林 颯，彭 瑾

（海軍駐航天三院軍事代表室，北京，100074）

點火裝置在固體火箭發(fā)動機上的安裝位置分為頭部安裝和尾部安裝，點火裝置安裝在發(fā)動機頭部時，所有點火藥燃燒生成的氣體均參與燃燒，能量利用率高；點火裝置安裝在發(fā)動機尾部時，部分點火藥燃燒生成的燃氣會從噴管直接噴出，能量利用率低[1-3]，因此點火裝置的安裝位置是影響點火性能的重要因素。某小型固體火箭發(fā)動機點火器在研制過程中首先采用尾部點火方案，點火器通過螺紋連接的方式安裝在固體火箭發(fā)動機尾噴管堵蓋上，在參加固體火箭發(fā)動機地面點火試驗過程中，出現(xiàn)了點火延遲期過長和初始推力壓力峰偏高的問題。

通過分析，對點火器的安裝位置進行了更改，將尾部點火方案改為頭部點火方案后，滿足了固體火箭發(fā)動機的使用要求。

1 點火裝置的主要技術指標

點火裝置應保證助推器點火啟動時間（從點火信號發(fā)出到推力達到初始額定推力的80%的時間）小于0.15s；在自然環(huán)境溫度下、模擬助推器初始自由容積的試驗器內(nèi)進行發(fā)火試驗，試驗器內(nèi)的輸出壓力峰值為1.5～4.5MPa，壓力峰值對應時間小于0.15s；發(fā)火元件采用鈍感電起爆元件，滿足1A、1W、5min不發(fā)火要求。

2 尾部點火方案

2.1 方案介紹

點火裝置主要由點火器和隔板式鈍感電發(fā)火管（滿足1A、1W，5min不發(fā)火的鈍感要求）組成，由于該小型固體火箭發(fā)動機體積較小，對點火裝置的安裝位置限制很大，點火器和隔板式鈍感電發(fā)火管分別安裝固定在發(fā)動機噴管堵蓋的兩端，堵蓋與噴管擴散段通過粘接方式固定，點火器完成點火功能后，點火裝置和堵蓋一起被燃氣吹出。該點火方案的安裝方式及結構如圖1所示。

圖1 尾部點火方案結構示意圖Fig.1 The structure schematic of the aft-ignition manner

點火裝置采用在整體式、軸對稱結構的金屬殼體中填裝散裝點火藥片，裝藥采用硼/硝酸鉀點火藥，裝藥量為18.5g。

2.2 點火裝置質量一致性檢驗試驗結果及分析

用于尾部點火方案的點火裝置質量一致性檢驗試驗（包括公路運輸試驗和輸出性能試驗）的試驗結果見表1。

點火裝置經(jīng)公路運輸隨機振動試驗后，結構完好，然后在試驗器內(nèi)進行了輸出性能試驗。從表1中可以看出，3發(fā)點火裝置的輸出性能測試結果為：輸出壓力峰值及其對應時間均滿足點火裝置的設計指標要求。

表1 用于尾部點火方案的點火裝置質量一致性檢驗試驗結果Tab.1 Quality conformance check results of the ignition device in aft-ignition manner

2.3 發(fā)動機地面試驗結果及分析

采用尾部點火方案的固體火箭發(fā)動機在地面低溫（-35℃）工作試驗和地面高溫（+60℃）工作試驗中分別出現(xiàn)了點火延遲期過長和初始推力壓力峰偏高的現(xiàn)象，試驗曲線分別如圖2和圖3所示。

圖2 尾部點火方案的固體火箭發(fā)動機地面低溫(-35℃)工作試驗曲線Fig.2 The low temperature(-35℃) working test curve of SRM using aft-ignition manner

從圖2的試驗曲線可以看出，在發(fā)動機收到點火指令后，點火器成功點燃，燃燒室壓力上升，在4ms時靶線斷開，堵蓋飛出，此時燃燒室壓力為0.38MPa。隨后發(fā)動機在沒有堵蓋的情況下，隔板發(fā)火管將部分點火藥噴入燃燒室內(nèi)部，點火藥繼續(xù)燃燒產(chǎn)生壓力，在10ms時達到壓力峰值1.33MPa，之后燃燒室壓力持續(xù)下降，在46ms時降至大氣壓力，在2 400ms時固體火箭發(fā)動機點燃，點火延遲現(xiàn)象明顯。該發(fā)試驗說明，在低溫-35℃條件下，點火裝置輸出壓力 1.33 MPa不能迅速將發(fā)動機點燃，存在明顯的點火延遲現(xiàn)象。

圖3 尾部點火方案的固體火箭發(fā)動機地面高溫(60℃)工作試驗曲線Fig.3 The high temperature(60℃) working test curve of SRM using aft-ignition manner

