徐松林，劉文一，高慶福

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某型高能固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)烤燃性能研究

徐松林1，劉文一1，高慶福2

（1. 91550部隊(duì)91分隊(duì)，大連，116023；2. 國(guó)防科技大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院，長(zhǎng)沙，410073）

為研究某型高能固體發(fā)動(dòng)機(jī)的熱安全性，建立了發(fā)動(dòng)機(jī)在火燒環(huán)境下的有限元計(jì)算模型，數(shù)值模擬了發(fā)動(dòng)機(jī)及裝藥在不同烤燃工況下的溫度分布和爆炸延遲期。研究表明，大型發(fā)動(dòng)機(jī)烤燃特性與小型發(fā)動(dòng)機(jī)呈現(xiàn)相同規(guī)律，熱擴(kuò)散速率在快速烤燃工況下較大，溫度梯度在慢速烤燃工況下較大，烤燃速率對(duì)推進(jìn)劑起始反應(yīng)位置有一定影響。發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸和快烤環(huán)境溫度對(duì)其熱安全性影響較大，發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸減小和溫度升高均導(dǎo)致推進(jìn)劑點(diǎn)火延遲時(shí)間明顯降低。

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)；高能裝藥；烤燃；爆炸延遲期

0 引 言

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為一種典型的含能裝置，是導(dǎo)彈上除戰(zhàn)斗部之外最大的含能裝置和危險(xiǎn)源，而熱激勵(lì)是引發(fā)其意外發(fā)生燃燒爆炸反應(yīng)的最常見(jiàn)誘因。發(fā)動(dòng)機(jī)熱安全性是研究熱載荷作用下推進(jìn)劑裝藥發(fā)生燃燒、爆炸等危險(xiǎn)性反應(yīng)的臨界條件及響應(yīng)過(guò)程。固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中的點(diǎn)火器和推進(jìn)劑裝藥等含能材料，是熱激勵(lì)作用下發(fā)生危險(xiǎn)性反應(yīng)的主體。由于點(diǎn)火器點(diǎn)火藥量對(duì)系統(tǒng)整體放熱影響不大，所以一般不予考慮，發(fā)動(dòng)機(jī)熱安全性只限于推進(jìn)劑裝藥與殼體組成的系統(tǒng)。

目前，國(guó)內(nèi)外針對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的熱安全性做了大量工作[1~3]。小型發(fā)動(dòng)機(jī)的熱安全性研究以全尺寸實(shí)驗(yàn)為主；大型發(fā)動(dòng)機(jī)特別是大型高能發(fā)動(dòng)機(jī)的熱安全性實(shí)驗(yàn)開(kāi)展較難、經(jīng)費(fèi)較高，主要采取數(shù)值模擬計(jì)算方式進(jìn)行研究。為了研究NEPE裝藥的某大型高能發(fā)動(dòng)機(jī)熱安全性，對(duì)其裝藥在快烤和慢烤情況下的溫度分布、臨界溫度和反應(yīng)延遲時(shí)間等進(jìn)行了模擬計(jì)算，并于前期進(jìn)行的丁羥推進(jìn)劑裝藥的發(fā)動(dòng)機(jī)烤燃性能進(jìn)行了對(duì)比分析。

1 熱數(shù)值模擬理論

1.1 發(fā)動(dòng)機(jī)與環(huán)境熱交換

發(fā)動(dòng)機(jī)殼體表面熱交換邊界條件為

關(guān)于發(fā)動(dòng)機(jī)與外界熱交換的理論見(jiàn)文獻(xiàn)[4]和 文獻(xiàn)[5]，關(guān)于上式及式中相關(guān)參數(shù)物理意義此處不再重述。

1.2 發(fā)動(dòng)機(jī)熱爆炸延遲期

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)是一種由裝藥、絕熱層和殼體等組成的典型放熱系統(tǒng)，任務(wù)中通過(guò)化學(xué)推進(jìn)劑的點(diǎn)火燃燒釋放高溫工質(zhì)產(chǎn)生推力。當(dāng)外界存在熱源時(shí)，熱量會(huì)通過(guò)殼體與發(fā)動(dòng)機(jī)裝藥進(jìn)行熱交換，導(dǎo)致內(nèi)部環(huán)境溫度變化，進(jìn)一步對(duì)裝藥燃燒和釋能速率產(chǎn)生影響。在裝藥發(fā)生點(diǎn)火反應(yīng)之前，發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)熱分解、傳熱及熱交換過(guò)程可描述如下[5]：

