安佳寧/92419部隊

研究一種無人機用火箭助推器選型與設(shè)計問題。在分析兩類助推器特點的基礎(chǔ)上,為某型無人機選定了助推器，并對噴管構(gòu)型、推進劑、殼體材料、絕熱層材料及藥柱結(jié)構(gòu)等進行了詳細設(shè)計，地面靜止試驗證明設(shè)計滿足需要。

無人機的助推器屬于固體火箭發(fā)動機。固體火箭發(fā)動機是直接產(chǎn)生推力的噴氣推進動力裝置，在它內(nèi)部將固體推進劑燃燒后，以很高的速度向后噴射出工質(zhì)，由此獲得反作用推力，使飛行器向前飛行。無人機助推器可以在較短時間內(nèi)給無人機提供較大的推力，使無人機可以利用推力及氣動外形能夠直接從發(fā)射架上起飛。無人機用火箭助推器作為消耗品，占據(jù)了無人機正常使用消耗成本的三分之一以上?；鸺破鞯难兄埔话阋?jīng)過推進劑配方設(shè)計、裝藥結(jié)構(gòu)設(shè)計、裝藥殼體設(shè)計等，完成設(shè)計后需經(jīng)過溫度試驗、運輸試驗、振動沖擊等一系列試驗，研制成本高。同時，在生產(chǎn)過程中，每批生產(chǎn)都會產(chǎn)生等額的試驗消耗，而無人機作為試驗消耗產(chǎn)品存在消耗數(shù)量不確定的特點，不可能一次生產(chǎn)很多。因此，生產(chǎn)成本高。無人機助推器包含殼體、固體推進劑、前封頭、點火器、噴管等部件。火箭助推器選型與設(shè)計是無人機設(shè)計的一項重要工作，作為為危險品，研制過程需嚴格按GJB1026A-1999《固體火箭發(fā)動機通用規(guī)范》、GJB2018A-2006《無人機發(fā)射分系統(tǒng)通用要求》等有關(guān)要求進行設(shè)計。

基本類型

目前，火箭助推器常用藥型有兩種雙基推進劑(DB)和復(fù)合推進劑(HTPB)。雙基推進劑助推器(以下簡稱雙基助推器)的主要結(jié)構(gòu)包括前頂蓋、點火器、絕熱殼體、雙基推進劑、擋藥板、噴管等。

雙基推進劑主要能量組分為硝化纖維素和爆炸性增塑劑，以及調(diào)整燃速的燃速調(diào)節(jié)劑、降低壓力敏感性的壓力指數(shù)調(diào)節(jié)劑、保障低壓穩(wěn)定燃燒的燃燒穩(wěn)定劑等。由于雙基助推器的推進劑燃燒溫度相對來說較低(2500K左右)、工作時間較短(1～3s左右)，因此除助推器殼體需要熱防護外，其他部件一般都不需要進行絕熱處理。噴管的高溫高壓部位喉部，也可以直接使用金屬件，而不必使用成本更高的抗沖刷、耐燒蝕的特殊材料。雙基推進劑的名義能量性能在2158Ns/kg～2256Ns/kg，但是由于助推器結(jié)構(gòu)長度限制導(dǎo)致噴管效率不夠高，通常在雙基助推器地面試驗中實測的能量性能在稍高于2000N·Ns/kg的水平狀態(tài)。

復(fù)合推進劑助推器的主要結(jié)構(gòu)與雙基助推器外部結(jié)構(gòu)基本一致，但其內(nèi)部結(jié)構(gòu)大相徑庭。復(fù)合推進劑通過貼壁澆注在絕熱殼體內(nèi)而構(gòu)成裝藥燃燒室，推進劑與絕熱殼體之間靠襯層材料粘結(jié)緊固。根據(jù)內(nèi)彈道設(shè)計需要，推進劑藥柱有多種藥型。前頂蓋在朝向燃燒室一側(cè)需要進行熱防護以防止前頂蓋金屬件高溫壓下形變失效。噴管基體采用高強度合金鋼，與燃氣流接觸的內(nèi)型面采用抗沖刷、耐燒蝕的絕熱材料，并運用模壓工藝成型;在沖刷最嚴重的喉部，則安裝了高強度石墨材料。在目前的中能固體推進劑中，HTPB(端經(jīng)基聚丁二烯)推進劑具有最為廣泛的應(yīng)用背景，其原因主要在于HTPB分子柔順性極好，因而由它制成的推進劑的力學(xué)性能是最好的;同是由于HTPB分子預(yù)聚體的粘度較低，有利于固體組分含量的增加，因而提高了推進劑的能量。目前，HTPB推進劑的能量水平在復(fù)合固體推進劑中是最高的。復(fù)合助推器主要組成如圖2所示，由燃燒室、主裝藥、噴管和點火器等部件組。