從圖3的試驗曲線可以看出，在發(fā)動機收到點火指令后，點火器成功點燃，燃燒室壓力迅速上升，在13ms時將發(fā)動機點燃，此時燃燒室壓力為6.1MPa，此過程試驗曲線上無明顯的點火器輸出壓力峰值，因此可以判斷在點火器輸出達到壓力峰值之前發(fā)動機裝藥已被迅速點燃，隨后在18ms時靶線斷開，堵蓋飛出，此時燃燒室壓力為11MPa。在20ms時發(fā)動機初始壓力達到峰值，為 11.6MPa，對應的推力達到19.8kN，超過了技術指標中最大推力小于16kN的要求。該發(fā)試驗說明，在高溫+60℃條件下，點火裝置的點火啟動時間滿足技術指標要求，但發(fā)動機的初始壓力峰值偏高。

2.4 尾部點火方案的結論

從以上分析可以看出，尾部點火方案可能會造成兩種不利于發(fā)動機正常工作的結果：一種由于堵蓋粘接強度不夠，堵蓋的打開壓力過低，點火裝置在發(fā)動機推力達到初始額定推力的 80%之前隨堵蓋一起飛出，造成點火能量損失，導致點火延遲；另一種由于堵蓋粘接強度太高，堵蓋的打開壓力過高，造成發(fā)動機點火啟動的初始壓力峰和初始推力峰的疊加。因此，尾部點火方案對堵蓋粘接狀態(tài)的要求很高。

尾部點火方案受堵蓋粘接狀態(tài)的影響很大，在實際生產(chǎn)中，堵蓋的粘結質量較難控制，不易檢測，只能通過過程控制來保證其質量。因此，將點火裝置安裝在噴管堵蓋上的尾部點火方案很難滿足該固體火箭發(fā)動機可靠點火的要求。

3 頭部點火方案

3.1 方案介紹

頭部點火方案中，點火裝置主要包括2個扁平狀鋁制藥盒的點火器、導線和電連接器，用914室溫快速固化環(huán)氧粘接劑和9621片將2個點火器粘接在發(fā)動機前封頭內(nèi)壁上，導線從固體火箭發(fā)動機裝藥星形孔內(nèi)的支撐海綿中穿過并固定，電連接器與噴管堵蓋連接。點火后，導線、堵蓋和電連接器一同從噴管中飛出。該點火方案的安裝方式及結構如圖4所示。

圖4 頭部點火方案結構示意圖Fig.4 The structure schematic of the fore-ignition manner

單個點火器殼體可裝填硼/硝酸鉀點火藥 8g、引燃用黑火藥0.3g和1個鈍感電點火頭，1發(fā)點火裝置（包括BPN點火藥、2個鈍感電點火頭和2個黑火藥藥包）的總裝藥量約為17g。

3.2 點火裝置質量一致性檢驗試驗結果及分析

用于頭部點火方案的點火裝置質量一致性檢驗試驗（輸出性能試驗）的試驗結果見表2。

從表2中可以看出，3發(fā)點火裝置的輸出壓力峰值及其對應時間均滿足點火裝置的設計指標要求。

表2 用于頭部點火方案的點火裝置質量一致性檢驗試驗結果Tab.2 Quality conformance check result of the ignition device in fore-ignition manner

3.3 雙發(fā)點火器同時點火的發(fā)動機典型地面試驗數(shù)據(jù)分析

表3中列出了采用雙發(fā)點火器同時點火的5次固體火箭發(fā)動機地面試驗的試驗結果。

從表3中的試驗數(shù)據(jù)可以看出，采用雙發(fā)點火器同時點火的發(fā)動機點火啟動時間為0.040 0～0.046 8s，散差較小，在此取一發(fā)典型數(shù)據(jù)進行分析，01-05發(fā)動機地面低溫工作試驗曲線見圖5。

表3 頭部點火方案（雙發(fā)點火器同時點火）的固體火箭發(fā)動機地面試驗結果Tab.3 The ground test results of SRM using fore-ignition manner(two igniters worked simultaneously)

圖5 采用頭部點火方案（雙發(fā)點火器同時點火）的發(fā)動機低溫(-35℃)工作試驗曲線Fig.5 The low temperature(-35℃) working test curve of SRM using fore-ignition manner(two igniters worked simultaneously)

從圖5的試驗曲線可以看出，在發(fā)動機收到點火指令后，點火器成功點燃，燃燒室壓力迅速上升，靶線在 42.9ms時斷開，堵蓋飛出，此時燃燒室壓力為5.03MPa，在44.5ms時將固體火箭發(fā)動機點燃，此時燃燒室壓力為5.49MPa。此過程試驗曲線上無明顯的點火器輸出壓力峰值，因此可以判斷在點火器輸出達到壓力峰值之前發(fā)動機裝藥已被迅速點燃。該發(fā)試驗說明，在低溫-35℃條件下，點火裝置在輸出達到壓力峰值之前能夠迅速將發(fā)動機點燃，且點火啟動時間滿足技術指標要求。

