張翔宇，甘曉松，高 波，馬 亮，周艷青

(1.中國航天科技集團(tuán)公司四院四十一所，西安 710025；2.中國航天科技集團(tuán)公司第四研究院，西安 710025)

固體火箭發(fā)動機(jī)火箭橇過載模擬試驗(yàn)方法①

張翔宇1，甘曉松1，高 波2，馬 亮1，周艷青1

(1.中國航天科技集團(tuán)公司四院四十一所，西安 710025；2.中國航天科技集團(tuán)公司第四研究院，西安 710025)

以火箭橇作為過載加載平臺和回收載體，通過結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及振動模態(tài)仿真確定火箭橇系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，設(shè)計(jì)推力控制方案滿足試驗(yàn)彈道要求，建立了固體發(fā)動機(jī)火箭橇地面過載模擬試驗(yàn)方法。在國內(nèi)首次開展了全尺寸固體發(fā)動機(jī)火箭橇試驗(yàn)，橇體大于16g的航向過載持續(xù)時(shí)間約為2.258 s，滿足設(shè)計(jì)要求，試驗(yàn)全程監(jiān)測并采集到發(fā)動機(jī)壓強(qiáng)及振動數(shù)據(jù)。被試發(fā)動機(jī)在過載條件下出現(xiàn)了與飛行試驗(yàn)相似的壓強(qiáng)振蕩特性，復(fù)現(xiàn)了導(dǎo)彈飛行過載誘發(fā)的固體發(fā)動機(jī)不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象。

固體火箭發(fā)動機(jī)；火箭橇；過載；不穩(wěn)定燃燒

0 引言

高機(jī)動性、高精度攔截是新一代防空反導(dǎo)導(dǎo)彈的主要特征之一[1]，彈用固體發(fā)動機(jī)在工作過程中需承受大過載飛行工況，對發(fā)動機(jī)環(huán)境適應(yīng)性提出了極高的要求。導(dǎo)彈飛行過載造成固體發(fā)動機(jī)絕熱結(jié)構(gòu)燒蝕加劇[2]及不穩(wěn)定燃燒問題的出現(xiàn)，成為制約國內(nèi)新型固體發(fā)動機(jī)發(fā)展的技術(shù)瓶頸之一。

為確保飛行試驗(yàn)成功，固體發(fā)動機(jī)參試前需進(jìn)行充分的地面過載環(huán)境適應(yīng)性研究。由于目前國內(nèi)全尺寸發(fā)動機(jī)地面過載試驗(yàn)手段存在空白，僅通過縮比發(fā)動機(jī)離心試驗(yàn)[3-4]及“彎管”試驗(yàn)[5-6]等模擬試驗(yàn)方法進(jìn)行絕熱層燒蝕規(guī)律研究，導(dǎo)致尺寸效應(yīng)不清晰，考核不全面，飛行過載問題不能全部暴露，全尺寸發(fā)動機(jī)參試風(fēng)險(xiǎn)激增。

本研究首次采用火箭橇[7-8]作為試驗(yàn)載體，開展了一種地面模擬導(dǎo)彈飛行過載的試驗(yàn)方法，對某防空反導(dǎo)導(dǎo)彈固體發(fā)動機(jī)進(jìn)行了國內(nèi)首次全尺寸發(fā)動機(jī)火箭橇過載模擬試驗(yàn)，獲得了發(fā)動機(jī)壓強(qiáng)、振動及過載等數(shù)據(jù)，并成功復(fù)現(xiàn)了導(dǎo)彈飛行過載引起的發(fā)動機(jī)不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象。

1 試驗(yàn)原理

利用火箭橇作為過載加載平臺和回收載體，以火箭橇自身攜帶的助推發(fā)動機(jī)及被試發(fā)動機(jī)為動力，通過火箭橇系統(tǒng)在滑軌上高速運(yùn)動，模擬導(dǎo)彈飛行運(yùn)動環(huán)境，完成被試發(fā)動機(jī)地面動態(tài)點(diǎn)火、高加速度運(yùn)動及數(shù)據(jù)采集的整個工作過程。被試發(fā)動機(jī)采取一定的俯仰角度放置，將航向加速度分解為發(fā)動機(jī)坐標(biāo)系下的軸向及橫向過載，研究過載環(huán)境下的發(fā)動機(jī)工作特性。