復(fù)合固體推進劑助推器特點

其主要特點有：

（1）結(jié)構(gòu)簡單。固體助推器沒有活動部件，發(fā)動機的零、部組件易于維護操作。

（2）可靠性高。因為結(jié)構(gòu)簡單，串聯(lián)的零、部組件少，助推器的可靠性較高。現(xiàn)代固體助推器的可靠度己達0.9以上。

（3）工作時間短，加速性能好。

（4）與雙基推進劑助推器相比較，具有能量高的特點。

基本技術(shù)要求

火箭助推器的基本技術(shù)要求主要包括總體指標(biāo)要求、試驗要求和與無人機接口要求三個主要部分。

（1）總體指標(biāo)

火箭助推器總沖、平均推力、工作環(huán)境溫度存放溫度外形尺寸、火箭助推器任務(wù)可靠度、貯存期等。

（2）試驗要求

溫度及水壓試驗高溫、低溫、常溫及水壓等例行出廠試驗，運輸試驗跌落試驗振動試驗按GJB 1026A-99《固體火箭發(fā)動機通用規(guī)范。

（3）接口要求

助推器與無人機的接口應(yīng)確保助推器推力線滿足設(shè)計要求，并保證助推器正常脫落。

匹配性設(shè)計

圖1 雙基助推器基本結(jié)構(gòu)

圖2 復(fù)合助推器助推器基本結(jié)構(gòu)

圖3 助推器剖視圖

圖4 助推器各零部件實體圖

火箭助推器設(shè)計主要包括以下內(nèi)容總體參數(shù)計算、結(jié)構(gòu)設(shè)計、裝藥選擇、點火裝置設(shè)計。針對發(fā)動機結(jié)構(gòu)尺寸及性能指標(biāo)特點，可充分繼承和利用現(xiàn)有發(fā)動機成熟的材料、工藝、設(shè)計技術(shù)及研制經(jīng)驗，通過材料的選取、結(jié)構(gòu)設(shè)計及發(fā)動機基本工作參數(shù)的選取，獲得安全、可靠、高性能和低成本的發(fā)動機技術(shù)方案。

發(fā)動機主要由絕熱頂蓋、裝藥燃燒室、噴管及點火器等組成。發(fā)動機藥柱為一體式貼壁澆注藥柱，燃燒室殼體旋壓成型，經(jīng)碳化除油后進入絕熱工序，燃燒室內(nèi)部均勻涂敷襯層，澆注完成后進行整形。點火器與絕熱頂蓋為螺紋連接，底部貼絕熱層。絕熱頂蓋、噴管與裝藥燃燒室之間為螺紋連接，通過對截面涂抹RTV硅橡膠膩子進行密封。點火線通過藥柱內(nèi)孔和堵塞中心內(nèi)孔穿出，密封后短接。發(fā)動機實體圖和各零部件實體圖分別見圖1和圖2。

燃燒室是用來主裝藥并使之在其中燃燒的一種裝置，燃燒室通常由殼體、內(nèi)絕熱層和襯層組成。燃燒室殼體應(yīng)具有承受高溫、高壓的能力，因此殼體材料大都采用高性能的合金鋼。為了防止在助推器工作時殼體材料過熱而受到破壞，在燃燒室內(nèi)部表面與高溫燃氣接觸的部位需要粘貼隔熱材料，形成內(nèi)絕熱層。為了使主裝藥與內(nèi)絕熱層和殼體內(nèi)表面之間粘結(jié)牢靠，通常在裝藥前在內(nèi)絕熱層和殼體內(nèi)表面噴涂一層很薄的襯層。主裝 藥是由復(fù)合固體推進劑制成的，其中包含燃料(鋁粉、粘結(jié)劑)、氧化劑(高氯酸銨)和其他組元，是發(fā)動機工作的能源和工質(zhì)源。其中鋁粉可以提高推進劑的能量，并能抑制燃燒不穩(wěn)定性。主裝藥與燃燒室的結(jié)合方式通常是貼壁澆注，即推進劑在流體態(tài)藥漿時就澆注入燃燒室，推進劑固化后就與燃燒室內(nèi)壁粘結(jié)在一起。主裝藥必須具有一定的幾何形狀和尺寸，其燃燒表面的變化必須保持一定的規(guī)律，才能實現(xiàn)預(yù)期的推力方案。

燃燒室殼體

從研制成本和制造工藝條件來考慮，采用30CrMnSiA合金鋼管材，通過調(diào)質(zhì)、旋壓、精加等工序完成殼體制造。燃燒室最大壓強按照16MPa考慮，考慮到加工工藝等因素，殼體壁厚取為2.0mm。據(jù)內(nèi)彈道指標(biāo)要求，選用丁羥復(fù)合推進劑，藥型采用內(nèi)孔+兩端面+六個前翼結(jié)構(gòu)。該結(jié)構(gòu)工藝性較好，燃面平穩(wěn)，增面比為1.07，燃氣通道流暢。藥柱m數(shù)取2.73，質(zhì)量可靠性較高。裝藥實體圖見圖5，燃面-肉厚曲線見圖6。