殼體（標(biāo)注c）或絕熱層（標(biāo)注i）：

推進(jìn)劑裝藥（標(biāo)注p）：

2 計(jì)算及結(jié)果分析

2.1 計(jì)算模型及參數(shù)

發(fā)動(dòng)機(jī)為前后翼柱型裝藥，基于藥柱的幾何對(duì)稱(chēng)性，計(jì)算時(shí)取1/8模型建立三維有限元模型，共劃分10 272個(gè)單元，有限元模型如圖1所示[6]。計(jì)算前提條件參照前期丁羥推進(jìn)劑裝藥的發(fā)動(dòng)機(jī)烤燃性能研究[5]，采用的發(fā)動(dòng)機(jī)及其高能裝藥材料熱性能參數(shù)如表1所示。高能推進(jìn)劑活化能為56.9 MJ/kmol，分解熱為 1.567 MJ/kg。

圖1 裝藥有限元模型

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)及其裝藥熱性能參數(shù)

2.2 慢速烤燃

聯(lián)合國(guó)《關(guān)于危險(xiǎn)貨物運(yùn)輸?shù)慕ㄗh書(shū)試驗(yàn)和標(biāo)準(zhǔn)手冊(cè)》、美國(guó)防部《彈藥與爆炸品危險(xiǎn)性分級(jí)方法》和GB/T 14372-2013《危險(xiǎn)貨物運(yùn)輸爆炸品的認(rèn)可和分項(xiàng)試驗(yàn)方法》等標(biāo)準(zhǔn)文件規(guī)定，慢速烤燃要求環(huán)境溫度均勻且以3.3 ℃/h的速率上升。圖2為計(jì)算時(shí)長(zhǎng) 110 h獲得的推進(jìn)劑裝藥在計(jì)算時(shí)域內(nèi)最高溫度隨時(shí)間的變化情況。

圖2 慢速烤燃時(shí)推進(jìn)劑最高溫度隨時(shí)間變化情況

由圖2可以看出，曲線(xiàn)可分為4段：a）加熱的0～20 h，裝藥溫升非常緩慢；b）20～52 h，升溫速率明顯加快，溫度從50 ℃上升至270 ℃；c）52～88 h，裝藥溫度再次進(jìn)入平臺(tái)階段，基本保持不變；第四段為加熱88 h以后，裝藥溫度再次上升明顯。

與文獻(xiàn)[5]的研究結(jié)果對(duì)比可知，該大型發(fā)動(dòng)機(jī)的爆炸延遲階段為52～88 h，88 h后高能推進(jìn)劑開(kāi)始發(fā)生放熱反應(yīng)并導(dǎo)致爆炸，臨界反應(yīng)溫度為272 ℃。大型發(fā)動(dòng)機(jī)的爆炸延遲期明顯長(zhǎng)于小型發(fā)動(dòng)機(jī) （25～47 h）。

圖3和圖4分別為70 h和89 h時(shí)推進(jìn)劑的溫度分布云圖。與前期研究獲得的結(jié)論一致，加熱70 h時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)屬于爆炸延遲階段，裝藥處于吸熱儲(chǔ)能狀態(tài)，靠近絕熱層的推進(jìn)劑溫度梯度較大。加熱89 h后裝藥溫度已經(jīng)超過(guò)了臨界溫度，裝藥內(nèi)表面溫度和溫度梯度都要大于靠近絕熱層部分。

圖3 70h時(shí)推進(jìn)劑溫度分布云圖

圖4 89h時(shí)推進(jìn)劑溫度分布云圖

2.3 快速烤燃

快速烤燃要求將待測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)直接置于874 ℃的火焰環(huán)境中，圖5為獲得的計(jì)算時(shí)長(zhǎng)2 000 s的推進(jìn)劑在計(jì)算時(shí)域內(nèi)的最高溫度隨時(shí)間變化曲線(xiàn)。

圖5 快速烤燃時(shí)推進(jìn)劑最高溫度隨時(shí)間變化

由圖5可以看出，與慢速烤燃不同，曲線(xiàn)大致分為3個(gè)階段：第1階段為烤燃的前83 s內(nèi)，推進(jìn)劑溫度基本以恒定速率快速上升；第2階段為83～1 420 s，裝藥溫度基本保持不變，維持在約275 ℃；第3階段為加熱1 420 s后，推進(jìn)劑溫度再次急劇上升。