3.4 單發(fā)點火器點火的發(fā)動機典型地面試驗數(shù)據(jù)分析

表4中列出了采用單發(fā)點火器點火的3次發(fā)動機地面試驗的試驗結果。

表4 頭部點火方案（單發(fā)點火器點火）的發(fā)動機地面試驗結果Tab.4 The ground test results of SRM using fore-ignition manner(only one igniter worked)

從表4中的試驗數(shù)據(jù)可以看出，采用單發(fā)點火器點火的固體火箭發(fā)動機點火啟動時間為 0.060～0.073 s，以下分別對 2發(fā)單發(fā)點火器點火的固體火箭發(fā)動機地面試驗數(shù)據(jù)進行分析。

3.4.1 發(fā)動機高溫(40℃)地面試驗

進行高溫地面試驗的固體火箭發(fā)動機編號為02-02，保溫溫度 40℃，點火裝置的安裝方式不變，只保留1個點火器的點火電路處于通路狀態(tài)。試驗曲線見圖6。

圖6 采用頭部點火方案（單發(fā)點火器點火）的發(fā)動機高溫(4 0℃)工作試驗曲線Fig.6 The high temperature(40℃) working test curve of S-RM using fore-ignition manner(only one igniter worked)

從圖6的試驗曲線可以看出，在發(fā)動機收到點火指令后，點火器成功點燃，燃燒室壓力迅速上升，在60ms時將發(fā)動機點燃，此時燃燒室壓力為8.9MPa。此過程試驗曲線上有明顯的點火器輸出壓力峰值，約為 0.938MPa，因此可以判斷在點火器輸出達到壓力峰值之前發(fā)動機裝藥已被迅速點燃。該發(fā)試驗說明，在高溫40℃條件下，單發(fā)點火器能夠迅速將該固體火箭發(fā)動機點燃，且點火啟動時間滿足技術指標要求。

3.4.2 發(fā)動機低溫(-35℃)地面試驗

進行低溫地面試驗的固體火箭發(fā)動機編號為02-01，保溫溫度-35℃，仍采用單發(fā)點火器點火。試驗曲線見圖7。

圖7 采用頭部點火方案（單發(fā)點火器點火）的發(fā)動機低溫(-35℃)試驗曲線Fig.7 The low temperature(-35℃) working test curve of SRM using fore-ignition manner(only one igniter worked)

從圖7的試驗曲線可以看出，在固體火箭發(fā)動機收到點火指令后，點火器成功點燃，燃燒室壓力迅速上升，在71ms時將固體火箭發(fā)動機點燃，此時燃燒室壓力為8.24MPa。此過程試驗曲線上無明顯的點火器輸出壓力峰值，但曲線上約26ms處出現(xiàn)了壓力拐點，此處壓力約為 0.485MPa，因此可以判斷在點火器輸出達到壓力峰值之前固體火箭發(fā)動機裝藥已被迅速點燃。該發(fā)試驗說明，在低溫-35℃條件下，單發(fā)點火器能夠迅速將固體火箭發(fā)動機點燃，且點火啟動時間滿足技術指標要求。

結合表3和表4的試驗結果進行分析，可見采用單發(fā)點火器點火的發(fā)動機點火啟動時間為 0.060～0.073s；采用雙發(fā)點火器同時點火的發(fā)動機點火啟動時間為0.040 0～0.046 8s?？梢钥闯?，采用單發(fā)點火器點火的狀態(tài)下，發(fā)動機點火啟動時間相對雙發(fā)點火器同時點火狀態(tài)的時間延長約20～30ms；使用單發(fā)點火器點火的發(fā)動機點火啟動時間最大為 0.073s（高溫40℃），滿足總體不大于0.15s要求，且有較大裕度。

3.5 頭部點火方案的結論

頭部點火方案中，雙發(fā)點火器同時工作或單發(fā)點火器工作均可以可靠點燃固體火箭發(fā)動機，固體火箭發(fā)動機無初始推力壓力峰偏高現(xiàn)象，點火啟動時間滿足技術指標要求。

4 結論

（1）尾部點火方案的點火性能受噴管堵蓋粘接質量的影響很大。噴管堵蓋粘接強度太高，易出現(xiàn)固體火箭發(fā)動機初始推力偏高的情況；噴管堵蓋粘接強度太低，易出現(xiàn)固體火箭發(fā)動機點火延遲期過長的情況。

（2）相比于尾部點火方案，點火裝置安裝在發(fā)動機前封頭上的頭部點火方案所需點火藥量減少50%，各項技術指標滿足設計要求，點火性能明顯提高。

[1]王元有,等.固體火箭發(fā)動機設計[M].北京:國防工業(yè)出版社,1984.

[2]張秋芳,王寧飛,田維平.小型固體火箭發(fā)動機尾部點火設計與實驗[J].火炸藥學報,2006(4):51-54.

[3]張秋芳,王寧飛,田維平.小型固體火箭發(fā)動機尾部點火器設計方法[J].固體火箭技術,2006,29(5):341-345.