烧、爆炸等危险性反应的临界条件及响应过程。固体火箭发动机中的点火器和推进剂装药等含能材料，是热激励作用下发生危险性反应的主体。由于点火器点火药量对系统整体放热影响不大，所以一般不予考虑，发动机热安全性只限于推进剂装药与壳体组成的系统。

目前，国内外针对固体火箭发动机的热安全性做了大量工作[1~3]。小型发动机的热安全性研究以全尺寸实验为主；大型发动机特别是大型高能发动机的热安全性实验开展较难、经费较高，主要采取数值模拟计算方式进行研究。为了研究NEPE装药的某大型高能发动机热安全性，对其装药在快烤和慢烤情况下的温度分布、临界温度和反应延迟时间等进行了模拟计算，并于前期进行的丁羟推进剂装药的发动机烤燃性能进行了对比分析。

1 热数值模拟理论

1.1 发动机与环境热交换

发动机壳体表面热交换边界条件为

关于发动机与外界热交换的理论见文献[4]和 文献[5]，关于上式及式中相关参数物理意义此处不再重述。

1.2 发动机热爆炸延迟期

固体火箭发动机是一种由装药、绝热层和壳体等组成的典型放热系统，任务中通过化学推进剂的点火燃烧释放高温工质产生推力。当外界存在热源时，热量会通过壳体与发动机装药进行热交换，导致内部环境温度变化，进一步对装药燃烧和释能速率产生影响。在装药发生点火反应之前，发动机系统热分解、传热及热交换过程可描述如下[5]：

壳体（标注c）或绝热层（标注i）：

推进剂装药（标注p）：

2 计算及结果分析

2.1 计算模型及参数

发动机为前后翼柱型装药，基于药柱的几何对称性，计算时取1/8模型建立三维有限元模型，共划分10 272个单元，有限元模型如图1所示[6]。计算前提条件参照前期丁羟推进剂装药的发动机烤燃性能研究[5]，采用的发动机及其高能装药材料热性能参数如表1所示。高能推进剂活化能为56.9 MJ/kmol，分解热为 1.567 MJ/kg。

图1 装药有限元模型

表1 发动机及其装药热性能参数

2.2 慢速烤燃

联合国《关于危险货物运输的建议书试验和标准手册》、美国防部《弹药与爆炸品危险性分级方法》和GB/T 14372-2013《危险货物运输爆炸品的认可和分项试验方法》等标准文件规定，慢速烤燃要求环境温度均匀且以3.3 ℃/h的速率上升。图2为计算时长 110 h获得的推进剂装药在计算时域内最高温度随时间的变化情况。

图2 慢速烤燃时推进剂最高温度随时间变化情况

由图2可以看出，曲线可分为4段：a）加热的0～20 h，装药温升非常缓慢；b）20～52 h，升温速率明显加快，温度从50 ℃上升至270 ℃；c）52～88 h，装药温度再次进入平台阶段，基本保持不变；第四段为加热88 h以后，装药温度再次上升明显。

与文献[5]的研究结果对比可知，该大型发动机的爆炸延迟阶段为52～88 h，88 h后高能推进剂开始发生放热反应并导致爆炸，临界反应温度为272 ℃。大型发动机的爆炸延迟期明显长于小型发动机 （25～47 h）。

图3和图4分别为70 h和89 h时推进剂的温度分布云图。与前期研究获得的结论一致，加热70 h时发动机属于爆炸延迟阶段，装药处于吸热储能状态，靠近绝热层的推进剂温度梯度较大。加热89 h后装药温度已经超过了临界温度，装药内表面温度和温度梯度都要大于靠近绝热层部分。

图3 70h时推进剂温度分布云图

图4 89h时推进剂温度分布云图

2.3 快速烤燃

快速烤燃要求将待测发动机直接置于874 ℃的火焰环境中，图5为获得的计算时长2 000 s的推进剂在计算时域内的最高温度随时间变化曲线。

图5 快速烤燃时推进剂最高温度随时间变化

由图5可以看出，与慢速烤燃不同，曲线大致分为3个阶段：第1阶段为烤燃的前83 s内，推进剂温度基本以恒定速率快速上升；第2阶段为83～1 420 s，装药温度基本保持不变，维持在约275 ℃；第3阶段为加热1 420 s后，推进剂温度再次急剧上升。

同理，与文献[5]进行对比，装药爆炸延迟期为83～1 420 s，约1 420 s后高能推进剂由于内部发生放热反应而爆炸，临界温度为275 ℃左右。快速烤燃下大型发动机的爆炸延迟期同样明显长于小型发动机（63～697 s）。