在火箭橇系統(tǒng)工作過程中，通過地面雷達(dá)、斷靶裝置測量橇體速度，進(jìn)而獲得加速度，通過橇載黑匣子(包括相應(yīng)的測試儀器和設(shè)備)實(shí)時(shí)采集，并保存壓強(qiáng)及振動數(shù)據(jù)(圖1)。試驗(yàn)后，對被試發(fā)動機(jī)和測試系統(tǒng)進(jìn)行無損回收。

圖1 火箭橇系統(tǒng)工作原理圖Fig.1 Diagram of working principle of rocket sled system

2 試驗(yàn)方法

固體發(fā)動機(jī)火箭橇試驗(yàn)需要在有限的工作時(shí)間及距離內(nèi)，完成過載條件下發(fā)動機(jī)主要參數(shù)的測試。因此，火箭橇結(jié)構(gòu)可靠性分析、振動環(huán)境分析、過載量級模擬以及數(shù)據(jù)采集方法的確定至關(guān)重要。

2.1 總體方案設(shè)計(jì)

本試驗(yàn)系統(tǒng)主要由火箭橇系統(tǒng)和測試系統(tǒng)組成?；鸺料到y(tǒng)包括被試發(fā)動機(jī)(編號T2)、火箭橇體、助推發(fā)動機(jī)和水剎車裝置。測試系統(tǒng)包括橇載測試儀器、地面測試設(shè)備。

為了復(fù)現(xiàn)同型號發(fā)動機(jī)(編號T1)飛行試驗(yàn)過載施加時(shí)刻出現(xiàn)的不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象，T2發(fā)動機(jī)靜止點(diǎn)火，在工作至T1發(fā)動機(jī)壓強(qiáng)振蕩出現(xiàn)時(shí)刻，火箭橇解鎖，同時(shí)2枚Ⅰ型助推發(fā)動機(jī)點(diǎn)火，火箭橇按設(shè)計(jì)加速度運(yùn)行，在速度降低時(shí)，2枚Ⅱ型助推發(fā)動機(jī)動態(tài)點(diǎn)火維持加速度，橇體按設(shè)計(jì)狀態(tài)運(yùn)行全程，并進(jìn)行剎車減速，無損回收。

2.2 火箭橇系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

2.2.1 火箭橇總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

本次試驗(yàn)使用雙軌單橇結(jié)構(gòu)形式，橇體全長約3.0 m，質(zhì)量約為700 kg。橇體中間斜置角度10.6°，裝載T2發(fā)動機(jī)，按發(fā)動機(jī)坐標(biāo)系將航向過載分解為發(fā)動機(jī)軸向及橫向過載?；鸺羶蓚?cè)分別裝載2枚Ⅰ型和2枚Ⅱ型助推發(fā)動機(jī)，在橇體頭部進(jìn)行整流設(shè)計(jì)，底部設(shè)計(jì)有水剎車裝置。

2.2.2 結(jié)構(gòu)剛度及強(qiáng)度數(shù)值仿真分析

在ANSYS仿真平臺上建立1∶1的實(shí)體模型，并對橇體結(jié)構(gòu)進(jìn)行局部簡化。分析共進(jìn)行了5個工況：第一狀態(tài)為Ⅰ型助推發(fā)動機(jī)點(diǎn)火；第二狀態(tài)為Ⅱ型助推發(fā)動機(jī)動態(tài)點(diǎn)火；第三狀態(tài)為最大速度；第四狀態(tài)為最大加速度；第五狀態(tài)為最大剎車過載時(shí)刻。T2發(fā)動機(jī)最大應(yīng)力出現(xiàn)在第三狀態(tài)，橇體最大應(yīng)力出現(xiàn)在第五狀態(tài)，其結(jié)果分別如圖2和圖3所示。5種狀態(tài)的分析結(jié)果詳見表1。

圖2 T2發(fā)動機(jī)應(yīng)力圖及變形圖(第三狀態(tài))Fig.2 Stress and strain of T2 motor(the 3rd state)

圖3 火箭橇體應(yīng)力圖及變形圖(第五狀態(tài))Fig.3 Stress and strain of rocket sled(the 5th state)表1 剛度和強(qiáng)度分析結(jié)果Table 1 Analysis results of stiffness and strength