同理，與文獻(xiàn)[5]進(jìn)行對(duì)比，裝藥爆炸延遲期為83～1 420 s，約1 420 s后高能推進(jìn)劑由于內(nèi)部發(fā)生放熱反應(yīng)而爆炸，臨界溫度為275 ℃左右?？焖倏救枷麓笮桶l(fā)動(dòng)機(jī)的爆炸延遲期同樣明顯長(zhǎng)于小型發(fā)動(dòng)機(jī)（63～697 s）。

圖6和圖7為快速烤燃工況下反應(yīng)前后推進(jìn)劑溫度分布云圖。

圖6 50s時(shí)推進(jìn)劑溫度分布云圖

圖7 1430s時(shí)推進(jìn)劑溫度分布云圖

由圖6可知，50 s時(shí)裝藥處于持續(xù)升溫階段，靠近殼體部分的溫度相對(duì)較高，且向裝藥內(nèi)部大范圍擴(kuò)散，推進(jìn)劑徑向厚度越小，其溫差范圍越大，溫度在221～223 ℃之間。由圖7可知，加熱1 430 s時(shí)裝藥已經(jīng)開(kāi)始放熱反應(yīng)，靠近翼面根部的裝藥最先反應(yīng)，此時(shí)內(nèi)部升溫速率大于殼體外部的加熱速率，熱量沿裝藥徑向由內(nèi)向外擴(kuò)散。推進(jìn)劑徑向厚度小的區(qū)域最先達(dá)到臨界溫度而開(kāi)始放熱反應(yīng)，這與慢烤試驗(yàn)是不同的。對(duì)比兩種烤燃工況可以看出，熱擴(kuò)散速率在快速烤燃工況下較大，溫度梯度則是在慢速烤燃工況下較大，這是因?yàn)闇夭畲髸r(shí)熱量傳播更快，而外界溫度緩慢上升時(shí)導(dǎo)致溫度梯度分布較大。

3 快速烤燃外界溫度影響

為研究高能固體發(fā)動(dòng)機(jī)在不同物質(zhì)燃燒導(dǎo)致的火災(zāi)中的反應(yīng)情況，對(duì)不同環(huán)境溫度下發(fā)動(dòng)機(jī)的快速烤燃過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值模擬計(jì)算，結(jié)果如表2所示。

表2 快速烤燃環(huán)境溫度對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)反應(yīng)過(guò)程的影響

由表2可以看出，隨著外界火焰溫度的升高，高能發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火延遲時(shí)間明顯降低，臨界溫度稍有升高，即高能發(fā)動(dòng)機(jī)在高溫火焰環(huán)境下會(huì)更快引發(fā)反應(yīng)。

4 結(jié) 論

在慢速和快速烤燃工況下，本大型高能固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的高能裝藥分別在加熱約52 h和83 s后進(jìn)入爆炸延遲期，88 h和1 420 s后分別達(dá)到臨界反應(yīng)溫度，范圍在272～275 ℃內(nèi)。大型發(fā)動(dòng)機(jī)烤燃特性與小型發(fā)動(dòng)機(jī)呈現(xiàn)相同規(guī)律：熱擴(kuò)散速率在快速烤燃工況下較大，溫度梯度則相反；烤燃速率對(duì)推進(jìn)劑起始反應(yīng)位置有一定影響，慢速烤燃條件下裝藥翼面尖部先達(dá)到臨界溫度，而快速烤燃工況下是推進(jìn)劑翼面根部先發(fā)生反應(yīng)，這是因?yàn)檠b藥熱量傳遞的厚度決定了其儲(chǔ)熱能力。發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸和快烤環(huán)境溫度對(duì)其烤燃熱安全性影響較大，發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸降低和烤燃溫度升高均導(dǎo)致推進(jìn)劑點(diǎn)火延遲時(shí)間明顯降低。

[1] 原渭蘭, 潘浪. 一種艦載導(dǎo)彈固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)烤燃過(guò)程的數(shù)值計(jì)算方法[J]. 艦船科學(xué)技術(shù), 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] 陳廣南, 張為華. 固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)撞擊與熱安全性分析[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2008.

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[6] 馮長(zhǎng)根. 熱爆炸理論[M]. 北京: 科學(xué)出版社, 1988.

[7] 賀朝霞. 噴管形式對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)熱安全性的影響[J]. 中國(guó)科技論文, 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，主任工程師，主要研究方向?yàn)槲淦餮b備試驗(yàn)