图6和图7为快速烤燃工况下反应前后推进剂温度分布云图。

图6 50s时推进剂温度分布云图

图7 1430s时推进剂温度分布云图

由图6可知，50 s时装药处于持续升温阶段，靠近壳体部分的温度相对较高，且向装药内部大范围扩散，推进剂径向厚度越小，其温差范围越大，温度在221～223 ℃之间。由图7可知，加热1 430 s时装药已经开始放热反应，靠近翼面根部的装药最先反应，此时内部升温速率大于壳体外部的加热速率，热量沿装药径向由内向外扩散。推进剂径向厚度小的区域最先达到临界温度而开始放热反应，这与慢烤试验是不同的。对比两种烤燃工况可以看出，热扩散速率在快速烤燃工况下较大，温度梯度则是在慢速烤燃工况下较大，这是因为温差大时热量传播更快，而外界温度缓慢上升时导致温度梯度分布较大。

3 快速烤燃外界温度影响

为研究高能固体发动机在不同物质燃烧导致的火灾中的反应情况，对不同环境温度下发动机的快速烤燃过程进行了数值模拟计算，结果如表2所示。

表2 快速烤燃环境温度对发动机反应过程的影响

由表2可以看出，随着外界火焰温度的升高，高能发动机点火延迟时间明显降低，临界温度稍有升高，即高能发动机在高温火焰环境下会更快引发反应。

4 结 论

在慢速和快速烤燃工况下，本大型高能固体火箭发动机的高能装药分别在加热约52 h和83 s后进入爆炸延迟期，88 h和1 420 s后分别达到临界反应温度，范围在272～275 ℃内。大型发动机烤燃特性与小型发动机呈现相同规律：热扩散速率在快速烤燃工况下较大，温度梯度则相反；烤燃速率对推进剂起始反应位置有一定影响，慢速烤燃条件下装药翼面尖部先达到临界温度，而快速烤燃工况下是推进剂翼面根部先发生反应，这是因为装药热量传递的厚度决定了其储热能力。发动机尺寸和快烤环境温度对其烤燃热安全性影响较大，发动机尺寸降低和烤燃温度升高均导致推进剂点火延迟时间明显降低。

[1] 原渭兰, 潘浪. 一种舰载导弹固体火箭发动机烤燃过程的数值计算方法[J]. 舰船科学技术, 2009, 31(7): 129-132.

[2] Cocchiaro J E. Subscale fast cook-off testing and modeling for the hazard assessment of large rocket motors[R]. The Johns Hopkins University, ADA 390020, 2001.

[3] Chassagne F, Bordachar S. Large Solid Rocket Motor safety analyses: Thermal effects issues[C]. Portland: 34th Department of Defense Explosives Safety Board Seminar., 2010.

[4] 陈广南, 张为华. 固体火箭发动机撞击与热安全性分析[M]. 北京: 国防工业出版社, 2008.

[5] 刘文一, 焦冀光. 固体发动机装药热安全性数值分析[J]. 装备环境工程, 2016,13(2) : 17-21.

[6] 冯长根. 热爆炸理论[M]. 北京: 科学出版社, 1988.

[7] 贺朝霞. 喷管形式对固体火箭发动机热安全性的影响[J]. 中国科技论文, 2013, 8(8): 798-799.

Research on the Cook-off Performance of High Energy Solid Rocket Motor

Xu Song-lin1, Liu Wen-yi1, Gao Qing-fu2

(1. Unit 91 of PLA 91550, Dalian, 116023; 2. Space Science and Engineering College in National University of Defense Technology, Changsha, 410073)

The finite-element model of high energy solid rocket motor (SRM) is established to investigate the thermal safety of SRM when it is cooked-off, the temperature distribution and the explosion delay period of propellant were numerical simulated under fast cook-off mode and slow cook- off mode. It proves that the scale of motor have no obvious influence on the cook-off characteristic, the thermal diffusivity under fast cook-off mode is greater than that under slow cook-off mode, but the temperature gradient is negative; the reaction position of propellant is different when it achieved critical temperature. The scale of SRM and the outside temperature have obvious influence on the thermal safety; the decreased of scale or increased of temperature will reduce the explosion delay period of SRM dramatically.

Solid rocket motor; High energy propellant; Cook-off; Explosion delay period

1004-7182(2017)06-0024-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20170606

V512

A

2017-05-25；

2017-11-03

徐松林（1983-），男，博士，主任工程师，主要研究方向为武器装备试验