工況T2應(yīng)力/MPaT2變形/mm橇體應(yīng)力/MPa橇體變形/mm狀態(tài)一1574.012481.83狀態(tài)二2024.262972.04狀態(tài)三2115.562922.76狀態(tài)四1754.222762.01狀態(tài)五2072.953063.18

通過分析可知，T2發(fā)動機(jī)最大應(yīng)力水平在211 MPa以下，低于材料屈服極限700 MPa，發(fā)生在尾部區(qū)域；橇體最大應(yīng)力水平在306 MPa以下，低于材料屈服強(qiáng)度345 MPa，發(fā)生在底盤橫梁、縱梁接觸區(qū)域。橇體及T2發(fā)動機(jī)的整體應(yīng)力水平都低于材料的屈服強(qiáng)度，且變形量較小，能夠滿足試驗(yàn)需求。

2.2.3 振動模態(tài)數(shù)值仿真分析

對火箭橇系統(tǒng)進(jìn)行全質(zhì)量帶約束振動模態(tài)及振型數(shù)值仿真。分析結(jié)果表明，能量集中的前6階振動模態(tài)頻率為41.4～78.1 Hz(圖4)，與T2發(fā)動機(jī)模態(tài)及聲腔一階頻率差異較大，不會產(chǎn)生模態(tài)耦合現(xiàn)象；火箭橇運(yùn)行過程不存在勻速段，橇與軌之間是一個變頻過程，不存在激振的可能。因此，火箭橇系統(tǒng)的振動模態(tài)特性滿足試驗(yàn)要求。

(a)第1階頻率41.4 Hz (b)第2階頻率43.8 Hz (c)第3階頻率53.5 Hz

(d)第4階頻率68.9 Hz (e)第5階頻率71.5 Hz (f)第6階頻率78.1 Hz圖4 火箭橇系統(tǒng)前6階振動模態(tài)仿真結(jié)果Fig.4 The first six modes by the vibration simulation of the rocket sled

2.3 試驗(yàn)彈道設(shè)計(jì)

火箭橇試驗(yàn)的核心是運(yùn)行速度，即試驗(yàn)彈道設(shè)計(jì)。影響試驗(yàn)彈道的主要因素有空氣阻力、摩擦阻力、推力變化和質(zhì)量變化?？諝庾枇τ?jì)算參考相似試驗(yàn)實(shí)測數(shù)據(jù)，繪制火箭橇各部件阻力系數(shù)曲線，并結(jié)合數(shù)值仿真獲得；摩擦阻力采用滑動摩擦公式計(jì)算；推力及質(zhì)量變化由發(fā)動機(jī)產(chǎn)品特性確定。計(jì)算結(jié)果表明，火箭橇全程航向過載≥16g的持續(xù)時(shí)間為2.126 s(圖5和表2)，滿足T2發(fā)動機(jī)超過2 s的15g軸向過載及2.5g橫向過載的設(shè)計(jì)要求。

圖5 火箭橇試驗(yàn)全程過載曲線Fig.5 Acceleration of the test motor

2.4 測試方案設(shè)計(jì)

速度測試采用斷靶測速和雷達(dá)測速相結(jié)合的方式，對Ⅱ型發(fā)動機(jī)動態(tài)點(diǎn)火、最大速度點(diǎn)及水剎車進(jìn)入點(diǎn)進(jìn)行斷靶測速系統(tǒng)測量，以便對雷達(dá)測速結(jié)果進(jìn)行修正。

光學(xué)記錄利用高速攝像、高速運(yùn)動分析儀監(jiān)測T2發(fā)動機(jī)在軌運(yùn)行狀況。

對橇體平臺及T2發(fā)動機(jī)進(jìn)行振動環(huán)境測試。其中，T2發(fā)動機(jī)前裙、筒段及后裙分別布設(shè)一個測點(diǎn)，每測點(diǎn)監(jiān)測3路振動數(shù)據(jù)(軸向、徑向、環(huán)向)。