圖5 藥柱實體圖

絕熱頂蓋

絕熱頂蓋采用平板結(jié)構(gòu)，加工工藝性好，絕熱頂蓋與燃燒室殼體之間采用螺紋連接。絕熱頂蓋材料為30CrMnSiA合金鋼，絕熱頂蓋靠近燃燒室一側(cè)貼絕熱層進行熱防護，絕熱頂蓋實體圖見圖7。

噴管

噴管位于助推器燃燒室尾部，是燃燒室內(nèi)高溫高壓燃氣的出口。一方面控制燃氣的流出，保持燃燒室內(nèi)燃氣具有足夠的壓強;另一方面，通過噴管中的膨脹加速，將燃氣的熱能轉(zhuǎn)化為燃氣的動能，以很高的速度向后噴射出去，產(chǎn)生反作用推力。為了使燃氣流動從亞音速加速到超音速，噴管通道都采用先收縮后擴張的拉瓦爾噴管。典型的拉瓦爾噴管由收斂段、喉部和擴散段三部分組成。由于噴管始終受到高溫、高壓和高速燃氣流的傳熱和燒蝕，需要在噴管內(nèi)表面采用耐高溫抗燒蝕的材料或相應(yīng)的防熱、防燒蝕的措施。噴管采用錐形固定噴管結(jié)構(gòu)，與燃燒室殼體之間通過螺紋連接，密封形式為側(cè)面密封。噴管由殼體、收斂段絕熱件、擴張段絕熱件、喉襯等組成。噴管殼體采用30CrMnSiA合金鋼，喉襯采用高強高密石墨材料，收斂段和擴張段采用抗沖刷性好的高硅氧復(fù)合材料。噴管采用專用的硅橡膠堵塞進行封堵。

圖6 燃面-肉厚曲線

圖7 絕熱頂蓋實體圖

圖8 噴管實體圖

點火器

點火器用于點燃主裝藥，使助推器順利起動。在點火器中含有電發(fā)火頭和點火藥。助推器起動時，先是電發(fā)火頭發(fā)火，然后點燃點火藥，點火藥燃燒時產(chǎn)生的高溫高壓燃氣包圍主裝藥的燃燒表面，將主裝藥點燃。主裝藥的推進劑燃燒產(chǎn)生大量的高溫高壓燃氣，這就是助推器的工質(zhì)，用以通過噴管產(chǎn)生推力。發(fā)動機采用頭部點火，點火器安裝在絕熱頂蓋上，點火線從噴管堵塞引出。點火器為鈍感點火頭發(fā)火，點火器主裝藥為煙火劑，點火器安裝時在其安裝螺孔中也涂抹了適量膩子，可以防止火焰直接燒蝕點火器根部的絕熱頂蓋金屬件。點火器實體圖見圖8。

性能分析與試驗

通過固體火箭發(fā)動機內(nèi)彈道仿真設(shè)計軟件進行藥柱三維建模和內(nèi)彈道模擬計算。以目前廣泛使用的零維內(nèi)彈道模型為理論基礎(chǔ)，燃燒室壓強動平衡方程如下：

式中，a—燃速系數(shù)；ρgr—藥柱密度；c*—特征速度；Ab—燃燒面積；At—噴喉截面積；n—壓強指數(shù)。

取噴管喉徑燒蝕率為0.08mm/s，通過內(nèi)彈道仿真計算，高、低、常溫壓強隨時間變化曲線見圖9，高、低、常溫推力隨時間變化曲線見圖10。

固體火箭發(fā)動機進行了地面靜止試驗。對3發(fā)固體火箭發(fā)動機分別進行了+20℃、+55℃、-40℃保溫，升、降溫速率小于10℃/h，+20℃、-40℃恒溫時間大于20h，+55℃恒溫時間大于24h，從保溫箱取出至點火時間小于60min。從地面靜止試驗的結(jié)果看滿足需要。

圖9 助推器高低常溫壓強預(yù)示曲線

圖10 助推器高低常溫推力預(yù)示曲線

圖11 助推器高低常溫推力試驗曲線

結(jié)論

復(fù)合助助推器裝藥藥柱m數(shù)為2.73，有利于藥柱結(jié)構(gòu)完整性，助推器使用溫度范圍在丁羥推進劑正常工作范圍內(nèi)，助推器性能可以很好地滿足總體要求。方案設(shè)計時充分借鑒了成熟技術(shù)和工藝，噴管結(jié)構(gòu)材料成熟，生產(chǎn)工藝簡潔，易于實現(xiàn)。地面靜止試驗證明設(shè)計滿足需要。