楊 勇，屠小昌, 陳 靜，楊敏鵬，楊 文，吳 昊

某分離用固體小火箭工作故障分析及設計改進

楊 勇，屠小昌, 陳 靜，楊敏鵬，楊 文，吳 昊

（陜西應用物理化學研究所，陜西西安，710061）

為解決某分離用固體小火箭在高溫55℃環(huán)境試驗中，出現(xiàn)殼體失強與較高點火壓力峰的問題，分析了發(fā)生該工作故障的可能原因。通過對裝藥結構及擋藥板結構進行改進設計，以期擴大燃氣通道；通過對點火藥盒結構進行改進設計，并調節(jié)點火藥藥量，以期降低點火壓力峰值。驗證試驗表明，改進措施切實有效，點火壓力峰值滿足設計要求，提高了小火箭工作的可靠性與安全性。

固體小火箭；故障；點火藥盒；結構

固體小火箭由于結構簡單、體積小、質量小、造價低、使用方便等特點，在火箭、導彈、衛(wèi)星和飛船等航天飛行器的級間分離/反推、整流罩分離、星箭起旋、筒蓋側推、彈頭姿態(tài)調整和控制方面得到了廣泛的應用與認可[1]。分離用固體小火箭是飛行器上級間/頭體反推分離的動力能源，為級間/頭體分離提供推力沖量，使其產生相對速度和位移，達到最終分離目的[2]。按其作用力與火箭飛行方向的關系分正推、反推和側（橫）推3種[3]。某反推分離用固體小火箭在進行高溫55℃地面試驗時，點火后2ms時出現(xiàn)約20MPa點火壓力峰，6.5ms左右燃燒室內壓力高達約60MPa，發(fā)生殼體失強。針對此現(xiàn)象，筆者開展故障分析，并通過調整點火藥用量與顆粒大小、調整主裝藥尺寸和改變擋藥板結構，最終解決了較高點火壓力峰問題與殼體失強問題，提高了該小火箭的工作可靠性。

1 某固體小火箭結構設計

某固體小火箭主要由裝藥燃燒室、推進劑裝藥、噴管組件、2個電起爆器和點火藥盒等結構件組成，如圖1所示。采用裝藥自由裝填、前點火的總體設計方案，裝填某高燃速雙基推進劑，采用單根管狀裝藥設計，定位塊固藥。點火藥盒側壁和底部都開孔，采用松裝黑火藥裝填；燃燒室殼體內粘貼絕熱層成型，燃燒室殼體采用30CrMnSiA鋼結構材料加工，而噴管組件設計選用13Cr11Ni2W2MoV耐熱鋼單體結構材料，直接耐受燃氣熱流。

圖1 固體小火箭裝配示意圖

其工作原理為：推進劑裝藥按設計規(guī)律燃燒，產生的高溫、高壓燃氣由噴管流出，燃氣經過連續(xù)膨脹做功，以超音速燃氣噴出噴管，以反作用力形式對小火箭結構提供推力[4]。

2 工作故障及原因分析

2.1 故障現(xiàn)象

某分離用固體小火箭經保溫55℃、4h后進行地面試驗，壓力傳感器輸出數(shù)據(jù)如圖2所示。

圖2 故障小火箭P——t輸出數(shù)據(jù)

圖2中，點火后2ms時出現(xiàn)約20MPa點火壓力峰，2.0~6.5ms壓力由20MPa上升至60MPa，至6.5ms時壓力達到最大60MPa，隨后壓力一直下降，至7.8ms時消失。發(fā)生工作故障的小火箭殘骸如圖3所示。

圖3 小火箭殘骸

由圖3發(fā)現(xiàn)：固體小火箭前封頭與燃燒室完全分開，燃燒室殼體被高壓高溫燃氣沖破，撕開約10cm的裂縫并嚴重變形，擋藥板中間部分向下凹陷約10mm，無嚴重燒蝕現(xiàn)象，后封頭與噴管完好無損。