對T2發(fā)動機(jī)工作全程進(jìn)行壓強(qiáng)監(jiān)測，低頻采樣1路，高頻采樣2路(采樣頻率≥5 k)。

3 試驗(yàn)結(jié)果及分析

T2發(fā)動機(jī)火箭橇試驗(yàn)按設(shè)計(jì)狀態(tài)運(yùn)行全程(圖6)，成功測得發(fā)動機(jī)壓強(qiáng)、振動及過載數(shù)據(jù)，航向過載超過16g，時(shí)間約為2.258 s，與設(shè)計(jì)狀態(tài)基本吻合(圖7)，達(dá)到了預(yù)期效果。

表2 火箭橇試驗(yàn)彈道設(shè)計(jì)Table 2 Test trajectory of the rocket sled acceleration experiment

(a)T2發(fā)動機(jī)靜止點(diǎn)火

(b)火箭橇解鎖運(yùn)行圖6 試驗(yàn)過程照片F(xiàn)ig.6 Photos of the firing test

對T2發(fā)動機(jī)壓強(qiáng)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，并與T1發(fā)動機(jī)進(jìn)行對比(圖8)，在過載施加后，T2發(fā)動機(jī)出現(xiàn)了與T1發(fā)動機(jī)相同的觸發(fā)式非線性不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象，燃燒室壓強(qiáng)躍遷，并持續(xù)振蕩。對比T1及T2發(fā)動機(jī)過載及壓強(qiáng)特性可知，二者的壓強(qiáng)振蕩都出現(xiàn)在過載施加時(shí)刻之后，說明導(dǎo)彈飛行過載可誘發(fā)發(fā)動機(jī)的不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象。

圖7 火箭橇航向加速度-時(shí)間曲線Fig.7 Heading acceleration-time curve of the test

圖8 T1與T2發(fā)動機(jī)壓強(qiáng)振蕩情況對比Fig.8 Pressure oscillation results of the T1 and T2 motor

4 結(jié)論

(1)以火箭橇作為過載加載平臺和回收載體，通過振動模態(tài)及結(jié)構(gòu)剛、強(qiáng)度仿真，確定火箭橇系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，通過試驗(yàn)彈道設(shè)計(jì)，獲得推力控制方案，建立了固體發(fā)動機(jī)火箭橇地面過載模擬試驗(yàn)方法。

(2)國內(nèi)首次開展了全尺寸固體發(fā)動機(jī)火箭橇試驗(yàn)，T2發(fā)動機(jī)過載條件滿足設(shè)計(jì)要求，成功監(jiān)測并采集到全部試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

(3)T2發(fā)動機(jī)在過載條件下，出現(xiàn)了與飛行試驗(yàn)相似的壓強(qiáng)振蕩特性，復(fù)現(xiàn)了導(dǎo)彈飛行過載誘發(fā)的固體發(fā)動機(jī)不穩(wěn)定燃燒現(xiàn)象。

[1] 袁華,簡金蕾,任宏濱.第四代防空導(dǎo)彈關(guān)鍵技術(shù)初探[J].現(xiàn)代防御技術(shù),2007,15(1):5-9.

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(編輯：崔賢彬)

Rocket sled acceleration experiment method of SRM

ZHANG Xiang-yu1, GAN Xiao-song1,GAO Bo2,MA Liang1, ZHOU Yan-qing1

(1.The 41st Institude,The Fourth Academy of CASC,Xi'an 710025,China;2.The Fourth Academy of CASC,Xi'an 710025)

An acceleration experiment method was established for full-scale solid rocket motor by using rocket sled as overload and recycling platform.The structure of rocket sled system was determined by the strength and vibration numerical simulation.The test trajectory was designed by controlling the thrust of the boost motor.A successful acceleration test of SRM was carried on by rocket sled system for the first time in China.The pressure and the vibration data were recorded and the heading acceleration of the test motor was more than 16gwith duration of 2.258 s.The pressure oscillation characteristic of the test motor was similar to the earlier flight test motor.It is concluded that the acceleration of the missile could induce the combustion instability of the solid rocket motor.

solid rocket motor;rocket sled;acceleration;combustion instability

2015-05-18；

2015-06-16。

張翔宇(1984—)，男，博士，研究方向?yàn)楣腆w火箭發(fā)動機(jī)總體設(shè)計(jì)。E-mail：zhangxysci@126.com

V435

A

1006-2793(2016)06-0751-04

10.7673/j.issn.1006-2793.2016.06.003