2.2 原因分析

該固體小火箭的設計工作壓強為14MPa，殼體厚度最薄1.5mm，安全系數(shù)3.6，試驗前殼體已進行20MPa、100%液壓強度抽檢，因此可排除殼體設計厚度不夠的原因。根據(jù)圖2與故障小火箭殘骸分析，推測造成該工作故障的原因可能為：（1）點火藥藥量過大，點火瞬間燃氣流通不暢，聚集在狹小的空間，造成高的點火壓力峰；（2）推進劑藥柱與燃燒室殼體預留燃氣流通空間不足，尤其是在高溫55℃保溫后，推進劑受熱膨脹，直徑變大，從而導致預留燃氣流通通道變小，面喉比變大，推進劑藥柱發(fā)生侵蝕燃燒，燃氣聚集內壓突增，導致殼體失強。（3）推進劑藥柱在高溫55℃下徑向受熱膨脹，致使擋藥板變形，凹陷約10mm，膨脹后的推進劑藥柱堵住了擋藥板部分預留燃氣排除通道，造成燃氣流通通道不暢，形成二次喉道，燃燒室內部壓力突增，殼體失強。

3 設計改進與結果分析

3.1 設計改進

基于上述問題設計改進方案，方案分兩部分進行：第一，改進燃氣通道，遏制殼體失強故障；第二，改進點火藥盒結構與點火藥量，調節(jié)點火壓力峰。

3.1.1 改進燃氣通道

（a）裝藥結構改進

在理論計算滿足固體小火箭輸出性能的情況下，對推進劑裝藥進行結構優(yōu)化，將裝藥外徑減小了1mm，裝藥量減小5g，裝藥前端進行倒角處理，裝藥后端增加1°的坡角。優(yōu)化前后裝藥結構如圖4所示。經理論計算，該改進方案將原先預留通道24.6cm2擴大為29.2 cm2，增加了將近20%，有效地降低了推進劑藥柱高溫下侵蝕燃燒風險，增大燃氣流動通道。

（b）擋藥板結構改進

對擋藥板進行結構優(yōu)化，將4個1.5mm高正方形凸臺改為4個3mm高矩形放射狀凸臺，保證藥柱受熱膨脹后變形不會堵塞擋藥板上預留燃氣通道。擋藥板結構優(yōu)化前后如圖5所示。

（a） 原方案 （b） 改進方案

（a） 原方案 （b） 改進方案

3.1.2 點火藥盒改進

原設計點火藥盒高度為16mm，藥盒下端面距離主裝推進劑藥柱約1mm，現(xiàn)對點火藥盒結構進行調整，如圖6所示。

（a） 原方案 （b）優(yōu)化方案

將點火藥盒組件去掉藥盒堵蓋，直接用鋁箔密封片密封，藥盒高度由16mm減小為12mm，藥盒下端面距離主裝藥藥柱距離增大為5mm，有效地提高了點火藥燃氣流通。

同時，為降低點火壓強峰，將點火藥顆粒大小與點火藥量進行優(yōu)化，點火燃氣按照完全氣體狀態(tài)方程假設，點火壓強采用公式（1）計算[5]：

式（1）中：m為固體小火箭點火藥量；p為固體小火箭點火壓強；V為固體小火箭初始自由容積；為點火藥燃燒產物凝相百分數(shù)；R為通用氣體常數(shù)，8 314 J/（mol·K）；為點火藥燃氣平均分子量；T為點火藥燃氣溫度。

已知固體小火箭初始自由容積V=70cm3、凝相百分數(shù)=0.6、氣體平均分子量[4]=34.7、燃氣溫度T=2 500K，點火藥取HY-5點火藥2.2g時，計算點火壓強約為7.5MPa，而設計點火為5MPa，相對較大，故將原設計采用的HY-5黑火藥更改為顆粒比較大的HY-3黑火藥，同時將藥量由2.2g更改為1.7g，計算得點火壓強約5.8MPa。

3.2 結果分析

通過調節(jié)推進劑藥柱結構與擋藥板結構，增大了燃氣通道，再進行地面高溫55℃試驗，得到的——曲線如圖7所示。

圖7數(shù)據(jù)顯示：點火后約20ms處出現(xiàn)較高壓力峰，約35MPa，然而在60~330ms處出現(xiàn)壓力平臺，隨后壓力下降，在360ms左右工作完畢。以上試驗表明：通過改善燃氣通道切實有效地遏制了殼體失強故障，且曲線上出現(xiàn)了較好的壓力平臺，但點火壓力峰依舊高達35MPa，改進有效果但并不徹底。

圖7 燃氣通道改進后的P——t曲線

點火藥盒改進設計調整了點火藥顆粒大小和點火藥量，減少了生成燃氣，再次進行了55℃地面試驗，得到的——曲線如圖8所示。

圖8 點火藥盒改進后的P——t曲線

由圖8可以看出，點火后在10ms左右出現(xiàn)了約13MPa的點火壓力峰，之后出現(xiàn)較為明顯的壓力平臺，約在330ms處壓力開始下降，340ms處結束工作。試驗表明：點火藥盒結構尺寸改進與點火藥量的降低有效地降低了點火壓力峰，同時也說明主裝藥尺寸改進與擋藥板結構改進對小火箭的可靠輸出切實有效，保證了主裝藥可靠點火與穩(wěn)定燃燒。

根據(jù)上述研究可知固體小火箭點火裝置應保證安全可靠，點火元件能量要高，點火猛度要適中，所用點火藥的能量釋放速度應該適中，避免釋放過快造成高的點火壓力峰，降低了點燃主裝藥的可靠性；但能量釋放速度也不宜過慢，過慢或造成點火能量分散，增加點火延遲期[6]。

4 結語

（1）點火藥盒、裝藥定位裝置與擋藥板的結構設計對固體小火箭內彈道性能至關重要，應切實確保燃氣的通暢流動，避免發(fā)生侵蝕燃燒或堵塞燃氣通道。（2）雙基推進劑在不同溫度下線膨脹系數(shù)不同，溫度越高線膨脹系數(shù)越大，因此小火箭設計過程中應充分考慮推進劑線膨脹系數(shù)。（3）建議在固體小火箭設計中，盡可能先進行點火模擬試驗，確定點火設計狀態(tài)與點火界面的各種匹配關系，再進行地面試驗。

[1] 劉竹生.航天火工裝置[M].北京:宇航出版社, 2012.

[2] 王凱民.火工品工程(下)[M].北京:國防工業(yè)出版社, 2014.

[3] 龍樂豪.總體設計(中)[M].北京:宇航出版社, 2009.

[4] 唐金蘭,劉佩進.固體火箭發(fā)動機原理[M].北京:國防工業(yè)出版社, 2012.

[5] 陳汝訓.固體火箭發(fā)動機設計與研究[M].北京:中國工業(yè)出版社, 1991.

[6] 張平,李世鵬,劉玉群.點火藥量對微型脈沖推力器內彈道性能的影響[J].航空動力學報, 2003,18(1): 158-160.

Failure Analysis and Design Improvement of Solid Rocket for Separation

YANG Yong, TU Xiao-chang, CHEN Jing, YANG Min-peng , YANG Wen, WU Hao

(Shaanxi Applied Physics and Chemistry Research Institute, Xi’an, 710061)

In order to solve the problem of shell failure and high ignition pressure of solid rocket for separation, in the process of high temperature 55℃ environmental test, the possible reasons for the failure were analyzed. The charge structure and back plate design were improved, for enlarge the gas channel, as well as the ignition case structure, the ignition powder mass were improved to decrease the ignition pressure. The verification test proves that the improvement measures are effective, the ignition peak pressure meet the design requirement, and the reliability and safety of the small rocket are improved.

Solid small rocket；Failure；Ignition case；Structure

1003-1480（2017）04-0005-04

TJ45+9

A

10.3969/j.issn.1003-1480.2017.04.002

2017-06-12

楊勇（1990-），男，在讀碩士研究生，主要從事火工品產品研制。